RU2715450C1 - Многорежимный ракетный двигатель - Google Patents
Многорежимный ракетный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2715450C1 RU2715450C1 RU2019116098A RU2019116098A RU2715450C1 RU 2715450 C1 RU2715450 C1 RU 2715450C1 RU 2019116098 A RU2019116098 A RU 2019116098A RU 2019116098 A RU2019116098 A RU 2019116098A RU 2715450 C1 RU2715450 C1 RU 2715450C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- intermediate bottom
- combustion chamber
- heat
- metal shell
- rocket
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
- F02K9/28—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants having two or more propellant charges with the propulsion gases exhausting through a common nozzle
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к многорежимным ракетным двигателям на твердом топливе, и может быть использовано при создании ракет. Многорежимный ракетный двигатель содержит цилиндрический корпус, промежуточное днище, разделяющее его на камеры сгорания, зарядов твердого топлива и выходного сопла. Промежуточное днище выполнено из выгнутой в сторону второй камеры сгорания полусферической перфорированной металлической оболочки. Со стороны второй камеры сгорания перфорированная металлическая оболочка усилена радиальными ребрами жесткости в количестве не более 4 штук с теплозащитными накладками. Со стороны первой камеры сгорания перфорированная металлическая оболочка закрыта металлической фольгой и мембраной с функцией теплозащитного покрытия, герметично закрепленными к оболочке на клеевое соединение по своим внешним и внутренним диаметрам. В центральное отверстие промежуточного днища установлено воспламенительное устройство. Изобретение позволяет обеспечить равномерное воспламенение заряда ракетного двигателя без снижения прочности промежуточного днища и повысить надежность работы такого двигателя. 5 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к многорежимным твердотопливным ракетным двигателям, и может быть использовано при создании ракет.
Многорежимный ракетный двигатель содержит цилиндрический корпус, стартовую и маршевую камеры сгорания с твердотопливными зарядами соответственно. Камеры разделяют промежуточные (разделительные) днища с теплозащитным покрытием. К передней части двигателя пристыкована крышка, а к задней части - сопло с заглушкой. В каждой камере предусмотрено воспламенительное устройство.
Известен двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива (патент России №2390646, МПК F02K 9/28 от 29.12.2008 г.), содержащий цилиндрический корпус, стартовую и маршевую камеры с пороховыми зарядами, разделительное днище, устройство вскрытия днища и сопло. Устройство вскрытия днища выполнено в виде симметрично расположенных относительно продольной оси двигателя на разделительном днище сферических перфорированных заглушек, выгнутых в сторону маршевой камеры. Со стороны стартовой камеры заглушка взаимодействует с тонкостенной мембраной, повторяющей ее форму, герметично закрепленной по периферии на заглушке и имеющей теплозащитное покрытие (ТЗП).
Использование такого разделительного днища в многорежимных ракетных двигателях (РД) твердого топлива нецелесообразно, из-за размещения в днище воспламенительного устройства, необходимо либо уменьшать размеры перемычек между перфорированными заглушками и центральным отверстием под воспламенительное устройство, что приведет к снижению требуемой прочности днища, либо уменьшать размеры самих перфорированных заглушек, что приведет к значительному увеличению газодинамических потерь истечения продуктов сгорания заряда второй (маршевой) камеры, и соответственно - к снижению ее тяги.
Целью настоящего изобретения является равномерное воспламенение заряда камеры сгорания ракетного двигателя, посредством размещения воспламенительного устройства в центре промежуточного днища без снижения его прочности, при соблюдении требуемых параметров энерговооруженности, прочности конструкции и надежности его.
Поставленная цель достигается использованием выгнутой в сторону второй камеры сгорания полусферической перфорированной металлической оболочки, усиленной со стороны этой камеры радиальными ребрами жесткости в количестве не более 4 штук с теплозащитными накладками и закрытой со стороны первой камеры сгорания металлической фольгой и резиновой мембраной с функцией теплозащитного покрытия, герметично закрепленными к оболочке на клеевое соединение по своим внешним и внутренним диаметрам, установке в центральное отверстие днища воспламенительного устройства.
Изобретение поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображен общий вид РД, на фиг. 2 - конструкция днища, на фиг. 3 - поперечный разрез ребер жесткости с тепловой защитой, на фиг. 4 - вид на ребра жесткости со стороны второй камеры, на фиг. 5 - вид на тепловую защиту радиальных ребер жесткости со стороны второй камеры.
