RU2178093C2 - Pyrotechnic train-type ignition system - Google Patents
Pyrotechnic train-type ignition system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2178093C2 RU2178093C2 RU2000105437A RU2000105437A RU2178093C2 RU 2178093 C2 RU2178093 C2 RU 2178093C2 RU 2000105437 A RU2000105437 A RU 2000105437A RU 2000105437 A RU2000105437 A RU 2000105437A RU 2178093 C2 RU2178093 C2 RU 2178093C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- ignition system
- pyrotechnic
- charge
- solid
- tracking
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Air Bags (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемое изобретение относится к специальным элементам конструкции ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ), а именно к устройствам для зажигания заряда твердого топлива РДТТ. Оно может быть использовано, главным образом, в качестве системы воспламенения как в крупногабаритных, так и в малогабаритных РДТТ, имеющих большое удлинение. The present invention relates to special structural elements of solid propellant rocket engines (solid propellant rocket engines), namely, devices for igniting a solid propellant solid propellant charge. It can be used mainly as an ignition system in both large and small solid propellant solid propellants with large elongation.
Известен газогенератор на твердом топливе [1] , который может применяться в качестве системы воспламенения РДТТ и устанавливаться, например, в переднем объеме двигателя. По классификации, предложенной в работе [2] , известная система воспламенения имеет последовательную схему размещения воспламенительных зарядов. Система воспламенения имеет прочный корпус с фланцевой заглушкой, в которую установлено запальное устройство, снаряженное быстрогорящим составом (дополнительным воспламенительным зарядом) и имеющее средство инициирования - пиропатрон с электрозапалом. В корпусе размещен основной воспламенительный заряд, выполненный в виде набора таблеток, отпрессованных из пиротехнического состава. В цилиндрической части корпуса системы воспламенения имеется перфорация. Часть корпуса, где имеется перфорация, снаружи герметизирована тонкой пластиковой пленкой или фольгой. В корпусе также предусмотрена установка цилиндрической винтовой пружины сжатия, шаг которой меньше, чем минимальный размер таблеток. Одной из своих опорных плоскостей пружина прижата к фланцевой заглушке, а другой - к заглушке в форме подвижного поршня из мягкого пористого материала (типа сетки). Сжимающее действие пружины через поршень обеспечивает плотную упаковку таблеток в корпусе и предотвращает взаимное перемещение и разрушение таблеток при сборке, транспортировке, а также запуске двигателя. Known gas generator for solid fuel [1], which can be used as a solid propellant ignition system and installed, for example, in the front volume of the engine. According to the classification proposed in [2], the known ignition system has a sequential arrangement of igniter charges. The ignition system has a sturdy housing with a flange plug, in which an ignition device is installed, equipped with a quick-burning compound (additional igniter charge) and having an initiating means - a squib with an electric fuse. The main igniter charge is placed in the housing, made in the form of a set of tablets pressed from a pyrotechnic composition. In the cylindrical part of the housing of the ignition system there is perforation. The part of the body where there is perforation is sealed on the outside with a thin plastic film or foil. The housing also provides for the installation of a cylindrical helical compression spring, the pitch of which is less than the minimum tablet size. The spring is pressed against one of its supporting planes against the flange plug, and the other against the plug in the form of a movable piston made of soft porous material (such as mesh). The compressive action of the spring through the piston ensures tight packing of the tablets in the housing and prevents mutual movement and destruction of the tablets during assembly, transportation, and also starting the engine.
После подачи сигнала на электрозапал происходит воспламенение навески пиропатрона. Продукты сгорания навески пиропатрона разрушают заглушку и поступают в полость запального устройства, заполненную быстрогорящим составом (дополнительным воспламенительным зарядом). Протекая по порам между гранулами быстрогорящего состава, продукты сгорания постепенно прогревают и воспламеняют их. При горении гранул быстрогорящего состава происходит образование продуктов сгорания, что приводит к резкому подъему уровня давления в полости запального устройства и сопровождается истечением продуктов сгорания в корпус системы воспламенения. При этом происходят прогрев и последующее воспламенение основного воспламенительного заряда. В тот момент, когда давление продуктов сгорания в корпусе системы воспламенения достигает значения давления разрушения герметизирующей оболочки, происходит ее разрушение, и продукты сгорания основного воспламенительного заряда начинают истекать через отверстия в корпусе системы воспламенения. After applying a signal to the electric igniter, the ignition of the igniter of the squib occurs. The combustion products of the pyro cartridge attachment destroy the plug and enter the cavity of the ignition device filled with a quick-burning compound (additional igniter charge). Flowing through the pores between the granules of a quick-burning composition, the combustion products gradually warm up and ignite them. When burning granules of a quick-burning composition, the formation of combustion products occurs, which leads to a sharp increase in the pressure level in the cavity of the ignition device and is accompanied by the outflow of combustion products into the body of the ignition system. In this case, heating and subsequent ignition of the main igniter charge occur. At the moment when the pressure of the combustion products in the housing of the ignition system reaches the pressure of the destruction of the sealing shell, it is destroyed, and the combustion products of the main igniter charge begin to flow through the holes in the housing of the ignition system.
Известная конструкция системы воспламенения обладает рядом следующих недостатков. The known design of the ignition system has several of the following disadvantages.
