RU2698780C1 - Propulsion system - Google Patents
Propulsion system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2698780C1 RU2698780C1 RU2018130060A RU2018130060A RU2698780C1 RU 2698780 C1 RU2698780 C1 RU 2698780C1 RU 2018130060 A RU2018130060 A RU 2018130060A RU 2018130060 A RU2018130060 A RU 2018130060A RU 2698780 C1 RU2698780 C1 RU 2698780C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- heat
- shielding material
- sleeve
- nozzle
- propulsion system
- Prior art date
Links
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 58
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 20
- 239000000843 powder Substances 0.000 claims abstract description 9
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 claims description 5
- 239000002131 composite material Substances 0.000 abstract description 2
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 7
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 6
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 4
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 4
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 4
- 238000002679 ablation Methods 0.000 description 3
- 230000017525 heat dissipation Effects 0.000 description 3
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 3
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 2
- 230000032798 delamination Effects 0.000 description 2
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 2
- 238000013021 overheating Methods 0.000 description 2
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000002035 prolonged effect Effects 0.000 description 2
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 2
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 2
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 2
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 244000309464 bull Species 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 238000005336 cracking Methods 0.000 description 1
- 230000007123 defense Effects 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 239000003779 heat-resistant material Substances 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 1
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 1
- 230000013011 mating Effects 0.000 description 1
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
- 230000002277 temperature effect Effects 0.000 description 1
- 239000013585 weight reducing agent Substances 0.000 description 1
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
- F02K9/30—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants with the propulsion gases exhausting through a plurality of nozzles
-
- 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
- F02K9/97—Rocket nozzles
- F02K9/974—Nozzle- linings; Ablative coatings
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Powder Metallurgy (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение в двигательных установках, работающих на твердом топливе, и автономных бортовых источниках энергии.The present invention relates to the field of rocketry and may find application in propulsion systems operating on solid fuel, and autonomous on-board energy sources.
Известна двигательная установка, содержащая камеру сгорания с пороховым зарядом, воспламенитель, сопловой блок с посадочным местом под обойму с сопловым вкладышем, сопловой вкладыш, закритический вкладыш из термостойкой пластмассы и теплозащитную вставку со стороны камеры сгорания, принятая авторами за аналог. (Патент RU №2189483 по заявке №2000129287 с приоритетом от 22.11.2000 г., опубликован 20.09.2002 г., Бюл. №26). Известная конструкция имеет малую массу и обеспечивает надежную работу в условиях интенсивного нагрева и высокого давления при работе двигательной установки с камерой сгорания, выполненной из композиционного материала. Надежная работа соплового блока в двигательной установке известной конструкцией обеспечивается при высоких секундных расходах продуктов горения заряда твердого ракетного топлива (>5 кг/с) и относительно малом времени работы (до 3 с). При увеличении времени работы и ступенчатых перепадах давления в камере сгорания даже при уменьшении секундного расхода продуктов горения заряда твердого ракетного топлива конструкция, принятая за аналог, не сможет обеспечить требуемую надежность работы. Это обусловлено тем, что элементы соплового блока работают в условиях неравномерного нестационарного нагрева, приводящего к возникновению в них значительных напряжений, снижению физико-механических характеристик используемых конструкционных материалов. В конструкции аналога при увеличении времени работы возможно растрескивание вкладыша, так как его внутренняя поверхность при длительном нагреве под действием давления деформируется (увеличивается в диаметре), а наружная поверхность, контактирующая с внутренней юбкой обоймы, выполненной из более прочного материала, испытывает сжимающие напряжения. Отвод тепла от вкладыша к наружной юбке осуществляется только через тонкостенный корпус, в результате чего во вкладыше может возникать изгибающий момент, который также может привести к растрескиванию вкладыша. При длительном воздействии продуктов сгорания топлива может происходить интенсивный неравномерный унос материала теплозащитной вставки со