RU182772U1

RU182772U1 - Ramjet igniter

Info

Publication number: RU182772U1
Application number: RU2017130731U
Authority: RU
Inventors: Александр Юрьевич Норенко; Ольга Валерьевна Мокрецова; Владислав Алексеевич Любимов; Павел Викторович Валуй; Дмитрий Юрьевич Федоров; Дмитрий Евгеньевич Кабанов; Владимир Алексеевич Сорокин; Антон Николаевич Молодцов
Priority date: 2017-08-30
Filing date: 2017-08-30
Publication date: 2018-08-31

Abstract

Полезная модель относится к ракетостроению, а именно к воспламенителям заряда стартового бессоплового ускорителя ракетно-прямоточного двигателя на твердом топливе.Воспламенительное устройство для ракетно-прямоточного двигателя, содержащее источник зажигания 1, корпус воспламенителя цилиндрической формы 2 с радиальными отверстиями 3, заполненный воспламеняющим составом 4, установленные в двигательной установке 5. Корпус воспламенителя 2 установлен соосно с внутренним каналом заряда твердого топлива 6, выполнен из алюминия и снабжен торцевым отверстием 7 для заполнения воспламенительным составом 4. Источник зажигания - пиропатрон 1, установленный в днище 8 ускорителя РПДТ посредством канала газового воспламенения 9, связан с корпусом воспламенителя 2 в районе радиальных отверстий 3. Радиальные 3 и торцевое 7 отверстия снабжены перкалиевыми заглушками 10, 11.Полезная модель направлена на повышение надежности работы воспламенителя, обеспечение полноты сгорания твердого ракетного топлива ускорителя и как следствие увеличение ракетной тяги двигателя. Корпус воспламенителя выполнен из алюминия и имеет торцевое отверстие для его заполнения пороховой засыпкой.Технический результат - обеспечение надежности и прочности конструкции воспламенителя, повышение тяговой характеристики ракетно-прямоточного двигателя за счет сгорания алюминиевой оболочки воспламенителя и использования продуктов ее сгорания в потоке продуктов сгорания твердого топлива в качестве дополнительного источника энергии (дополнительного топливного элемента). 2 з.п. ф-лы. 2 ил.The utility model relates to rocket science, namely to charge igniters of a starting non-nozzle accelerator of a direct-flow rocket engine with solid fuel. An ignition device for a direct-flow rocket engine containing an ignition source 1, a cylinder-shaped igniter body 2 with radial holes 3, filled with a combustible composition 4, installed in the propulsion system 5. The igniter body 2 is mounted coaxially with the internal channel for the charge of solid fuel 6, is made of aluminum and is equipped with the front hole 7 for filling with igniter composition 4. The ignition source is a pyro cartridge 1 installed in the bottom 8 of the RPT accelerator through the gas ignition channel 9, connected to the ignitor body 2 in the region of the radial holes 3. The radial 3 and end 7 holes are equipped with perkali plugs 10, 11 .A useful model is aimed at improving the reliability of the igniter, ensuring the completeness of combustion of solid rocket fuel of the accelerator and, as a result, increasing the rocket thrust of the engine. The igniter casing is made of aluminum and has an end hole for filling it with powder filling. The technical result is to ensure the reliability and strength of the igniter design, increase the traction characteristics of the direct-flow rocket engine due to the combustion of the aluminum shell of the igniter and the use of its combustion products in the flow of solid fuel combustion products as an additional energy source (additional fuel cell). 2 s.p. f-ly. 2 ill.

Description

Полезная модель относится к ракетостроению, а именно к воспламенителям заряда стартового бессоплового ускорителя ракетно-прямоточного двигателя на твердом топливе (РПДТ).The utility model relates to rocket science, and in particular to igniters of the charge of the starting non-nozzle accelerator of a solid-fuel direct-flow rocket engine (RPTT).

Известно воспламенительное устройство зарядов ракетных двигателей твердого топлива, содержащее цилиндрический корпус 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. При срабатывании электровоспламенителя воспламеняется первичный воспламенительный состав, от которого происходит воспламенение основной и дополнительной навесок воспламенительного состава, при достижении в полости между крышкой и уплотнительной крышкой расчетного давления происходит срез завальцовки на цилиндрической направляющей, подвижная часть воспламенительного устройства начинает двигаться вдоль цилиндрической направляющей и при перемещении подвижной части воспламенительного устройства по каналу заряда из ее радиальных отверстий происходит истечение продуктов сгорания дополнительной навески воспламенительного состава (патент РФ №2445502, МПК F02K 9/95, 2012).It is known an ignition device for the charges of solid propellant rocket engines, comprising a cylindrical body with radial holes, a main sample of the igniter composition, a primary igniter composition, a cover with an electric igniter screwed on the end face of the housing, and sealing membranes located 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. When the electric igniter is activated, the primary igniter composition is ignited, from which the main and additional hinges of the igniter composition are ignited, when the calculated pressure in the cavity between the cover and the sealing cover is cut off, rolling on the cylindrical guide occurs, the movable part of the igniter starts moving along the cylindrical guide and when moving the movable parts of the igniter device along the charge channel from its radial of openings, the exhaust products of an additional sample of igniter are expired (RF patent No. 2445502, IPC F02K 9/95, 2012).