Многоступенчатость системы инициирования основного воспламенительного заряда снижает надежность срабатывания системы воспламенения, а значит, и надежность воспламенения заряда РДТТ. Указанная многоступенчатость вызывает и нестабильность рабочих характеристик системы воспламенения, выражающуюся, в частности, в значительном разбросе интервалов времени, проходящих от момента подачи электрического сигнала на электрозапал и до начала горения основного воспламенительного заряда. The multi-stage system of initiation of the main igniter charge reduces the reliability of the ignition system, and hence the reliability of the ignition of the solid propellant charge. The specified multistage causes instability of the operating characteristics of the ignition system, which is expressed, in particular, in a significant variation in the time intervals from the moment the electric signal is applied to the electric valve and until the main igniter charge begins to burn.
Кроме того, в процессе горения дополнительного или основного гранулированных зарядов возможна реализация ситуации, когда перед фронтом воспламенения образуется узкая зона уплотнения [3] . Плотность гранулированного заряда увеличивается из-за сжатия порового объема. С течением времени процесс уплотнения достигает стадии, когда в зоне уплотнения поры схлапываются и перед фронтом воспламенения образуется газонепроницаемая пробка. Кроме того, схлопывание сопровождается интенсивным ростом межгранулярных напряжений. В результате дальнейшее распространение процесса в форме конвективного горения становится невозможным и горение дополнительного или основного гранулированных зарядов переходит в детонацию. В результате давление в запальном устройстве или в корпусе системы воспламенения может превысить максимально допустимый уровень. При этом возможны механические повреждения элементов конструкции системы воспламенения и, как следствие, появление неблагоприятных режимов ее функционирования. Описанный выше эффект [3] делает работу системы воспламенения нестабильной и ведет к снижению надежности воспламенения заряда РДТТ. Более того, неустойчивость процесса горения основного воспламенительного заряда, как правило, порождает поступление акустической энергии в полость корпуса системы воспламенения. Наиболее опасными и часто встречающимися на практике являются продольные колебания в полости корпуса системы воспламенения, частота которых может совпадать с частотой резонансных колебаний, характерных для данной конструкции системы воспламенения. In addition, in the process of burning additional or main granular charges, it is possible to realize a situation when a narrow compaction zone is formed in front of the ignition front [3]. The density of the granular charge increases due to the compression of the pore volume. Over time, the compaction process reaches the stage where the pores in the compaction zone collapse and a gas tight plug forms in front of the ignition front. In addition, collapse is accompanied by an intense increase in intergranular stresses. As a result, further propagation of the process in the form of convective combustion becomes impossible and the combustion of additional or main granular charges passes into detonation. As a result, the pressure in the ignition device or in the housing of the ignition system may exceed the maximum permissible level. In this case, mechanical damage to the structural elements of the ignition system and, as a result, the appearance of unfavorable modes of its functioning are possible. The effect described above [3] makes the operation of the ignition system unstable and leads to a decrease in the reliability of ignition of the solid propellant charge. Moreover, the instability of the combustion process of the main igniter charge, as a rule, generates the flow of acoustic energy into the cavity of the housing of the ignition system. The most dangerous and frequently encountered in practice are longitudinal vibrations in the cavity of the housing of the ignition system, the frequency of which may coincide with the frequency of the resonant vibrations characteristic of this design of the ignition system.
Также использование известной системы воспламенения не обеспечивает требуемой эксплуатационной безопасности. В ряде случаев в электрозапале могут наводиться блуждающие токи, появление которых, как правило, ведет к спонтанному инициированию пиропатрона и срабатыванию всей системы воспламенения в момент, когда того не требуется. Also, the use of a known ignition system does not provide the required operational safety. In some cases, stray currents can be induced in the electric fuse, the appearance of which, as a rule, leads to the spontaneous initiation of the igniter and the operation of the entire ignition system when it is not required.
Как правило, РДТТ межконтинентальных баллистических ракет (первые ступени) характеризуются большим удлинением. Длина канала заряда такого РДТТ обычно составляет от 7.2 до 11.0 метров. При использовании известной системы воспламенения в РДТТ, имеющем заряд с каналом большого удлинения, не будет обеспечиваться подвод требуемого количества энергии для надежного воспламенения наиболее удаленных от системы воспламенения участков поверхности канала заряда твердого топлива. При этом система воспламенения не будет обеспечивать требуемый минимальный разброс задержек воспламенения различных участков поверхности горения твердотопливного заряда и соответственно не будет обеспечиваться устойчивое, надежное воспламенение заряда. Попытки улучшить ситуацию, не изменяя традиционной конструктивной схемы, путем дополнительного увеличения массы заряда и расходных характеристик системы воспламенения приводят к развитию интенсивных волновых газодинамических процессов в камере сгорания РДТТ. В результате этого еще до вскрытия сопловой заглушки заряд твердого топлива и корпус РДТТ подвергаются высоким динамическим нагрузкам, что приводит к потере работоспособности РДТТ большой длины, систем управления и ракеты в целом [4] . Характерная опытная зависимость градиентов давления от времени для РДТТ большой длины приведена в работе [4, рис. 2 (кривая 1)] . Эта зависимость имеет характер периодических колебаний переменной амплитуды. С другой стороны, в работе [4] для снижения интенсивности динамических нагрузок на заряд при выходе РДТТ большой длины на стационарный режим работы предлагается уменьшить массу заряда и расходные характеристики штатной системы воспламенения, а также уменьшить давление вскрытия сопловой заглушки РДТТ. Но при этом неизбежно будет уменьшена надежность воспламенения поверхности канала заряда РДТТ большого удлинения, особенно в условиях низких температур окружающей среды. As a rule, solid propellant rocket engines of intercontinental ballistic missiles (first stages) are characterized by a large elongation. The length of the charge channel of such a solid propellant rocket motor is usually from 7.2 to 11.0 meters. When using the known ignition system in solid propellant rocket engines having a charge with a large elongation channel, the required amount of energy will not be supplied to reliably ignite the sections of the surface of the solid fuel charge channel that are farthest from the ignition system. In this case, the ignition system will not provide the required minimum spread in the ignition delays of various sections of the solid-fuel charge combustion surface and, accordingly, a stable, reliable ignition of the charge will not be provided. Attempts to improve the situation without changing the traditional design scheme by further increasing the mass of the charge and the discharge characteristics of the ignition system lead to the development of intense wave gas-dynamic processes in the solid propellant combustion chamber. As a result of this, even before the nozzle plug is opened, the solid fuel charge and the solid propellant rocket hull are subjected to high dynamic loads, which leads to the loss of operability of large solid rocket propulsors, control systems, and the rocket as a whole [4]. A typical experimental dependence of pressure gradients on time for solid-state solid-propellant rocket motors of large length is given in [4, Fig. 2 (curve 1)]. This dependence has the nature of periodic oscillations of variable amplitude. On the other hand, in [4], in order to reduce the intensity of dynamic loads on a charge when a solid-state solid-state solid propellant is extended to a stationary mode, it is proposed to reduce the mass of the charge and the discharge characteristics of a standard ignition system, as well as to reduce the opening pressure of the solid-state nozzle plug. But at the same time, the reliability of ignition of the surface of a solid rocket of a solid propellant charge of high elongation will inevitably be reduced, especially at low ambient temperatures.
Также известна конструкция пиротехнической системы воспламенения сопровождения направленного действия, выполненной в виде газогенератора [5, рис. 4.6] - прототип. Системами воспламенения сопровождения принято называть системы воспламенения, имеющие большое время срабатывания - от десятых долей секунды до нескольких секунд. По классификации, предложенной в работе [2] , известная система воспламенения имеет последовательную схему размещения воспламенительных зарядов. Рассматриваемая система воспламенения содержит прочный корпус, имеющий внутреннее и наружное теплозащитные покрытия, входные (для задействования) и расходные отверстия. Расходные отверстия имеются как в боковой поверхности корпуса, так и в его правом торце. Поперечные сечения расходных отверстий рассчитывают с учетом требуемого режима работы системы воспламенения. В полости корпуса последовательно установлены перфорированная заглушка, предвоспламенитель, выполненный в виде замкнутого корпуса, снаряженного дополнительным воспламенительным зарядом, и основной воспламенительный заряд, выполненный в виде набора из шашек баллиститного топлива. Перфорированная заглушка установлена в полости корпуса, со стороны его входной части, посредством резьбового соединения и одной из своих плоскостей обеспечивает плотную упаковку предвоспламенителя и основного воспламенительного заряда в корпусе. Also known is the design of the pyrotechnic ignition system for tracking the directional action, made in the form of a gas generator [5, Fig. 4.6] is a prototype. Ignition tracking systems are usually called ignition systems that have a long response time - from tenths of a second to several seconds. According to the classification proposed in [2], the known ignition system has a sequential arrangement of igniter charges. The ignition system under consideration contains a robust housing having internal and external heat-shielding coatings, inlet (for activation) and consumable openings. Consumable holes are available both in the side surface of the housing, and in its right end. The cross sections of the supply openings are calculated taking into account the required mode of operation of the ignition system. A perforated plug, a pre-igniter made in the form of a closed case equipped with an additional igniter charge, and a main igniter charge made in the form of a set of ballistic fuel checkers are sequentially installed in the body cavity. The perforated plug is installed in the cavity of the housing, from the side of its inlet, by means of a threaded connection and one of its planes provides a tight packing of the pre-igniter and the main igniter charge in the housing.
Рассмотренная конструкция пиротехнической системы воспламенения сопровождения направленного действия обладает рядом недостатков, перечисленных выше при описании аналога. К числу их относятся: многоступенчатость системы инициирования основного воспламенительного заряда; возможный переход процесса горения дополнительного гранулированного заряда в детонацию; невысокий уровень эксплуатационной безопасности; пониженная надежность воспламенения поверхности канала заряда крупногабаритного РДТТ большого удлинения, особенно в условиях низких температур окружающей среды. The considered design of the pyrotechnic ignition system for tracking the directional action has a number of disadvantages listed above in the description of the analogue. Among them are: multi-stage system of initiation of the main igniter charge; possible transition of the combustion process of an additional granular charge to detonation; low level of operational safety; reduced reliability of ignition of the surface of the channel of the charge of large solid propellant solid propellant rocket solidification of large elongation, especially in conditions of low ambient temperatures.
