RU2258151C1

RU2258151C1 - Solid-propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2258151C1
Application number: RU2003138083/06A
Authority: RU
Inventors: А.П. Талалаев (RU); А.П. Талалаев; Н.А. Макаровец (RU); Н.А. Макаровец; Г.Э. Кузьмицкий (RU); Г.Э. Кузьмицкий; В.И. Колесников (RU); В.И. Колесников; Г.Н. Амарантов (RU); Г.Н. Амарантов; Г.Н. Баранов (RU); Г.Н. Баранов; В.Я. Шамраев (RU); В.Я. Шамраев; П.К. Колач (RU); П.К. Колач; В.С. Самохин (RU); В.С. Самохин; М.В. Мельниченко (RU); М.В. Мельниченко
Original assignee: Федеральное государственное унитарное предприятие "Персмкий завод им. С.М. Кирова"
Priority date: 2003-12-30
Filing date: 2003-12-30
Publication date: 2005-08-10
Also published as: RU2003138083A

Abstract

FIELD: rocketry.

SUBSTANCE: proposed solid-propellant rocket engine contains housing with channel charge, charge fitted in channel and igniter including housing with one of several nozzles-holes. Exit section of nozzle-hole of igniter is located at distance equal to 2-8 equivalent diameters of nozzle-hole from ignited surface of charge. Angle of tilting of axis of nozzle-hole to ignited surface is not less than 45°.

EFFECT: reduced mass of igniting composition required for operation of engine.

2 dwg

Description

Изобретение относится к ракетным системам различного назначения и может найти применение при проектировании и отработке ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ).The invention relates to rocket systems for various purposes and can find application in the design and development of solid propellant rocket engines (RTTT).

Одной из основных задач, решаемых при создании РДТТ, является обеспечение заданного уровня вероятности безотказной работы каждой составной части. Важная роль здесь принадлежит системе воспламенения заряда, недостаточная эффективность которой снижает не только параметрическую надежность ракетного двигателя, но может привести к отказу из-за незагорания заряда.One of the main tasks to be solved when creating a solid propellant rocket motor is to provide a given level of probability of failure-free operation of each component. An important role here belongs to the charge ignition system, the insufficient efficiency of which reduces not only the parametric reliability of the rocket engine, but can lead to failure due to ignition of the charge.

Известна конструкция воспламенителя с регулируемым кольцевым соплом (см. патент США №4378674). Задачей данного технического решения является обеспечение надежности воспламенения заряда.A known igniter design with an adjustable annular nozzle (see US patent No. 4378674). The objective of this technical solution is to ensure the reliability of ignition of the charge.

Недостатком конструкции является то, что перед воспламенением необходимо нагреть значительную часть поверхности заряда, поэтому для надежного зажжения заряда требуется большая масса воспламенительного состава.The disadvantage of the design is that before ignition it is necessary to heat a significant part of the surface of the charge, therefore, for reliable ignition of the charge requires a large mass of igniter composition.

Известна конструкция воспламенительного устройства, выполненного в виде микродвигателя с перфорированным корпусом, закрепленного на переднем дне РДТТ и расположенного в звездообразном канале с зазором, имеющим площадь проходного сечения (0,3...0,35)D², где D - диаметр корпуса воспламенительного устройства (см. патент РФ №2135806). Эта конструкция принята авторами за прототип.The known design of the igniter device, made in the form of a micromotor with a perforated body, mounted on the front bottom of the solid propellant rocket motor and located in a star-shaped channel with a gap having a passage area (0.3 ... 0.35) D ² , where D is the diameter of the igniter body devices (see RF patent No. 2135806). This design is accepted by the authors as a prototype.

Задачей данного технического решения является обеспечение работы РДТТ с требуемым уровнем надежности за счет обеспечения свободного прохода продуктов сгорания между корпусом воспламенительного устройства и горящей поверхностью заряда.The objective of this technical solution is to ensure the operation of the solid propellant rocket motor with the required level of reliability by ensuring the free passage of combustion products between the igniter body and the burning surface of the charge.

Общими признаками с предлагаемой конструкцией является наличие у воспламенителя перфорированного корпуса и размещение воспламенителя в канале заряда.Common features with the proposed design is the presence of a perforated housing in the igniter and the placement of the igniter in the charge channel.

Данное конструктивное решение основано на принципе воспламенения поверхности заряда за счет движения продуктов сгорания воспламенительного состава по тракту двигателя.This design solution is based on the principle of ignition of the surface of the charge due to the movement of combustion products of the igniter composition along the engine path.