стороны камеры сгорания, в результате чего может возникнуть асимметрия потока в сопле, ведущая к возникновению недопустимого эксцентриситета тяги. Наличие нескольких зон контакта материалов с различными физико-механическими характеристиками при длительном времени работы двигательной установки может привести к образованию на внутренней поверхности сопла ступенек из-за неравномерного уноса материалов. Это приведет к росту потерь тяги двигательной установки и увеличению боковых сил, действующих на различные участки сопла, что может привести к его частичному или полному разрушению.A known propulsion system containing a combustion chamber with a powder charge, an igniter, a nozzle block with a seat for a clip with a nozzle insert, a nozzle insert, a supercritical insert made of heat-resistant plastic and a heat-insulating insert on the side of the combustion chamber, adopted by the authors as an analogue. (Patent RU No. 2189483 for application No. 2000129287 with priority dated November 22, 2000, published September 20, 2002, Bull. No. 26). The known design has a small mass and ensures reliable operation in conditions of intense heating and high pressure during operation of the propulsion system with a combustion chamber made of composite material. Reliable operation of the nozzle block in a propulsion system of a known design is ensured at high second consumption rates of the combustion products of solid rocket fuel charge (> 5 kg / s) and relatively short operating time (up to 3 s). With an increase in operating time and stepwise pressure drops in the combustion chamber, even with a decrease in the second consumption of combustion products of solid rocket fuel, the design adopted as an analogue cannot provide the required reliability. This is due to the fact that the elements of the nozzle block operate under conditions of non-uniform non-stationary heating, which leads to the occurrence of significant stresses in them, and to a decrease in the physicomechanical characteristics of the structural materials used. In the design of the analogue, with an increase in the operating time, the liner may crack, since its inner surface deforms (increases in diameter) under prolonged heating under pressure, and the outer surface in contact with the inner skirt of the cage made of a more durable material experiences compressive stresses. Heat is removed from the liner to the outer skirt only through a thin-walled body, as a result of which a bending moment can occur in the liner, which can also lead to cracking of the liner. With prolonged exposure to fuel combustion products, intense uneven ablation of the material of the heat-shielding insert from the side of the combustion chamber can occur, as a result of which asymmetry of the flow in the nozzle may occur, leading to the occurrence of unacceptable thrust eccentricity. The presence of several contact zones of materials with different physical and mechanical characteristics during a long operating time of the propulsion system can lead to the formation of steps on the inner surface of the nozzle due to uneven ablation of materials. This will lead to an increase in thrust losses of the propulsion system and an increase in lateral forces acting on different sections of the nozzle, which can lead to its partial or complete destruction.
Известна двигательная установка (ДУ), принятая авторами за прототип, содержащая камеру с сопловыми бобышками, в отверстия которых вставлены вкладыши с соплами, пластмассовый экран, пороховой заряд и воспламенитель. (ПТУРС 9М113. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - Военное издательство Министерства обороны СССР, Москва - 1978, 96 с., стр. 19-21).Known propulsion system (DU), adopted by the authors as a prototype, containing a chamber with nozzle bosses, in the openings of which are inserted liners with nozzles, a plastic screen, a powder charge and an igniter. (PTURS 9M113. Technical description and instruction manual. - Military Publishing House of the Ministry of Defense of the USSR, Moscow - 1978, 96 pp., Pp. 19-21).
Сопловые бобышки вварены в сферическое днище камеры двигательной установки. Внутренняя поверхность днища камеры двигательной установки и место стыка бобышек с днищем защищены от нагрева пластмассовым экраном. В бобышках по их оси выполнены ступенчатые сквозные отверстия для установки вкладыша с соплом. В экране напротив отверстий бобышек выполнены отверстия для установки вкладышей. Вкладыши выполнены из эрозионностойкого жаропрочного металла, способного сохранять геометрические размеры в условиях длительного воздействия высокотемпературного газового потока.Nozzle bosses are welded into the spherical bottom of the propulsion chamber. The inner surface of the bottom of the chamber of the propulsion system and the junction of the bosses with the bottom are protected from heating by a plastic screen. In bosses, stepwise through holes are made along their axis for mounting the insert with the nozzle. On the screen opposite the holes of the bosses are made holes for installing liners. The liners are made of erosion-resistant heat-resistant metal, capable of maintaining geometric dimensions under long-term exposure to high-temperature gas flow.