Кроме того, в полости корпуса известной системы воспламенения возможно возникновение аномального режима горения основного воспламенительного заряда, а именно неакустической (низкочастотной) неустойчивости горения. Этот режим горения [6, 7] характеризуется самопроизвольным прекращением горения основного воспламенительного заряда с последующим его самовоспламенением (так называемое "чихание"). Диаграмма давление - время в этом случае имеет прерывистый характер. Заряд гаснет, происходит локальное самовоспламенение, через отверстия перфорации истекают непрореагировавшие продукты сгорания, затем основной воспламенительный заряд снова гаснет, и после нескольких "чиханий" система воспламенения может полностью прекратить функционирование. Низкочастотная неустойчивость связана с тепловой инерционностью волны горения, распространяющейся по твердому топливу, а также с расходной характеристикой системы воспламенения. Неустойчивость возникает, когда характерное время тепловой релаксации волны горения становится сравнимо с характерным временем релаксации давления в полости корпуса системы воспламенения. При этом все факторы, способствующие уменьшению подвода теплового потока к непрореагировавшему твердому топливу, способствуют возникновению аномального горения. В случае реализации в корпусе системы воспламенения описанного выше аномального режима горения функционирование РДТТ с большой степенью вероятности также будет происходить в аномальном режиме. Твердотопливный заряд РДТТ либо вообще не воспламенится, либо будет гореть в прерывистом режиме [7] . Особенности проявления на практике описанного выше аномального режима горения - прерывистого горения твердотопливных зарядов в модельной камере сгорания - описаны в работе [8] . В частности, в экспериментах использовались твердые топлива различных составов и многократно фиксировались случаи сгорания канальных многошашечных зарядов различной длины в аномальном режиме. In addition, in the body cavity of the known ignition system, an abnormal combustion mode of the main igniter charge, namely, non-acoustic (low-frequency) combustion instability, may occur. This combustion mode [6, 7] is characterized by spontaneous cessation of combustion of the main igniter charge with its subsequent self-ignition (the so-called "sneezing"). The pressure - time diagram in this case is intermittent. The charge goes out, local self-ignition occurs, unreacted combustion products flow out through the perforation holes, then the main ignition charge goes out again, and after several “sneezes” the ignition system can completely stop functioning. Low-frequency instability is associated with the thermal inertia of the combustion wave propagating through solid fuel, as well as with the flow rate characteristic of the ignition system. Instability occurs when the characteristic time of thermal relaxation of the combustion wave becomes comparable to the characteristic time of relaxation of pressure in the cavity of the body of the ignition system. Moreover, all factors contributing to a decrease in the supply of heat flux to unreacted solid fuel contribute to the occurrence of abnormal combustion. If the anomalous combustion mode described above is implemented in the housing of the ignition system, the operation of the solid propellant rocket motor with a high degree of probability will also occur in the anomalous mode. The solid propellant solid propellant charge either does not ignite at all, or will burn in intermittent mode [7]. The features of the manifestation in practice of the above-described anomalous combustion regime — intermittent combustion of solid propellant charges in a model combustion chamber — are described in [8]. In particular, solid fuels of various compositions were used in the experiments and cases of combustion of channel multi-cup charges of various lengths in an anomalous mode were repeatedly recorded.
Помимо вышеизложенного неустойчивость процесса горения основного воспламенительного заряда, как правило, порождает поступление акустической энергии в полость корпуса системы воспламенения [9] . Наиболее опасными и часто встречающимися на практике являются продольные колебания продуктов сгорания в корпусе системы воспламенения, частота которых может совпадать с частотой резонансных колебаний, характерных для данной конструкции системы воспламенения. In addition to the foregoing, the instability of the combustion process of the main igniter charge, as a rule, generates the flow of acoustic energy into the cavity of the housing of the ignition system [9]. The most dangerous and frequently encountered in practice are the longitudinal vibrations of the combustion products in the housing of the ignition system, the frequency of which may coincide with the frequency of the resonant vibrations characteristic of this design of the ignition system.
В случае реализации описанных выше аномальных процессов система воспламенения может стать источником интенсивных непрогнозируемых воздействий на физико-химические процессы в камере сгорания РДТТ, вызвать аномальные режимы работы РДТТ (например, прерывистое горение, заряда [7] ) или привести к потере работоспособности как двигателя, так и межконтинентальной баллистической ракеты в целом. Ударные и вибрационные нагрузки, сопровождающие запуск РДТТ, как правило, негативно влияют и на точность системы управления ракетой. В этой связи важнейшим направлением совершенствования твердотопливных двигателей с каналом большого удлинения является разработка способов оптимальной организации развития внутрикамерных процессов в начальный период работы с целью снижения ударных и вибрационных воздействий на ракету и ее системы. In the case of the implementation of the anomalous processes described above, the ignition system can become a source of intense unpredictable effects on the physicochemical processes in the solid propellant combustion chamber, cause abnormal solid propellant modes of operation (for example, intermittent combustion, charge [7]) or lead to a loss of engine performance and an intercontinental ballistic missile as a whole. Shock and vibration loads accompanying the launch of solid propellant rocket engines, as a rule, negatively affect the accuracy of the missile control system. In this regard, the most important direction for improving solid-fuel engines with a large elongation channel is the development of ways to optimally organize the development of intra-chamber processes in the initial period of work in order to reduce shock and vibration effects on the rocket and its systems.