Известная конструкция работает следующим образом. Основная часть продуктов сгорания воспламенительного состава распространяется по каналу заряда в осевом направлении, заполняет свободный объем двигателя, прогревает и воспламеняет поверхность заряда РДТТ. В результате нагреву подвергается практически вся воспламеняемая поверхность заряда и для надежного воспламенения требуется значительная масса воспламенительного состава, что ухудшает массово-энергетические показатели РДТТ.Known design works as follows. The main part of the combustion products of the igniter composition is distributed along the charge channel in the axial direction, fills the free volume of the engine, warms up and ignites the surface of the solid propellant charge. As a result, almost the entire flammable surface of the charge is heated and reliable ignition requires a significant mass of the ignition composition, which affects the mass-energy characteristics of solid propellant rocket motors.

В отличие от прототипа в предлагаемой конструкции воспламенитель расположен в камере РДТТ таким образом, что ось сопла-отверстия составляет с воспламеняемой поверхностью угол не менее 45°, срез сопла-отверстия расположен на расстоянии 2-8 эквивалентных диаметров сопла-отверстия от воспламеняемой поверхности.Unlike the prototype in the proposed design, the igniter is located in the solid propellant chamber in such a way that the axis of the nozzle-hole makes an angle of not less than 45 ° with the combustible surface, the section of the nozzle-hole is located at a distance of 2-8 equivalent diameters of the nozzle-hole from the combustible surface.

Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.It is this that allows us to conclude that there is a causal relationship between the totality of the essential features of the claimed technical solution and the achieved technical result.

Указанные признаки, отличительные от прототипа, на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, достаточны.These signs, distinctive from the prototype, to which the requested amount of legal protection applies, are sufficient.

Технической задачей предлагаемого изобретения является обеспечение воспламенения заряда и характеристик начального участка работы РДТТ с заданным уровнем надежности при массе воспламенительного состава в 3...4 раза меньшей, чем это требуется по известным методам расчета и из опыта отработки РДТТ.The technical task of the invention is to provide ignition of the charge and characteristics of the initial phase of operation of solid propellant rocket motors with a given level of reliability with a mass of igniter composition 3 ... 4 times less than that required by known calculation methods and from experience in working out solid propellant rocket motors.

Технический результат при осуществлении изобретения достигается за счет того, что в РДТТ, содержащем корпус с размещенным в нем канальным зарядом, воспламенитель, утопленный в канал заряда, содержащий корпус с одним или несколькими соплами-отверстиями, в нем срез сопла-отверстия отстоит от воспламеняемой поверхности на величину 2...8 эквивалентных диаметров сопла-отверстия, а угол наклона оси сопла-отверстия к воспламеняемой поверхности равен не менее 45°.The technical result in the implementation of the invention is achieved due to the fact that in a solid propellant rocket engine containing a housing with a channel charge placed therein, an igniter recessed into a charge channel containing a housing with one or more nozzle openings, therein a section of the nozzle hole is separated from the combustible surface 2 ... 8 equivalent diameters of the nozzle-hole, and the angle of inclination of the axis of the nozzle-hole to the combustible surface is not less than 45 °.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяет за счет выбора оптимальных углов наклона оси сопла отверстия к воспламеняемой поверхности не менее 45^° и расстояний от среза сопла-отверстия до воспламеняемой поверхности в пределах 2...8 диаметра сопла-отверстия обеспечить надежное функционирование РДТТ при минимальной массе воспламенительного устройства, что обеспечивает повышение весового совершенства РДТТ и позволяет размещать воспламенительное устройство в любом удобном месте камеры РДТТ, в том числе и в полости щели заряда.A new set of structural elements, as well as the presence of connections between them, allows us to ensure, from the choice of the optimal angle of inclination of the axis of the nozzle of the hole to the combustible surface, at least 45 ^° and the distance from the nozzle-hole cut to the combustible surface within 2 ... 8 of the nozzle-hole diameter reliable operation of the solid propellant rocket motor with the minimum mass of the igniter device, which provides an increase in the weight perfection of the solid propellant rocket motor and allows you to place the igniter in any convenient location of the solid rocket motor, including in the cavity of the charge gap.

При необходимости для уменьшения давления в корпусе воспламенителя с целью предотвращения его разрушения в корпусе могут быть выполнены дополнительные отверстия.If necessary, additional holes can be made in the housing to reduce the pressure in the igniter body in order to prevent its destruction in the housing.

Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решениях и не известны из уровня техники в процессе проведения патентных исследований, что позволяет сделать вывод о соответствии изобретения критерию «новизны».Signs that distinguish the proposed technical solution from the prototype are not identified in other technical solutions and are not known from the prior art in the process of conducting patent research, which allows us to conclude that the invention meets the criterion of "novelty."