Конструкция обеспечивает надежную работу ДУ в течение относительно длительного времени (~ 10-15 с) и работоспособна при ступенчатом изменении давления в камере. За счет высокой теплопроводности материалов вкладыша и бобышки обеспечивается отвод тепла в стальную бобышку и далее, через ее поверхность, в обтекающий ракету воздушный поток без снижения прочности конструкционных материалов в зоне контакта вкладыша с бобышкой. Также конструкция прототипа позволяет за счет установки бобышек под углом относительно оси снаряда обеспечить его вращение по углу крена.The design ensures reliable operation of the remote control for a relatively long time (~ 10-15 s) and is operable with a step change in pressure in the chamber. Due to the high thermal conductivity of the materials of the liner and the boss, heat is removed to the steel boss and then, through its surface, into the air stream flowing around the rocket without reducing the strength of structural materials in the zone of contact between the liner and the boss. Also, the design of the prototype allows for the installation of the bosses at an angle relative to the axis of the projectile to ensure its rotation along the angle of heel.
Однако, при увеличении времени работы двигательной установки применение конструкции, реализованной в прототипе, приведет к недопустимому увеличению массы конструкции, так как при большом времени работы радиальный перепад температуры во вкладыше будет уменьшаться, а осевые тепловые потоки во вкладыше вырастут, и для обеспечения допустимой температуры в зоне контакта вкладыша с бобышкой необходимо будет увеличивать их толщину, что также не всегда возможно по компоновочным ограничениям.However, with an increase in the operating time of the propulsion system, the use of the design implemented in the prototype will lead to an unacceptable increase in the mass of the structure, since with a long time of operation the radial temperature difference in the liner will decrease, and the axial heat fluxes in the liner will increase, and to ensure an acceptable temperature in the contact zone of the insert with the boss will need to increase their thickness, which is also not always possible due to layout restrictions.
Кроме того, в конструкции прототипа при большом времени работы с определенного момента времени будет происходить интенсивный унос материала экрана, что может привести к недопустимому уменьшению его толщины в месте контакта с бобышками и потере прочности элементами конструкции камеры двигательной установки и их прогару или разрушению под действием давления.In addition, in the design of the prototype with a long operating time from a certain point in time, intensive ablation of the screen material will occur, which can lead to an unacceptable decrease in its thickness at the point of contact with the bosses and loss of strength by the structural members of the propulsion system chamber and burnout or destruction under pressure .
Задачей предполагаемого изобретения является обеспечение надежности двигательной установки с относительно большим временем работы при сохранении минимальной массы ее конструкции.The objective of the proposed invention is to ensure the reliability of a propulsion system with a relatively long runtime while maintaining a minimum mass of its structure.
Решение поставленной задачи достигается двигательной установкой, содержащей камеру с сопловыми бобышками, в отверстиях которых вставлены вкладыши с соплами, экран, пороховой заряд и воспламенитель, в которой вкладыши выполнены составными - в виде обоймы и помещенной по оси каждого вкладыша втулки с соплом, длина которой меньше длины обоймы, при этом на втулке со стороны камеры выполнен фланец, втулка установлена с осевым и радиальным зазорами относительно обоймы и скреплена с ней теплозащитным материалом, причем теплозащитный материал нанесен на внутреннюю поверхность обоймы по всей ее длине, а закритическая часть сопла вкладыша выполнена частично во втулке, а частично в теплозащитном материале, вкладыши установлены в камеру сгорания с упором в ее внутреннюю поверхность и зафиксированы с помощью экрана из теплозащитного материала, скрепленного со стенками камеры и наружной поверхностью вкладышей, а на внутренней поверхности обоймы за местом контакта с камерой выполнено обнижение.The solution to this problem is achieved by a propulsion system containing a chamber with nozzle bosses, in the openings of which inserts with nozzles are inserted, a screen, a powder charge and an igniter, in which the inserts are made integral - in the form of a cage and a sleeve with a nozzle placed along the axis of each insert, the length of which is shorter the length of the cage, while on the sleeve on the side of the camera a flange is made, the sleeve is installed with axial and radial clearances relative to the cage and fastened with it with heat-shielding material, and heat-shielding material it is carried onto the inner surface of the cage along its entire length, and the supercritical part of the liner nozzle is made partly in the sleeve and partly in the heat-shielding material, the liners are installed in the combustion chamber with emphasis on its inner surface and fixed with a shield made of heat-protective material bonded to the chamber walls and the outer surface of the liners, and on the inner surface of the cage behind the place of contact with the camera, an abasement is performed.