Задача изобретения - существенное повышение надежности воспламенения твердотопливного заряда ракетного двигателя с каналом большого удлинения, стабильности характеристик, надежности функционирования и безопасности эксплуатации системы воспламенения, обеспечение монотонности процесса выхода ракетного двигателя на стационарный режим работы за счет увеличения скорости и температуры продуктов сгорания, поступающих от системы воспламенения при использовании эффекта рекомбинации атомов водорода на поверхности твердотопливного заряда, подавления режимов неустойчивого горения и поглощения энергии акустических колебаний продуктов сгорания основного воспламенительного заряда в широкой полосе частот в полости корпуса системы воспламенения. The objective of the invention is a significant increase in the reliability of ignition of a solid propellant charge of a rocket engine with a large elongation channel, stability of characteristics, reliability of operation and safety of operation of the ignition system, ensuring the monotonicity of the process of the rocket engine reaching stationary operation by increasing the speed and temperature of the combustion products coming from the ignition system when using the effect of recombination of hydrogen atoms on the surface of a solid fuel charge yes, suppression of unstable combustion and absorption of energy of acoustic vibrations of the products of combustion of the main ignition charge in a wide frequency band in the cavity of the body of the ignition system.
Поставленная задача решается за счет того, что в конструкцию системы воспламенения введена насадочная секция-ускоритель, скрепленная с выходным торцом корпуса и выполненная в виде стакана, имеющего перфорацию по выходной торцовой поверхности, в стакане насадочной секции установлена шашка расчетных размеров из экзотермического водородобразующего состава с одним осевым или несколькими каналами, совпадающими с перфорацией на выходном торце стакана насадочной секции-ускорителя, при этом в заглушке установлены дополнительный воспламенительный заряд, выполненный в виде шашки расчетных размеров из экзотермического водородобразующего состава с одним осевым или несколькими каналами, средство инициирования, а внутренние поверхности стакана насадочной секции-ускорителя и заглушки выполнены с облицовкой из эластичного теплозащитного покрытия. The problem is solved due to the fact that the nozzle section-accelerator is attached to the design of the ignition system, fastened to the output end of the body and made in the form of a glass having perforation along the output end surface, a checker of design dimensions of one exothermic hydrogen-forming composition with one axial or several channels matching the perforation at the outlet end of the nozzle nozzle-accelerator nozzle, while the additional plug is installed in the plug Tel'nykh charge embodied in the form of checkers Calculated vodorodobrazuyuschego exothermic composition with one or more axial channels, initiate means and the internal surfaces of glass-packed section of the accelerator and plugs are made of an elastic lining with a thermal barrier coating.
Заглушка может быть выполнена в виде цилиндрического полузамкнутого корпуса. The plug can be made in the form of a cylindrical semi-closed housing.
Средство инициирования может быть выполнено в виде одного или нескольких источников короткого теплового импульса, которые установлены в одном или в нескольких каналах шашки дополнительного воспламенительного заряда. The means of initiation can be made in the form of one or more sources of a short thermal pulse, which are installed in one or more channels of the checker of an additional igniter charge.
Возможен конструктивный вариант, когда в заглушке последовательно размещены средство инициирования, выполненное в виде набора гранул, отпрессованных из пиротехнического состава, баллиститного или смесевого твердого ракетного топлива, и дополнительный воспламенительный заряд. При этом входной торец заглушки имеет перфорацию. A constructive option is possible when the initiator is sequentially placed in the plug, made in the form of a set of granules pressed from a pyrotechnic composition, ballistic or mixed solid rocket fuel, and an additional igniter charge. In this case, the input end face of the plug has perforation.
В качестве экзотермического водородобразующего состава используется механическая смесь порошков твердого горючего - карбид- или нитридобразующих металлов IV-V групп периодической системы Д. И. Менделеева и твердого окислителя - водородсодержащих соединений углерода или азота. As an exothermic hydrogen-forming composition, a mechanical mixture of solid fuel powders — carbide or nitride-forming metals of the IV-V groups of the D. I. Mendeleev periodic system and a solid oxidizing agent — hydrogen-containing carbon or nitrogen compounds — is used.
Один осевой или несколько каналов в шашке из экзотермического водородобразующего состава, размещенной в стакане насадочной секции-ускорителя, могут быть выполнены в виде сопел расчетных размеров. One axial or several channels in a block of exothermic hydrogen-forming composition, placed in a glass nozzle section of the accelerator, can be made in the form of nozzles of the estimated size.
Основной воспламенительный заряд может быть выполнен в виде одного или набора нескольких параллельно уложенных в корпусе системы воспламенения цилиндрических твердотопливных элементов из пиротехнического состава, баллиститного или смесевого твердого ракетного топлива, имеющих один или несколько продольных каналов. The main igniter charge can be made in the form of one or a set of several cylindrical solid propellant elements of pyrotechnic composition, ballistic or mixed solid rocket fuel, having one or several longitudinal channels, arranged in parallel in the housing of the ignition system.
Кроме того, основной воспламенительный заряд может быть выполнен в виде набора из нескольких последовательно уложенных в корпусе системы воспламенения цилиндрических твердотопливных элементов из пиротехнического состава, баллиститного или смесевого твердого ракетного топлива, имеющих один или несколько продольных каналов. In addition, the main igniter charge can be made in the form of a set of several sequentially placed in the housing of the ignition system of cylindrical solid fuel elements of pyrotechnic composition, ballistic or mixed solid rocket fuel having one or more longitudinal channels.
Помимо этого основной воспламенительный заряд может быть выполнен в виде набора тонкосводных трубчатых цилиндрических твердотопливных элементов расчетных размеров из пиротехнического состава, баллиститного или смесевого твердого ракетного топлива, параллельно уложенных в корпусе системы воспламенения. In addition, the main igniter charge can be made in the form of a set of thin-spaced tubular cylindrical solid fuel elements of calculated dimensions from a pyrotechnic composition, ballistic or mixed solid rocket fuel, parallel to the body of the ignition system.