Недостатком прототипа является сложность конструкции и недостаточная надежность, которая обусловлена риском нештатного движения с повышенной скоростью подвижной части воспламенительного устройства, что может привести к неполному сгоранию, а в некоторых случаях, к разрушению топливного элемента ракетного двигателя.The disadvantage of the prototype is the design complexity and lack of reliability, which is due to the risk of abnormal movement with increased speed of the movable part of the igniter, which can lead to incomplete combustion, and in some cases, to the destruction of the fuel cell of a rocket engine.

Известен воспламенитель твердотопливного заряда для ракетного двигателя, который содержит корпус из термопластичной пленки из саженаполненного полиэтилена с равномерной усадкой в продольном и поперечном направлениях в виде чашеобразного тела вращения с отбортовкой и размещенную в нем навеску воспламенительного состава, а также крышку, скрепленную с корпусом по отбортовке. Крышка выполнена стальной и скреплена с корпусом клеем на основе термоэластопласта и инденкумароновой смолы, при этом по периферии крышки равномерно выполнены вырезы (периферийные отверстия) определенной глубины и диаметра, через которые осуществляется поток газов от сработавшего пиропатрона, воспламеняющих заряд твердого ракетного топлива (патент РФ №2432484, МПК F02K 9/95, 2011). Данное устройство взято за прототип.A solid propellant charge igniter is known for a rocket engine, which comprises a housing made of a thermoplastic film made of carbon black filled with uniform shrinkage in the longitudinal and transverse directions in the form of a bowl-shaped body of revolution with flanging and an ignition hinge placed in it, as well as a cover fastened to the flanging housing. The cover is made of steel and bonded to the body with glue based on thermoplastic elastomer and indencumarone resin, while along the periphery of the cover cutouts (peripheral holes) of a certain depth and diameter are uniformly made through which the gas flow from the fired squib igniting a charge of solid rocket fuel (RF patent No. 2432484, IPC F02K 9/95, 2011). This device is taken as a prototype.

Недостатком известного прототипа - воспламенителя является недостаточная надежность конструкции в работе, обусловленная риском закупоривания периферийных отверстий крышки несгоревшими остатками корпуса из саженаполненного полиэтилена, которые будут препятствовать прохождению пороховых газов пиропатрона, снижая равномерность и полноту сгорания твердотопливного заряда, а повышение давления пороховых газов в результате закупоривания переферийных отверстий крышки может привести к разрушению воспламенителя, твердотопливного заряда и к нарушению работы ракетного двигателя.A disadvantage of the known prototype igniter is the lack of reliability of the design in operation, due to the risk of clogging the peripheral openings of the lid with unburned remains of the housing made of fumed polyethylene, which will prevent the passage of the powder gases of the pyro cartridge, reducing the uniformity and completeness of combustion of the solid fuel charge, and increasing the pressure of the powder gases as a result of blocking the peripheral cover openings can lead to destruction of the igniter, solid fuel charge as well as disruption of the rocket engine.

Проблемой, решаемой созданной полезной моделью, является устранение недостатка прототипа, а именно повышение надежности работы воспламенителя, повышение полноты сгорания топлива и как следствие увеличение ракетной тяги двигателя.The problem solved by the created utility model is to eliminate the disadvantage of the prototype, namely, increasing the reliability of the igniter, increasing the completeness of fuel combustion and, as a result, increasing the rocket thrust of the engine.

