RU129155U1

RU129155U1 - FLAMMING DEVICE FOR SOLID FUEL ROCKET ENGINES

Info

Publication number: RU129155U1
Application number: RU2012155213/06U
Authority: RU
Inventors: Валерий Юрьевич Сладков; Дмитрий Валерьевич Лебеденко
Priority date: 2012-12-19
Filing date: 2012-12-19
Publication date: 2013-06-20

Abstract

Воспламенительное устройство зарядов ракетных двигателей твердого топлива, содержащее подвижный элемент, выполненный в виде полого цилиндрического стакана с радиальными соплами и размещенной внутри него навеской воспламенительного состава, отличающееся тем, что на передней торцевой части стакана выполнены торцевые сопла, а радиальные сопла выполнены на боковой поверхности стакана под углом по отношению к осевой линии стакана.An ignition device for the charges of solid propellant rocket engines containing a movable element made in the form of a hollow cylindrical glass with radial nozzles and an igniter composition placed inside it, characterized in that end nozzles are made on the front end part of the glass and radial nozzles are made on the side surface of the glass at an angle with respect to the centerline of the beaker.

Description

Полезная модель относится к области ракетной техники, а именно к воспламенительным устройствам зарядов ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ).The utility model relates to the field of rocket technology, namely, to ignition devices for the charges of solid propellant rocket engines (solid propellant rocket engines).

Одной из сложных проблем в ходе создания РДТТ является проектирование воспламенительных устройств, включающие выбор конструкции устройства и воспламенительного состава, которые обеспечат оптимальные рабочие характеристики двигателей в период выхода на режим.One of the difficult problems during the development of solid propellant rocket engines is the design of igniter devices, including the choice of device design and igniter composition, which will ensure optimal engine performance during the period of entering the regime.

В настоящее время в ракетной технике широкое применение нашли РДТТ большого удлинения, содержащие заряды смесевого ракетного твердого топлива (ТТ). Для таких зарядов важно обеспечить одновременность воспламенения ТТ по всей поверхности горения.Currently, in rocket technology, wide elongation solid propellant rocket engines containing mixed propellant solid fuel (TT) charges have found widespread use. For such charges, it is important to ensure the simultaneous ignition of the TT over the entire combustion surface.

Обеспечить одновременность воспламенения ТТ по всей горящей поверхности возможно при условии равномерного распределения горящих частиц воспламенительного состава по поверхности заряда ТТ. Этого можно добиться за счет рациональной конструкции воспламенительных устройств.It is possible to ensure simultaneous ignition of TTs over the entire burning surface provided that the burning particles of the igniter composition are evenly distributed over the surface of the TT charge. This can be achieved through the rational design of igniter devices.

Известен ракетный двигатель твердого топлива [Патент РФ №2389895, MKИ F02K, опубликовано 20.05.2010 Бюл. №14]. Он содержит воспламенитель с пиротехническим составом, размещенным в перфорированном корпусе. Пиросостав выполнен в виде пироусилителя и пирошашек, разделенных шайбой, имеющей центральную перемычку в виде призмы, две грани которой направлены в сторону пироусилителя и сопряжены под острым углом по ребру.Known rocket engine of solid fuel [RF Patent No. 2389895, MKI F02K, published 05/20/2010 Bull. No. 14]. It contains an igniter with a pyrotechnic composition placed in a perforated housing. The pyrosostructure is made in the form of a pyro-amplifier and pyroshafts separated by a washer having a central jumper in the form of a prism, two faces of which are directed toward the pyro-amplifier and are conjugated at an acute angle along the edge.

Недостатком воспламенительного устройства с пиросоставом является неодновременность воспламенения топливного заряда.The disadvantage of an igniter device with a pyro-composition is the non-simultaneous ignition of the fuel charge.

Наиболее близким аналогом (прототипом) предлагаемой полезной модели является воспламенительное устройство зарядов ракетных двигателей твердого топлива [Патент РФ №2445502, «Воспламенительное устройство зарядов ракетных двигателей твердого топлива», опубликовано 20.03.2012 Бюл. №8], состоящее из цилиндрического корпуса с радиальными отверстиями, размещенную внутри него основную навеску воспламенительного состава, первичный воспламенительный состав, крышку с электровоспламенителем, навернутую на торец корпуса, и уплотнительные мембраны. На торце корпуса, противоположном крышке, соосно выполнена цилиндрическая направляющая, на которой базируется дополнительно введенная подвижная часть воспламенительного устройства. Подвижная часть выполнена в виде полого цилиндрического стакана с радиальными отверстиями и размещенной внутри него дополнительной навеской воспламенительного состава, перекрытого уплотнительной крышкой с отверстием.The closest analogue (prototype) of the proposed utility model is an igniter device for the charges of solid propellant rocket engines [RF Patent No. 2445502, “Ignition device for the charges of solid propellant rocket engines”, published on March 20, 2012 Byul. No. 8], consisting of a cylindrical body with radial holes, the main sample of the igniter composition, the primary igniter composition, a cover with an electric igniter screwed on the end face of the case, and sealing membranes placed inside it. A cylindrical guide is coaxially made at the end of the casing opposite the lid, on which the additionally introduced movable part of the igniter is based. The movable part is made in the form of a hollow cylindrical glass with radial holes and an additional hitch of igniter composition placed inside it, covered by a sealing cover with an opening.

Недостатком данного воспламенителя является недостаточная эффективность подвижной части воспламенительного устройства, т.к. не обеспечивается оптимальная скорость ее движения для равномерного воспламенения поверхности ТТ.The disadvantage of this igniter is the lack of effectiveness of the movable part of the igniter device, because the optimal speed of its movement is not provided for uniform ignition of the TT surface.