Все цилиндрические твердотопливные элементы, имеющие продольные каналы, могут быть облицованы по боковой поверхности бронирующим покрытием расчетной толщины, выполненным из медленно горящего твердого ракетного топлива. All cylindrical solid propellant elements having longitudinal channels can be lined on the side surface with an armor coating of an estimated thickness made of slowly burning solid rocket fuel.
Также основной воспламенительный заряд может быть выполнен в виде набора гранул расчетных размеров, отпрессованных из пиротехнического состава, баллиститного или смесевого твердого ракетного топлива. Also, the main igniter charge can be made in the form of a set of granules of calculated sizes pressed from a pyrotechnic composition, ballistic or mixed solid rocket fuel.
Кроме того, топливные элементы, образующие основной воспламенительный заряд, могут быть выполнены из экзотермического водородобразующего состава. In addition, fuel cells that form the main igniter charge can be made of an exothermic hydrogen-forming composition.
Изобретение поясняется чертежами. На фиг. 1 представлено схематически продольное сечение предложенной пиротехнической системы воспламенения сопровождения. На фиг. 2 представлено схематически продольное сечение конструктивного варианта предложенной пиротехнической системы воспламенения сопровождения, отличающегося конструкцией заглушки, а также последовательным размещением средства инициирования и дополнительного воспламенительного заряда. На фиг. 3 представлено схематически продольное сечение конструктивного варианта предложенной пиротехнической системы воспламенения сопровождения, отличающегося последовательным размещением твердотопливных элементов основного воспламентельного заряда. На фиг. 4 представлено схематически продольное сечение конструктивного варианта предложенной пиротехнической системы воспламенения сопровождения, отличающегося выполнением основного воспламенительного заряда в виде набора тонкосводных трубчатых твердотопливных элементов. На фиг. 5 представлено схематически продольное сечение конструктивного варианта предложенной пиротехнической системы воспламенения сопровождения, отличающегося выполнением основного воспламенительного заряда в виде набора гранул. The invention is illustrated by drawings. In FIG. 1 is a schematic longitudinal section of the proposed pyrotechnic tracking ignition system. In FIG. 2 is a schematic longitudinal sectional view of a structural embodiment of the proposed pyrotechnic tracking ignition system, characterized by a stub design, as well as sequential placement of initiating means and an additional igniter charge. In FIG. 3 shows a schematic longitudinal section of a structural variant of the proposed pyrotechnic tracking ignition system, characterized by the sequential placement of solid fuel elements of the main ignition charge. In FIG. 4 shows a schematic longitudinal section of a structural variant of the proposed pyrotechnic tracking ignition system, characterized in that the main igniter charge is in the form of a set of thin-tube tubular solid fuel elements. In FIG. 5 shows a schematic longitudinal section of a structural variant of the proposed pyrotechnic tracking ignition system, characterized in that the main igniter charge is in the form of a set of granules.
Согласно предлагаемому изобретению пиротехническая система воспламенения сопровождения (фиг. 1) содержит средство инициирования 1, силовой корпус 2, имеющий перфорацию 3 по боковой поверхности, заглушку 4 и последовательно размещенные дополнительный 5 и основной 6 воспламенительные заряды. Силовой корпус 2 имеет внутреннее 7 и наружное 8 теплозащитные покрытия. Со стороны выходного торца силового корпуса 2 установлена насадочная секция-ускоритель, выполненная в виде стакана 9, имеющего перфорацию 10 по выходной торцовой поверхности. В стакане 9 насадочной секции установлена шашка 11 расчетных размеров из экзотермического водородобразующего состава с одним осевым или несколькими каналами 12, выполненными, например, в виде сопел расчетных размеров, и совпадающими с перфорацией 10 на выходном торце стакана 9. Со стороны выходного торца стакан 9 имеет наружное теплозащитное покрытие 13. Поперечные сечения отверстий перфорации 3 и 10 выбираются с учетом требуемого режима работы системы воспламенения. Заглушка 4 может быть выполнена в виде цилиндрического полузамкнутого корпуса. В заглушке 4 установлен дополнительный воспламенительный заряд 5, выполненный в виде шашки расчетных размеров из экзотермического водородобразующего состава с одним осевым или несколькими каналами 14. В каждом из каналов 14 шашки 5 установлено средство инициирования 1, выполненное в виде одного или нескольких источников короткого теплового импульса. Внутренние поверхности стакана 9 насадочной секции-ускорителя и заглушки 4 выполнены с облицовкой из эластичного теплозащитного покрытия 15 и 16 соответственно. According to the invention, the pyrotechnic tracking ignition system (FIG. 1) comprises an initiating
В качестве экзотермического водородобразующего состава возможно использование механической смеси порошков твердого горючего - карбид- или нитридобразующих металлов IV-V групп периодической системы Д. И. Менделеева и твердого окислителя - водородсодержащих соединений углерода или азота. As an exothermic hydrogen-forming composition, it is possible to use a mechanical mixture of solid fuel powders - carbide or nitride-forming metals of the IV-V groups of the D. I. Mendeleev periodic system and a solid oxidizer - hydrogen-containing carbon or nitrogen compounds.