Образующие поверхности фланца и цилиндрические образующие внутренней и наружной поверхностей втулки сопряжены радиусами, большими радиусов соответствующих цилиндрических поверхностей втулки.The forming surfaces of the flange and the cylindrical forming of the inner and outer surfaces of the sleeve are conjugated with radii greater than the radii of the corresponding cylindrical surfaces of the sleeve.
Обнижение на внутренней поверхности обоймы выполнено трапециевидным, сужающимся в направлении оси вкладыша.The lowering on the inner surface of the cage is made trapezoidal, tapering in the direction of the axis of the liner.
В стенке обоймы выполнены радиальные отверстия с конической образующей поверхностью, заполненные теплозащитным материалом.Radial holes with a conical forming surface filled with heat-shielding material are made in the cage wall.
Наружная поверхность обоймы выполнена ступенчатой, с уменьшающимся в сторону закритической части диаметром.The outer surface of the cage is made stepped, with a diameter decreasing towards the supercritical part.
На наружной поверхности втулки выполнены канавки прямоугольного сечения.On the outer surface of the sleeve grooves are made of rectangular cross section.
На наружной поверхности обоймы и теплозащитного материала в месте их скрепления выполнена кольцевая канавка.An annular groove is made on the outer surface of the cage and the heat-shielding material at the place of their fastening.
Закритическая часть сопла в теплозащитном материале выполнена асимметричной.The supercritical part of the nozzle in the heat-shielding material is asymmetric.
В предложенной конструкции втулка с фланцем, выполненным со стороны камеры, изготовленная из эрозионностойкого жаропрочного металла с высокой теплопроводностью, обеспечивает постоянство геометрических размеров газоходного тракта сопла в течение длительного времени работы.In the proposed design, a sleeve with a flange made on the side of the chamber, made of erosion-resistant heat-resistant metal with high thermal conductivity, ensures the constancy of the geometric dimensions of the gas duct of the nozzle for a long time.
Теплозащитный материал, помещенный в зазоры между обоймой и втулкой, обеспечивает скрепление между собой втулки и обоймы, а также отвод тепла с наружной поверхности втулки к обойме, обеспечивая в зоне контакта с обоймой температуру, меньшую температуры, при которой начинается падение прочности конструкционного материала обоймы. Так как плотность теплозащитного материала в несколько раз меньше плотности металлов, используемых для изготовления втулки и обоймы, обеспечивается уменьшение массы конструкции.The heat-shielding material placed in the gaps between the holder and the sleeve provides bonding of the sleeve and the holder to each other, as well as the removal of heat from the outer surface of the sleeve to the holder, providing a temperature in the contact zone with the holder that is lower than the temperature at which the structural strength of the holder begins to drop. Since the density of the heat-shielding material is several times lower than the density of the metals used for the manufacture of the sleeve and holder, a reduction in the mass of the structure is ensured.
Обойма из металла обеспечивает отвод тепла через свою поверхность в дно камеры, обтекающий ракету воздушный поток и частично - в контактирующие с ней элементы конструкции снаряда.A metal cage provides heat removal through its surface to the bottom of the chamber, the air stream flowing around the rocket, and partially to the shell design elements in contact with it.