Исследуя уровень техники в ходе проведения патентного поиска по всем видам сведений, доступных в РФ и зарубежных странах, обнаружено, что предлагаемое техническое решение явным образом не следует из известного уровня техники, следовательно, можно сделать вывод о соответствии критерию «изобретательский уровень».Studying the level of technology during the patent search for all types of information available in the Russian Federation and foreign countries, it was found that the proposed technical solution does not explicitly follow from the prior art, therefore, we can conclude that the criterion of "inventive step" is met.

Сущность изобретения заключается в создании условий для воспламенения топлива в начальный момент на локальном участке поверхности заряда РДТТ с последующим распространением зоны горения на остальную поверхность. Таким локальным участком является область поверхности заряда, в которую направлена струя продуктов сгорания воспламенительного состава. В момент срабатывания воспламенителя форс пламени, истекая из сопла-отверстия на ограниченный участок поверхности заряда, создает на нем местный очаг горения. Продукты сгорания топлива распространяются отсюда на всю поверхность заряда РДТТ, обеспечивая ее быстрое и надежное воспламенение за счет значительно более высоких температуры (до 3500 К) и газоприхода.The essence of the invention is to create conditions for ignition of fuel at the initial moment on a local part of the solid propellant charge surface with the subsequent spread of the combustion zone to the remaining surface. Such a local area is the region of the surface of the charge into which the stream of combustion products of the igniter composition is directed. At the moment of ignition, the force of the flame, flowing from the nozzle-hole to a limited portion of the surface of the charge, creates a local burning center on it. From here, the combustion products of the fuel extend to the entire surface of the solid propellant charge, ensuring its quick and reliable ignition due to significantly higher temperatures (up to 3500 K) and gas intake.

Сущность изобретения поясняется фиг.1, на котором изображен продольный разрез РДТТ, где 1 - заряд РДТТ 2 - воспламенитель 3 - сопло-отверстие воспламенителя.The invention is illustrated in figure 1, which shows a longitudinal section of a solid propellant rocket motor, where 1 is the charge of the solid propellant rocket motor 2 - igniter 3 - nozzle-hole of the igniter.

Указанные выше интервалы расстояний от среза сопла-отверстия воспламенителя до поверхности заряда и углов наклона оси сопла-отверстия к воспламеняемой поверхности определены экспериментально.The above ranges of distances from the nozzle-hole exit of the igniter to the charge surface and the angles of inclination of the axis of the nozzle-hole to the combustible surface are determined experimentally.

На фиг.2 иллюстрируется зависимость вероятности безотказной работы РДТТ (Р) от расстояния между срезом сопла-отверстия и поверхностью заряда (h).Figure 2 illustrates the dependence of the probability of failure of the solid propellant rocket motor (P) on the distance between the nozzle-hole cut and the charge surface (h).

Изменение угла α в пределах указанного интервала практически не влияет на надежность воспламенения заряда.A change in the angle α within the specified interval practically does not affect the reliability of ignition of the charge.

Выход за пределы указанных интервалов приводит:Going beyond the specified intervals leads to:

- при h<2d наблюдается высокая интенсивность эрозионного вымывания поверхности заряда, что приводит к искажению фронта поверхности горения заряда и возникновению нерасчетного режима работы РДТТ;- at h <2d, a high intensity of erosive leaching of the charge surface is observed, which leads to a distortion of the front of the combustion surface of the charge and the appearance of an off-design mode of operation of the solid propellant rocket motor;

- при h>8d, α<45° снижается надежность воспламенения заряда за счет рассеяния потока продуктов сгорания от воспламенителя. Это приводит к увеличению площади локального участка на поверхности заряда, на котором необходимо создать условия для воспламенения топлива. Кроме того, при α<45° возрастает касательная составляющая скорости потока продуктов сгорания от воспламенителя, что в свою очередь увеличивает площадь локального участка. Поэтому для обеспечения надежности воспламенения в этом случае требуется увеличивать массу воспламенительного состава и воспламенителя в целом.- at h> 8d, α <45 °, the reliability of ignition of the charge decreases due to the dispersion of the flow of combustion products from the igniter. This leads to an increase in the local area on the surface of the charge, on which it is necessary to create conditions for ignition of the fuel. In addition, at α <45 °, the tangent component of the flow rate of the combustion products from the igniter increases, which in turn increases the area of the local area. Therefore, to ensure the reliability of ignition in this case, it is necessary to increase the mass of the igniter composition and the ignitor as a whole.

Claims

A rocket engine of solid fuel, comprising a housing with a channel charge placed therein, an ignitor recessed into the charge channel, comprising a housing with one or more nozzle openings, characterized in that in it a section of the nozzle-hole of the igniter is separated by 2 from the combustible surface of the charge ... 8 equivalent diameters of the nozzle-hole, and the angle of inclination of the axis of the nozzle-hole to the combustible surface is not less than 45 °.