Вышеуказанная проблема решается с помощью признаков, указанных в в 1-м пункте формулы полезной модели, общих с прототипом, таких воспламенительное устройство для ракетно-прямоточного двигателя содержащее источник зажигания 1, корпус воспламенителя цилиндрической формы 2 с радиальными отверстиями 3, заполненный воспламеняющим составом 4, установленные в корпусе 5 двигательной установки, и отличительных, существенных признаков, корпус воспламенителя 2 установлен соосно с внутренним каналом заряда твердого топлива 6, выполнен из алюминия и снабжен торцевым отверстием 7 для заполнения воспламенительным составом 4, при этом источник зажигания 1, установлен в днище 8 ракетно-прямоточного двигателя, а канал газового воспламенения 9 от источника зажигания направлен в район радиальных отверстий 3, выполненных в корпусе воспламенителя.The above problem is solved with the help of the signs specified in paragraph 1 of the utility model formula common with the prototype, such an ignition device for a ramjet engine containing an ignition source 1, a cylinder igniter body 2 with radial holes 3, filled with a flame composition 4, installed in the housing 5 of the propulsion system, and distinctive, essential features, the igniter housing 2 is mounted coaxially with the internal channel of the charge of solid fuel 6, made of aluminum and equipped with an end hole 7 for filling with an igniter composition 4, while the ignition source 1 is installed in the bottom 8 of the ramjet engine, and the gas ignition channel 9 from the ignition source is directed to the region of the radial holes 3 made in the igniter body.

Согласно п. 2. формулы полезной модели радиальные 3 и торцевое 7 отверстия снабжены перкалиевыми заглушками 10, 11.According to paragraph 2. of the utility model formula, the radial 3 and end 7 openings are provided with perkali plugs 10, 11.

Согласно п. 3. формулы полезной модели в качестве источника зажигания 1 используют пиропатрон.According to paragraph 3. of the formula of the utility model as the ignition source 1 use a squib.

Вышеперечисленная совокупность существенных признаков позволяет получить следующий технический результат: Обеспечение надежности и прочности конструкции воспламенителя, а также повышение тяговой характеристики ракетно-прямоточного двигателя за счет сгорания алюминиевого корпуса воспламенителя и использования продуктов ее сгорания в потоке продуктов сгорания твердого топлива в качестве дополнительного источника энергии (дополнительного топливного элемента).The above set of essential features allows you to get the following technical result: Ensuring the reliability and strength of the igniter design, as well as increasing the traction characteristics of the direct-flow rocket engine due to the combustion of the aluminum housing of the igniter and the use of its products in the flow of solid fuel combustion products as an additional energy source (additional fuel cell).

Полезная модель иллюстрируется следующими чертежами: на Фиг. 1 приведена схема размещения воспламенителя на РПДТ, где позициями обозначены: 1 - пиропатрон, 2 - корпус воспламенителя, 3 - радиальные отверстия воспламенения, 4 - пороховая засыпка воспламенителя, 5 - корпус двигательной установки, 6 - внутренний канал заряда твердого топлива, 7 - отверстие для пороховой засыпки, 8 - днище ускорителя РПД, 9 - канал газового воспламенения.The utility model is illustrated by the following drawings: FIG. 1 shows the layout of the igniter on the RPDT, where the positions are: 1 - igniter, 2 - igniter body, 3 - radial ignition holes, 4 - powder filling of the ignitor, 5 - propulsion system housing, 6 - internal channel for charging solid fuel, 7 - hole for powder filling, 8 is the bottom of the RPD accelerator, 9 is the gas ignition channel.

на Фиг. 2 - воспламенитель, где позициями обозначены: 2 - корпус, 7 - отверстие для засыпки, 10 - перкалиевая заглушка для радиальных отверстий воспламенения, 11 - перкалиевая заглушка отверстия для пороховй засыпки, 12 - металлическая гайка, 13 - вставка.in FIG. 2 - igniter, where the positions indicated: 2 - housing, 7 - filling hole, 10 - perkali plug for radial ignition holes, 11 - perkali plug for powder filling holes, 12 - metal nut, 13 - insert.

Воспламенитель осевого расположения с пороховым наполнителем 4 для заряда с внутренним каналом 6 для стартового бессоплового ускорителя РПДТ состоит из металлической гайки 12 с резьбой для крепления воспламенителя к переднему днищу 8 стартового бессоплового ускорителя РПДТ и впрессованой в вставку 13, выполненной из пресс-материала с отверстиями 3 для воспламенения с помощью горячих газов пиропатрона 1, проходящих по каналу 9, пороховой засыпки 4, засыпаемой через отверстие 7 в алюминиевом корпусе 2, перкалиевых заглушек 10 и 11, закрывающих отверстия 3 и 7.The axial igniter with powder filler 4 for charge with an internal channel 6 for the RPTD startless accelerator accelerator consists of a metal nut 12 with a thread for attaching the igniter to the RPTT startless nozzle accelerator 8 and pressed into the insert 13 made of press material with holes 3 for ignition using hot gases of the squib 1 passing through the channel 9, the powder charge 4, filled through the hole 7 in the aluminum casing 2, perkali plugs 10 and 11, closing from versts 3 and 7.