Фланец, выполненный на втулке со стороны камеры, предохраняет теплозащитный материал, помещенный в зазоры между обоймой и втулкой, от прямого контакта с продуктами сгорания порохового заряда. В результате интенсивный контактный теплообмен материала втулки с теплозащитным материалом начинается после завершения разгонного режима работы двигательной установки, когда уровень давления в ДУ снижается в 2-3 раза и соответственно снижается интенсивность конвективного теплообмена между газовым потоком и втулкой. В результате теплозащитный материал, не подверженный непосредственному воздействию скоростного газового потока дольше сохраняет свои физико-механические характеристики.A flange made on the sleeve from the side of the chamber protects the heat-shielding material placed in the gaps between the clip and the sleeve from direct contact with the combustion products of the powder charge. As a result, intense contact heat transfer of the sleeve material with heat-shielding material begins after the acceleration mode of the propulsion system is completed, when the pressure level in the remote control decreases by 2–3 times and, accordingly, the convective heat exchange between the gas flow and the sleeve decreases. As a result, the heat-shielding material that is not directly affected by the high-speed gas flow retains its physical and mechanical characteristics longer.
Выполнение закритической части сопла частично во втулке, а частично в теплозащитном материале, позволяет уменьшить массу конструкции, так как тепловой поток и давление на стенки сопла значительно снижаются по направлению от минимального сечения сопла к его выходной части.The implementation of the supercritical part of the nozzle partially in the sleeve, and partially in the heat-shielding material, allows to reduce the mass of the structure, since the heat flux and pressure on the walls of the nozzle are significantly reduced in the direction from the minimum section of the nozzle to its output part.
Установка вкладышей с соплами непосредственно в камеру сгорания с упором в ее внутреннюю поверхность и фиксация их с помощью экрана из теплозащитного материала, скрепленного со стенками камеры и поверхностью вкладышей обеспечивает снижение массы конструкции за счет отказа от бобышек и дополнительных крепежных узлов. Фиксация вкладышей теплозащитным материалом уменьшает тепловой поток во вкладыши (во фланец втулки), что также позволяет уменьшить массу конструкции и повысить надежность ее работы.Installing liners with nozzles directly into the combustion chamber with emphasis on its inner surface and fixing them with a shield made of heat-shielding material bonded to the walls of the chamber and the surface of the liners reduces the weight of the structure due to the rejection of the bosses and additional mounting units. Fixing the liners with a heat-shielding material reduces the heat flux into the liners (into the sleeve flange), which also allows to reduce the mass of the structure and increase the reliability of its operation.
Выполнение на внутренней поверхности обоймы за местом контакта с камерой обнижения позволяет уменьшить осевой тепловой поток в закритическую часть сопла, выполненную из теплозащитного материала, и направить его в обойму и далее в обтекающий ракету воздушный поток.Performing on the inner surface of the cage behind the place of contact with the debasement chamber allows to reduce the axial heat flux into the supercritical part of the nozzle made of heat-shielding material, and to direct it into the cage and then into the air stream flowing around the rocket.
Выполнение сопряжения образующих поверхностей фланца и внутренней и наружной цилиндрических образующих поверхностей втулки радиусами, большими радиусов цилиндрических поверхностей, обеспечивает:The pairing of the forming surfaces of the flange and the inner and outer cylindrical forming surfaces of the sleeve with radii greater than the radii of the cylindrical surfaces provides:
- снижение интенсивности конвективного теплообмена за счет безотрывного течения продуктов сгорания порохового заряда по соплу;- reducing the intensity of convective heat transfer due to the continuous flow of the combustion products of the powder charge through the nozzle;
- отсутствие отслоений теплозащитного материала от втулки при заполнении зазора теплозащитным материалом в процессе изготовления.- the absence of delamination of the heat-shielding material from the sleeve when filling the gap with heat-shielding material in the manufacturing process.
Выполнение обнижения на внутренней поверхности обоймы трапециевидным, сужающимся в направлении оси вкладыша, позволяет ускорить отвод тепла в радиальном направлении от теплозащитного материала, помещенного в зазор между втулкой и обоймой.The implementation of the lowering on the inner surface of the cage trapezoidal, tapering in the direction of the axis of the liner, allows to accelerate heat removal in the radial direction from the heat-shielding material placed in the gap between the sleeve and the cage.