Технической задачей, решаемой в настоящей полезной модели, является повышение эффективности функционирования воспламенительных устройств зарядов ракетных двигателей твердого топлива с подвижным элементом за счет обеспечения требуемой скорости движения подвижного элемента, обеспечивающей равномерное воспламенение поверхности ТТ.The technical problem to be solved in this utility model is to increase the efficiency of ignition devices of charges of solid propellant rocket engines with a movable element by providing the required speed of the movable element, ensuring uniform ignition of the surface of the TT.

В полезной модели поставленная техническая задача решена тем, что воспламенительное устройство зарядов ракетных двигателей твердого топлива содержит подвижный элемент, выполненный в виде полого цилиндрического стакана с радиальными соплами и размещенной внутри него навеской воспламенительного состава. При этом на передней торцевой части стакана выполнены торцевые сопла, а радиальные сопла выполнены на боковой поверхности стакана под углом по отношению к осевой линии стакана.In a utility model, the stated technical problem is solved in that the igniter device for the charges of solid propellant rocket engines contains a movable element made in the form of a hollow cylindrical glass with radial nozzles and a hint of igniter composition placed inside it. At the same time, end nozzles are made on the front end part of the glass, and radial nozzles are made on the side surface of the glass at an angle with respect to the center line of the glass.

Сущность полезной модели поясняется фигурами, где на фиг. показана конструкция подвижного элемента.The essence of the utility model is illustrated by the figures, where in FIG. shows the design of the movable element.

Воспламенительное устройство зарядов ракетных двигателей твердого топлива, содержащее подвижный элемент, выполненный в виде полого цилиндрического стакана 1, содержит радиальные сопла 2, выполненные под углом α=30…150° по отношению к осевой линии стакана и торцевые сопла 3, расположенные на передней торцевой части стакана. Радиальные и торцевые сопла содержат фаски 4 с внутренней и наружной стороны. Внутри стакана размещена навеска воспламенительного состава 5.An ignition device for the charges of solid propellant rocket engines containing a movable element made in the form of a hollow cylindrical glass 1, contains radial nozzles 2 made at an angle α = 30 ... 150 ° with respect to the center line of the glass and end nozzles 3 located on the front end part cups. Radial and end nozzles contain chamfers 4 from the inside and outside. Inside the glass placed a hitch of igniter 5.

Работа воспламенительного устройства зарядов ракетных двигателей твердого топлива с учетом вышеприведенного описания заключается в следующем. Внутри подвижного элемента размещена навеска воспламенительного состава 5. При ее воспламенении за счет притока газа, создается избыточное давление внутри полого цилиндрического стакана 1, которое стравливается через радиальные 2 и торцевые 3 сопла. Вместе с горячим газом через радиальные 2 и торцевые сопла 3 увлекаются горящие частицы от навески воспламенительного состава 5. Газовый поток с частицами, проходя через радиальные 2 и торцевые 3 сопла за счет выполненных на них фасок 4 не подвергается дроблению горящих частиц о стенки, при этом создают дополнительную реактивную силу. За счет силы, возникающей от перепада давлений между торцами, перемещается подвижный элемент. Истечение газа из передних торцевых сопел создает тормозящую силу. Истечение газа из радиальных 2 сопел при углах наклона α<90° создает тормозящую силу, при α>90° создается движущая сила, которая служит для обеспечения оптимальной скорости полета подвижного элемента. Кроме того, наклонные радиальные сопла позволяют направлять горящие частицы в поверхность ТТ под углом, что обеспечивает более равномерный нагрев поверхностного слоя ТТ, тем самым, уменьшая неодновременность воспламенения.The operation of the igniter device for the charges of rocket engines of solid fuel, taking into account the above description, is as follows. A sample of igniter composition 5 is placed inside the movable element. When it is ignited due to gas inflow, excessive pressure is created inside the hollow cylindrical cup 1, which is vented through radial 2 and end 3 nozzles. Together with hot gas, burning particles from the igniter composition 5 are carried away through the radial 2 and end nozzles 3. The gas flow with particles passing through the radial 2 and end 3 nozzles due to the bevels 4 made on them is not subjected to crushing of the burning particles on the walls, while create additional reactive power. Due to the force arising from the pressure difference between the ends, the movable element moves. The outflow of gas from the front end nozzles creates a braking force. The outflow of gas from the radial 2 nozzles at an inclination angle α <90 ° creates a braking force, at α> 90 ° a driving force is created, which serves to ensure the optimal flight speed of the moving element. In addition, inclined radial nozzles make it possible to direct burning particles into the CT surface at an angle, which ensures a more uniform heating of the surface layer of the CT, thereby reducing the non-simultaneous ignition.

Преимущество предложенной конструкции подвижного элемента заключается в увеличении эффективности функционирования подвижной части воспламенительного устройства за счет обеспечения требуемой скорости движения ПЭ, обеспечивающей равномерное воспламенение поверхности ТТ.The advantage of the proposed design of the movable element is to increase the efficiency of the mobile part of the igniter device by providing the required speed of movement of the PE, ensuring uniform ignition of the surface of the CT.

Claims

An ignition device for the charges of solid propellant rocket engines containing a movable element made in the form of a hollow cylindrical glass with radial nozzles and an igniter composition placed inside it, characterized in that end nozzles are made on the front end part of the glass and radial nozzles are made on the side surface of the glass at an angle with respect to the centerline of the beaker.