Двигатель (фиг. 1) содержит цилиндрический корпус 1, первую камеру сгорания 2 с твердотопливным зарядом 3, вторую камеру сгорания 4 с твердотопливным зарядом 5. Для истечения продуктов сгорания первой и второй ступени используется одно сопло 6. Камеры 2 и 4 разделены полусферическим металлическим промежуточным днищем 7, в котором имеются отверстия перфорации 8 и центральное отверстие для монтажа воспламенительного устройства 9 (фиг. 2). Размер и количество отверстий перфорации подбирается с учетом, что их суммарная площадь превышает площадь критического сечения сопла более чем в 2,5 раза. Со стороны первой камеры 2 промежуточное днище 7 закрыто металлической фольгой 10 и мембраной с функцией теплозащитного покрытия 11, повторяющими его форму и герметично закрепленными к промежуточному днищу 7 на клеевое соединение по своим внешним и внутренним диаметрам. Со стороны второй камеры 4 (фиг. 4) установлены ребра жесткости 12 в количестве не более 4-х, удерживающие воспламенительное устройство 9 от вылета в сопло при работе второй камеры сгорания 4. Ребра жесткости 12 могут изготавливаться вместе с днищем 7 одной деталью методом штамповки или крепиться к нему отдельной деталью. Ребра жесткости 12 с двух сторон закрываются накладками из ТЗП 13 (фиг. 5), при этом поверхность накладок из ТЗП 13 прилегающих к ребрам жесткости 12 со стороны второй камеры сгорания повторяют их форму (фиг. 3), а со стороны первой камеры - повторяют форму мембраны 11. Другие поверхности накладок из ТЗП 13 имеют в сечении обтекаемую форму для снижения сопротивления газовому потоку. При сборке РД промежуточное днище 7 с металлической фольгой 10 и мембраной с функцией теплозащитного покрытия 11 зажимаются между соосными расположенными накладками из ТЗП 13, при этом ребра жесткости 12 оказываются заключенными в теплозащитный кожух.
Многорежимный ракетный двигатель работает следующим образом. Включение первой и второй ступени производится последовательно, возможно, с паузой. При работе первой камеры давление продуктов сгорания заряда воздействует через мембрану и металлическую фольгу на полусферическое металлическое промежуточное днище. Продавливание мембраны с фольгой не происходит по причине того, что давление в стартовой камере не превышает предельно допустимого для локального участка фольги, соответствующей площади одной перфорации.
При включении второй камеры, продукты сгорания ее заряда, проникая через отверстия перфорации, воздействуют на мембрану по всей площади, вскрывают ее и, проникая в стартовую камеру, истекают через сопло.
Через 0,1-0,2 с после вскрытия металлической фольги перемычки между отверстиями перфорации прогорают, и продукты сгорания начинают исходить через всю площадь промежуточного днища, ограниченную обтекаемой теплозащитой ребер жесткости, чем достигается снижение газодинамических потерь газового потока. Теплозащита не позволяет прогорать ребрам жесткости, тем самым обеспечивается удержание воспламенительного устройства от вылета в сопло на всем интервале времени работы второй ступени.
Таким образом, предложенное техническое решение позволяет достичь поставленной цели, а именно: обеспечение равномерного воспламенения заряда камеры сгорания ракетного двигателя, посредством размещения воспламенительного устройства в центре промежуточного днища без снижения его прочности, при повышении параметров энерговооруженности и надежности работы.