Радиальные отверстия с конической образующей поверхностью, выполненные в стенке обоймы, заполненные теплозащитным материалом, обеспечивают снижение массы и повышают надежность скрепления обоймы с теплозащитным материалом.Radial holes with a conical forming surface, made in the wall of the cage, filled with heat-shielding material, provide weight reduction and increase the reliability of fastening of the cage with heat-shielding material.
Выполнение наружной поверхности обоймы ступенчатой, с уменьшающимся в сторону закритической части диаметром, позволяет уменьшить массу конструкции.The implementation of the outer surface of the cage step, with decreasing towards the supercritical part of the diameter, allows to reduce the mass of the structure.
Выполненные на наружной поверхности втулки канавки прямоугольного сечения увеличивают за счет контактной поверхности прочность соединения втулки и теплозащитного материала и обеспечивают лучший отвод тепла от втулки.The grooves of the rectangular section made on the outer surface of the sleeve increase due to the contact surface the connection strength of the sleeve and the heat-shielding material and provide better heat dissipation from the sleeve.
Выполнение на наружной поверхности обоймы и теплозащитного материала в месте их скрепления кольцевой канавки повышает надежность скрепления вкладышей с соплами с камерой за счет затекания в нее теплозащитного материала экрана при его изготовлении.Performing on the outer surface of the cage and heat-shielding material in the place of their fastening of the annular grooves increases the reliability of the fastening of the liners with nozzles with the camera due to the leakage of heat-shielding material of the screen in its manufacture.
Выполнение закритической части сопла в теплозащитном материале асимметричной позволяет формировать направление потока на выходе из сопла необходимым образом, например для уменьшения воздействия на расположенные за ДУ отсеки, что также в ряде случаев позволяет снизить массу конструкции снаряда за счет уменьшения толщины теплоизоляции или отказа от нее.The implementation of the supercritical part of the nozzle in the asymmetric heat-shielding material allows forming the flow direction at the nozzle exit as necessary, for example, to reduce the impact on the compartments located behind the remote control, which also in some cases allows to reduce the weight of the projectile structure by reducing the thickness of the insulation or rejecting it.
В графических материалах представлена конструкция двигательной установки (фиг. 1 - общий вид ДУ, фиг. 2 и 3 - конструкция сопловых вкладышей в увеличенном масштабе).The graphic materials show the design of the propulsion system (Fig. 1 - general view of the remote control, Fig. 2 and 3 - the design of nozzle inserts on an enlarged scale).
ДУ содержит камеру 1, вкладыши с соплами 2, экран 3, пороховой заряд 4 и воспламенитель 5. Вкладыши 2 выполнены составными - в виде обоймы 6 и помещенного по оси вкладыша втулки 7 с соплом 8. На втулке 7 со стороны камеры выполнен фланец 9. Втулка 7 установлена относительно обоймы 6 с осевым 10 и радиальным 11 зазорами. В зазоры 10, 11 между обоймой и втулкой помещен теплозащитный материал 12. Закритическая часть 13 сопла 8 выполнена частично во втулке 7, частично в теплозащитном материале 12. Вкладыши с соплами 2 установлены непосредственно в камеру 1 с упором в ее внутреннюю поверхность 14 и зафиксированы с помощью экрана 3 из теплозащитного материала, скрепленного со стенками камеры 1 и поверхностью вкладышей 2. На внутренней поверхности обоймы 6 за местом контакта с камерой выполнено обнижение 15.The remote control contains a
Образующие поверхности фланца 9 и цилиндрические образующие внутренней и наружной поверхностей втулки 7 сопряжены радиусами, большими радиусов соответствующих цилиндрических поверхностей.The generatrix surfaces of the
Обнижение 15 на внутренней поверхности обоймы 6 выполнено трапециевидным.Lowering 15 on the inner surface of the
В стенке обоймы 6 за диаметральным обнижением 15 выполнены радиальные отверстия 16 с конической образующей поверхностью, заполненные теплозащитным материалом 12.In the wall of the