Устройство работает следующим образом:The device operates as follows:

Корпус воспламенителя 2 с заклеенными перкалиевой заглушкой 10 отверстиями 3 вклеивается во вставку, впрессованную в гайку, заполняется компактно в вертикальном положении пороховой засыпкой 4 (крупнозернистый дымный порох) через отверстие для засыпки 7 и заклеивается перкалиевой заглушкой 11. Собранный корпус воспламенителя с помощью гайки ввинчивается в переднее днище 8 ускорителя. При срабатывании пиропатрона 1, горячий газ поступает по каналу 9 направленному на отверстия воспламенения 3, заклеенные перкалиевой заглушкой 10. Горячий газ прожигает перкалиевую заглушку 10 и воспламеняет пороховую засыпку 4, находящуюся в корпусе 2 воспламенителя. Газы образующиеся при воспламенении пороха, разрушают перкалиевую заглушку 11, поступают во внутренний канал 6, создавая там необходимое давление и температуру для воспламенения заряда стартового бессоплового ускорителя. В процессе воспламенения заряда стартового бессоплового ускорителя сгорает так же и алюминиевый корпус 2 в качестве дополнительного источника энергии (дополнительного топливного элемента).Igniter body 2 with 10 holes 3 sealed with a perkalium plug 3 is glued into the insert pressed into the nut, compacted in a vertical position by powder filling 4 (coarse-grained powder) through the filling hole 7, and sealed with perkali plug 11. The assembled igniter body is sealed with a screw nut the front bottom of the 8 accelerator. When the igniter 1 is triggered, hot gas enters through channel 9 directed to the ignition openings 3 sealed with a perkali plug 10. The hot gas burns through the perkali plug 10 and ignites the powder charge 4 located in the igniter body 2. Gases generated by the ignition of gunpowder destroy the perkali plug 11, enter the internal channel 6, creating the necessary pressure and temperature there to ignite the charge of the starting accelerator-free accelerator. In the process of ignition of the charge of the starting acceleratorless burner, the aluminum case 2 also burns as an additional energy source (additional fuel cell).

Предложенное решение в полезной модели применения алюминия в качестве сгораемого корпуса воспламенителя обусловлено тем, что алюминиевая оболочка по сравнению с аналогами (из полимерных материалов) имеет

тепло-энергетические характеристики при горении и обеспечивает повышение полноты сгорания топлива и, как следствие, увеличение тяги РПДТ. Кроме того, алюминиевый корпус обеспечивает его прочность при давлении газов пиропатрона и надежность в процессе всей работы воспламенителя до полного сгорания корпуса. Торцевое отверстие в корпусе упрощает процесс засыпки порохового наполнителя.The proposed solution in a useful model for the use of aluminum as a combustible igniter body is due to the fact that the aluminum shell, in comparison with analogues (made of polymeric materials), has

heat and energy characteristics during combustion and provides an increase in the completeness of fuel combustion and, as a result, an increase in the thrust of the RPT. In addition, the aluminum casing provides its strength under the pressure of the gases of the igniter and reliability during the entire operation of the igniter until the casing is completely burned. The end hole in the housing simplifies the process of filling the powder filler.

Из описания и практического применения настоящей полезной модели специалистам будут очевидны и другие частные формы ее выполнения. Данное описание и чертежи рассматриваются как материал, иллюстрирующий полезную модель, сущность которой и объем патентных притязаний определены в нижеследующей формуле полезной модели, совокупностью существенных признаков и их эквивалентами.From the description and practical application of the present utility model, other particular forms of its implementation will be obvious to specialists. This description and drawings are considered as material illustrating a utility model, the essence of which and the scope of patent claims are defined in the following utility model formula, a set of essential features and their equivalents.

Claims

1. An ignition device for a ramjet engine containing an ignition source 1, a cylindrical igniter body 2 with radial holes 3, filled with an ignition composition 4, installed in a propulsion system 5, characterized in that the ignitor body 2 is installed coaxially with the internal solid charge channel fuel 6, made of aluminum and equipped with an end hole 7 for filling with an igniter composition 4, while the ignition source 1 is installed in the bottom 8 of the direct-flow rocket engine la, and an ignition gas channel 9 from the ignition source is directed to the area of the radial holes 3 formed in an igniter housing.

2. The device according to p. 1, characterized in that the radial 3 and the end 7 of the hole are provided with perkali plugs 10, 11.

3. The device according to p. 1, characterized in that as the ignition source 1 use a squib.