Claims (1)
- Многорежимный ракетный двигатель, состоящий из цилиндрического корпуса, промежуточного днища, разделяющего его на камеры сгорания, зарядов твердого топлива и выходного сопла, отличающийся тем, что промежуточное днище выполнено из выгнутой в сторону второй камеры сгорания полусферической перфорированной металлической оболочки, усиленной со стороны этой камеры радиальными ребрами жесткости в количестве не более 4 штук с теплозащитными накладками и закрытой со стороны первой камеры сгорания металлической фольгой и мембраной с функцией теплозащитного покрытия, герметично закрепленными к оболочке на клеевое соединение по своим внешним и внутренним диаметрам, в центральное отверстие промежуточного днища установлено воспламенительное устройство.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019116098A RU2715450C1 (ru) | 2019-05-24 | 2019-05-24 | Многорежимный ракетный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019116098A RU2715450C1 (ru) | 2019-05-24 | 2019-05-24 | Многорежимный ракетный двигатель |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2715450C1 true RU2715450C1 (ru) | 2020-02-28 |
Family
ID=69768127
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2019116098A RU2715450C1 (ru) | 2019-05-24 | 2019-05-24 | Многорежимный ракетный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2715450C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU212932U1 (ru) * | 2022-06-30 | 2022-08-12 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н.Туполева-КАИ" | Сопловая заглушка ракетного двигателя твердого топлива |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3888079A (en) * | 1972-03-25 | 1975-06-10 | Dynamit Nobel Ag | Solid propellant rocket motor |
US4956971A (en) * | 1988-08-03 | 1990-09-18 | Morton Thiokol, Inc. | Solid propellant canister loaded multiple pulsed or staged rocket motor |
GB2367605A (en) * | 1991-10-11 | 2002-04-10 | Thiokol Corp | Membrane seal assembly for a pulsed rocket motor |
EP1138923B1 (fr) * | 2000-03-01 | 2005-10-19 | Roxel France | Moteur autopropulsé à plusieurs étages et système de séparation situé entre deux étages consécutifs |
RU2390646C1 (ru) * | 2008-12-29 | 2010-05-27 | Открытое акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени Ивана Ивановича Картукова" | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива |
-
2019
- 2019-05-24 RU RU2019116098A patent/RU2715450C1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3888079A (en) * | 1972-03-25 | 1975-06-10 | Dynamit Nobel Ag | Solid propellant rocket motor |
US4956971A (en) * | 1988-08-03 | 1990-09-18 | Morton Thiokol, Inc. | Solid propellant canister loaded multiple pulsed or staged rocket motor |
GB2367605A (en) * | 1991-10-11 | 2002-04-10 | Thiokol Corp | Membrane seal assembly for a pulsed rocket motor |
EP1138923B1 (fr) * | 2000-03-01 | 2005-10-19 | Roxel France | Moteur autopropulsé à plusieurs étages et système de séparation situé entre deux étages consécutifs |
RU2390646C1 (ru) * | 2008-12-29 | 2010-05-27 | Открытое акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени Ивана Ивановича Картукова" | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU212932U1 (ru) * | 2022-06-30 | 2022-08-12 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н.Туполева-КАИ" | Сопловая заглушка ракетного двигателя твердого топлива |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN108590885B (zh) | 一种多功能的模块化固体火箭发动机组合喷管结构 | |
KR101192203B1 (ko) | 추진기관 및 이를 구비하는 로켓 | |
US3439613A (en) | Self-propelled hollow charge having concave liner with propellant contained therein | |
JP4619813B2 (ja) | 二段推力ロケットモータ | |
RU2312999C1 (ru) | Ракетный двигатель на твердом топливе | |
KR101839193B1 (ko) | 다발형 추진제 고정장치 및 이의 제조방법 | |
RU2390646C1 (ru) | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2715450C1 (ru) | Многорежимный ракетный двигатель | |
RU2493533C1 (ru) | Активно-реактивный снаряд | |
RU2445492C1 (ru) | Двухрежимная двигательная установка | |
RU2383764C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
KR20110088652A (ko) | 복합 추진탄용 점화/지연장치 조립체 | |
JP5829278B2 (ja) | 飛行機械、特にミサイル用の推進システム | |
RU2715453C1 (ru) | Многорежимный ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2422663C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2462686C2 (ru) | Способ увеличения дальности полета снаряда (варианты) и устройство для его реализации | |
JP2006226202A (ja) | 二段推力ロケットモータ | |
RU2675983C1 (ru) | Двигатель кумулятивно-фугасного заряда | |
US4495763A (en) | Dual-thrust nozzle apparatus for rockets | |
US5113763A (en) | Consumable igniter for a solid rocket motor | |
RU2351788C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива управляемого снаряда, воспламенитель твердотопливного заряда и сопловой блок ракетного двигателя | |
RU2372513C1 (ru) | Заглушка сопла ракетного двигателя | |
RU2357200C2 (ru) | Ракета | |
RU2362035C1 (ru) | Заряд твердого ракетного топлива | |
RU2432484C1 (ru) | Воспламенитель твердотопливного заряда для ракетного двигателя |