Наружная поверхность обоймы 6 выполнена ступенчатой, с уменьшающимся в сторону закритической части 13 диаметром.The outer surface of the
На наружной поверхности втулки 7 выполнены канавки 17 прямоугольного сечения.On the outer surface of the
На наружной поверхности обоймы 6 и теплозащитного материала 12 в месте их скрепления выполнена кольцевая канавка 18.An
Закритическая часть 13 сопла 8 в теплозащитном материале 12 выполнена асимметричной.The
Двигательная установка работает следующим образом. При срабатывании воспламенителя 5 происходит зажжение заряда 4, продукты сгорания которого заполняют свободный объем камеры 1 и истекают через сопла 8, создавая реактивную силу. Под температурным воздействием продуктов сгорания заряда 4 в соплах 8 возникают осевые и радиальные тепловые потоки.The propulsion system operates as follows. When the
Интенсивность осевого теплового потока уменьшает экран 3, с помощью которого зафиксированы вкладыши 2, предотвращая перегрев фланца 9, который в свою очередь предохраняет теплозащитный материал 12, заполняющий осевой 10 и радиальный 11 зазоры между втулкой 7 и обоймой 6 вкладыша 2 от прямого контакта с продуктами сгорания заряда 4. Далее с помощью обнижения 15 тепловой поток частично перенаправляется в обойму 6 и в обтекающий ракету воздушный поток, предотвращая перегрев закритической части сопла, выполненный из теплозащитного материала.The intensity of the axial heat flux reduces the
В радиальном направлении тепловой поток от продуктов сгорания через жаростойкий материал втулки 7 передается в теплозащитный материал 12, и отводится через обойму 6 в дно камеры 1 и далее в обтекающий ракету воздушный поток. Втулка 7 обеспечивает постоянство геометрических размеров газоходного тракта сопла 8, а выполненные на ее наружной поверхности канавки прямоугольного сечения 17 обеспечивают лучший отвод тепла от нее, что повышает ее стойкость.In the radial direction, the heat flux from the combustion products through the heat-resistant material of the
Благодаря тому, что вкладыши 2 установлены непосредственно в камеру 1 с упором в ее внутреннюю поверхность и зафиксированы с помощью экрана 3 через кольцевые канавки 18, обеспечивается их надежная фиксация без применения дополнительных крепежных элементов, что позволило уменьшить массу конструкции двигателя. Кроме того уменьшить массу конструкции позволяет выполнение закритической части 13 сопла 8 в теплозащитном материале и выполнение наружной поверхности обоймы 6 ступенчатой, с уменьшающимся в сторону закритической части 13 диаметром.Due to the fact that the
Оптимальное соотношение радиусов сопряжения поверхностей втулки 7 и фланца 9 снижает интенсивность конвективного теплообмена за счет безотрывного течения продуктов сгорания порохового заряда 4 по соплу 8 и обеспечивает лучший отвод тепла от втулки 7 и фланца 9 за счет отсутствия отслоений теплозащитного материала 12 от них.The optimal ratio of the radii of the mating surfaces of the
Поток продуктов сгорания истекая из закритической части 13 сопла 8, благодаря ее асимметрии формируется в требуемом направлении и в меньшей степени воздействует на расположенные за РМДУ отсеки.The flow of combustion products flowing out from the
Реализация предполагаемого изобретения позволяет обеспечить в элементах конструкции разгонно-маршевой двигательной установки с относительно большим временем работы температурный режим, при котором к моменту окончания работы РМДУ температура конструкционных и теплозащитных материалов не достигает предельно допустимых значений. В результате обеспечивается требуемая надежность при минимальной массе конструкции.The implementation of the alleged invention allows to provide in the structural elements of an accelerating-marching propulsion system with a relatively long operating time, the temperature regime at which, by the time the RMDU is finished, the temperature of the structural and heat-shielding materials does not reach the maximum permissible values. The result is the required reliability with a minimum weight of the structure.