Основной воспламенительный заряд 6 (фиг. 1) может быть выполнен в виде одного или набора нескольких параллельно уложенных в корпусе системы воспламенения цилиндрических твердотопливных элементов из пиротехнического состава, баллиститного или смесевого твердого ракетного топлива, имеющих один или несколько продольных каналов 17. The main igniter charge 6 (Fig. 1) can be made in the form of one or a set of several cylindrical solid propellant elements of pyrotechnic composition, ballistic or mixed solid rocket fuel, having one or more
Все цилиндрические твердотопливные элементы 6, имеющие продольные каналы 17, могут быть облицованы по боковой поверхности бронирующим покрытием расчетной толщины, выполненным из медленно горящего твердого ракетного топлива. All cylindrical
Кроме того, топливные элементы, образующие основной воспламенительный заряд 6, могут быть выполнены из экзотермического водородобразующего состава. In addition, the fuel cells forming the
Скрепление заглушки 4 и стакана 9 насадочной секции-ускорителя с торцами силового корпуса 2 (фиг. 1) может осуществляться, например, посредством резьбовых соединений. В местах сопряжения силового корпуса 2 с заглушкой 4 и стаканом 9 насадочной секции-ускорителя предусмотрены уплотняющие элементы 19. The fastening of the
Для герметизации системы воспламенения часть внешней поверхности ее корпуса, где имеется перфорация 3, 10, покрыта герметизирующей пластиковой, резиновой или металлической оболочкой 20, которая также служит для предохранения средства инициирования 1 (источников короткого теплового импульса), дополнительного 5 и основного 6 зарядов, а также шашки 11 от воздействия влаги при хранении и монтажных работах, а кроме того, для обеспечения начального повышения давления и, следовательно, ускорения воспламенения основного воспламенительного заряда 6. To seal the ignition system, a part of the outer surface of its body, where there is a
Согласно предлагаемому изобретению конструктивный вариант описанной выше пиротехнической системы воспламенения сопровождения, отличающийся конструкцией заглушки, а также последовательным размещением средства инициирования и дополнительного воспламенительного заряда, представлен на фиг. 2. Конструкция предлагаемой системы воспламенения сопровождения содержит силовой корпус 2, имеющий перфорацию 3 по боковой поверхности, основной воспламенительный заряд 6 и заглушку 4. Заглушка 4 может быть выполнена в виде цилиндрического полузамкнутого корпуса. Входной торец заглушки 4 выполнен с перфорацией 21. В заглушке 4 последовательно размещены средство инициирования, выполненное в виде набора гранул 22, отпрессованных из пиротехнического состава, баллиститного или смесевого твердого ракетного топлива, и дополнительный воспламенительный заряд 23. Указанный заряд 23 выполнен в виде шашки расчетных размеров из экзотермического водородобразующего состава с одним осевым или несколькими каналами 24. Силовой корпус 2 имеет внутреннее 7 и наружное 8 теплозащитные покрытия. Со стороны выходного торца силового корпуса 2 установлена насадочная секция-ускоритель, выполненная в виде стакана 9, имеющего перфорацию 10 по выходной торцовой поверхности. В стакане 9 насадочной секции установлена шашка 11 расчетных размеров из экзотермического водородобразующего состава с одним осевым или несколькими каналами 12, выполненными, например, в виде сопел расчетных размеров и совпадающими с перфорацией 10 на выходном торце стакана 9. Со стороны выходного торца стакан 9 имеет наружное теплозащитное покрытие 13. Поперечные сечения отверстий перфорации 3 и 10 выбираются с учетом требуемого режима работы системы воспламенения. Внутренние поверхности стакана 9 насадочной секции-ускорителя и заглушки 4 выполнены с облицовкой из эластичного теплозащитного покрытия 15 и 16 соответственно. According to the invention, a structural variant of the pyrotechnic tracking ignition system described above, characterized by the design of the plug and the sequential placement of the initiating means and an additional igniter charge, is shown in FIG. 2. The design of the proposed tracking ignition system comprises a
В качестве экзотермического водородобразующего состава возможно использование механической смеси порошков твердого горючего - карбид- или нитридобразующих металлов IV-V групп периодической системы Д. И. Менделеева и твердого окислителя - водородсодержащих соединений углерода или азота. As an exothermic hydrogen-forming composition, it is possible to use a mechanical mixture of solid fuel powders - carbide or nitride-forming metals of the IV-V groups of the D. I. Mendeleev periodic system and a solid oxidizer - hydrogen-containing carbon or nitrogen compounds.