Claims (8)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018130060A RU2698780C1 (en) | 2018-08-20 | 2018-08-20 | Propulsion system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018130060A RU2698780C1 (en) | 2018-08-20 | 2018-08-20 | Propulsion system |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2698780C1 true RU2698780C1 (en) | 2019-08-29 |
Family
ID=67851747
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018130060A RU2698780C1 (en) | 2018-08-20 | 2018-08-20 | Propulsion system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2698780C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2746081C1 (en) * | 2020-02-11 | 2021-04-06 | Акционерное общество "Опытное конструкторское бюро "Новатор" | Solid propellant rocket engine nozzle block insert made of carbon-silica composite material |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3048970A (en) * | 1958-10-24 | 1962-08-14 | Stephen H Herzog | Plastic nozzle plate for missile motors |
| US4150540A (en) * | 1977-04-14 | 1979-04-24 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Rocket nozzle system |
| RU2189483C2 (en) * | 2000-11-22 | 2002-09-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2290524C1 (en) * | 2005-05-23 | 2006-12-27 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Solid propellant rocket engine |
| CN106050477A (en) * | 2016-07-28 | 2016-10-26 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | Combined throat liner spraying pipe of solid rocket engine and manufacturing method |
-
2018
- 2018-08-20 RU RU2018130060A patent/RU2698780C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3048970A (en) * | 1958-10-24 | 1962-08-14 | Stephen H Herzog | Plastic nozzle plate for missile motors |
| US4150540A (en) * | 1977-04-14 | 1979-04-24 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Rocket nozzle system |
| RU2189483C2 (en) * | 2000-11-22 | 2002-09-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2290524C1 (en) * | 2005-05-23 | 2006-12-27 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Solid propellant rocket engine |
| CN106050477A (en) * | 2016-07-28 | 2016-10-26 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | Combined throat liner spraying pipe of solid rocket engine and manufacturing method |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2746081C1 (en) * | 2020-02-11 | 2021-04-06 | Акционерное общество "Опытное конструкторское бюро "Новатор" | Solid propellant rocket engine nozzle block insert made of carbon-silica composite material |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7043921B2 (en) | Tube cooled combustor | |
| US8181440B2 (en) | Arrangement of a semiconductor-type igniter plug in a gas turbine engine combustion chamber | |
| JP5779587B2 (en) | Combustion chamber with vented spark plug | |
| AU2008295569B2 (en) | Integral composite rocket motor dome/nozzle structure | |
| US8099963B2 (en) | Device for mounting an igniter plug in a combustion chamber of a gas turbine engine | |
| WO2013154625A1 (en) | Annular combustor | |
| JPH0694238A (en) | Film creating structure | |
| US20190178207A1 (en) | Resin transfer molded rocket motor nozzle | |
| RU2698780C1 (en) | Propulsion system | |
| US2956399A (en) | Fluid cooled homogeneous ceramic rocket motor wall structure | |
| JP2013117370A (en) | Variable initiation location specifying system for pulse detonation combustor | |
| US3940067A (en) | Axisymmetrical annular plug nozzle | |
| RU2007607C1 (en) | Annular nozzle of solid-propellant rocket engine | |
| RU2403428C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
| US10203114B2 (en) | Sleeve assemblies and methods of fabricating same | |
| EP3306194B1 (en) | Combustor wall element and method for manufacturing the same | |
| RU2472962C2 (en) | Liquid-propellant rocket engine and method of cooling its chamber high-heat areas | |
| EP1806495B1 (en) | Exhaust duct flow splitter system | |
| JP6809920B2 (en) | Gas turbine engine spark plug support structure | |
| US2962221A (en) | Rocket nozzle construction with cooling means | |
| RU2491478C2 (en) | Burner device | |
| CA2514708C (en) | Double explosively-formed ring (defr) warhead | |
| US3248874A (en) | Erosion resistant liner for hot fluid containers | |
| GB2528548A (en) | A turbine engine wall having at least some cooling orifices that are plugged | |
| RU2707997C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine with controlled vector of thrust |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20200310 Effective date: 20200310 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20190712 Effective date: 20201023 |