Основной воспламенительный заряд 6 (фиг. 2) может быть выполнен в виде одного или набора нескольких параллельно уложенных в корпусе системы воспламенения цилиндрических твердотопливных элементов из пиротехнического состава, баллиститного или смесевого твердого ракетного топлива, имеющих один или несколько продольных каналов 17. The main igniter charge 6 (Fig. 2) can be made in the form of one or a set of several cylindrical solid propellant elements of pyrotechnic composition, ballistic or mixed solid rocket fuel, having one or more
Все цилиндрические твердотопливные элементы 6, имеющие продольные каналы 17, могут быть облицованы по боковой поверхности бронирующим покрытием расчетной толщины, выполненным из медленно горящего твердого ракетного топлива. All cylindrical
Кроме того, топливные элементы, образующие основной воспламенительный заряд 6, могут быть выполнены из экзотермического водородобразующего состава. In addition, the fuel cells forming the
Скрепление заглушки 4 и стакана 9 насадочной секции-ускорителя с торцами силового корпуса 2 (фиг. 2) может осуществляться, например, посредством резьбовых соединений. В местах сопряжения силового корпуса 2 с заглушкой 4 и стаканом 9 насадочной секции-ускорителя предусмотрены уплотняющие элементы 19. The fastening of the
Для герметизации системы воспламенения часть внешней поверхности ее корпуса 2, где имеется перфорация 3, 10, покрыта герметизирующей пластиковой, резиновой или металлической оболочкой 20, которая также служит для предохранения гранулированного заряда 22, дополнительного 23 и основного 6 зарядов, а также шашки 11 от воздействия влаги при хранении и монтажных работах, а кроме того, для обеспечения начального повышения давления и, следовательно, ускорения воспламенения основного воспламенительного заряда 6. To seal the ignition system, part of the outer surface of its
Согласно предлагаемому изобретению конструктивный вариант описанной выше пиротехнической системы воспламенения сопровождения, отличающийся последовательным размещением твердотопливных элементов основного воспламенительного заряда, представлен на фиг. 3. Конструкция предлагаемой системы воспламенения сопровождения (фиг. 3) содержит средство инициирования 1, силовой корпус 2, имеющий перфорацию 3 по боковой поверхности, заглушку 4 и последовательно размещенные дополнительный 5 и основной 25 воспламенительные заряды. Силовой корпус 2 имеет внутреннее 7 и наружное 8 теплозащитные покрытия. Со стороны выходного торца силового корпуса 2 установлена насадочная секция-ускоритель, выполненная в виде стакана 9, имеющего перфорацию 10 по выходной торцовой поверхности. В стакане 9 насадочной секции установлена шашка 11 расчетных размеров из экзотермического водородобразующего состава с одним осевым или несколькими каналами 12, выполненными, например, в виде сопел расчетных размеров и совпадающими с перфорацией 10 на выходном торце стакана 9. Со стороны выходного торца стакан 9 имеет наружное теплозащитное покрытие 13. Поперечные сечения отверстий перфорации 3 и 10 выбираются с учетом требуемого режима работы системы воспламенения. Заглушка 4 может быть выполнена в виде цилиндрического полузамкнутого корпуса. В заглушке 4 установлен дополнительный воспламенительный заряд 5, выполненный в виде шашки расчетных размеров из экзотермического водородобразующего состава с одним осевым или несколькими каналами 14. В каждом из каналов 14 шашки 5 установлено средство инициирования 1, выполненное в виде одного или нескольких источников короткого теплового импульса. Внутренние поверхности стакана 9 насадочной секции-ускорителя и заглушки 4 выполнены с облицовкой из эластичного теплозащитного покрытия 15 и 16 соответственно. According to the invention, a structural variant of the pyrotechnic tracking ignition system described above, characterized by the sequential arrangement of solid fuel elements of the main igniter charge, is shown in FIG. 3. The design of the proposed tracking ignition system (Fig. 3) comprises an initiating
В качестве экзотермического водородобразующего состава возможно использование механической смеси порошков твердого горючего - карбид- или нитридобразующих металлов IV-V групп периодической системы Д. И. Менделеева и твердого окислителя - водородсодержащих соединений углерода или азота. As an exothermic hydrogen-forming composition, it is possible to use a mechanical mixture of solid fuel powders - carbide or nitride-forming metals of the IV-V groups of the D. I. Mendeleev periodic system and a solid oxidizer - hydrogen-containing carbon or nitrogen compounds.
Основной воспламенительный заряд (фиг. 3) может быть выполнен в виде набора из нескольких последовательно уложенных в корпусе 2 системы воспламенения цилиндрических твердотопливных элементов 25 из пиротехнического состава, баллиститного или смесевого твердого ракетного топлива, имеющих один или несколько продольных каналов 26. The main igniter charge (Fig. 3) can be made in the form of a set of several sequentially laid in the
Все цилиндрические твердотопливные элементы 25, имеющие продольные каналы 26, могут быть облицованы по боковой поверхности бронирующим покрытием расчетной толщины, выполненным из медленно горящего твердого ракетного топлива. All cylindrical
Кроме того, топливные элементы 25, образующие основной воспламенительный заряд, могут быть выполнены из экзотермического водородобразующего состава. In addition, the
Скрепление заглушки 4 и стакана 9 насадочной секции-ускорителя с торцами силового корпуса 2 (фиг. 3) может осуществляться, например, посредством резьбовых соединений. В местах сопряжения силового корпуса 2 с заглушкой 4 и стаканом 9 насадочной секции-ускорителя предусмотрены уплотняющие элементы 19. The fastening of the
Для герметизации системы воспламенения часть внешней поверхности ее корпуса, где имеется перфорация 3, 10, покрыта герметизирующей пластиковой, резиновой или металлической оболочкой 20, которая также служит для предохранения источников короткого теплового импульса 1, дополнительного 5 и основного 25 зарядов, а также шашки 11 от воздействия влаги при хранении и монтажных работах, а кроме того, для обеспечения начального повышения давления и, следовательно, ускорения воспламенения основного воспламенительного заряда 25. To seal the ignition system, a part of the outer surface of its body, where there is a
Согласно предлагаемому изобретению конструктивный вариант описанной выше пиротехнической системы воспламенения сопровождения, отличающийся выполнением основного воспламенительного заряда в виде набора тонкосводных трубчатых твердотопливных элементов, представлен на фиг. 4. Конструкция предлагаемой системы воспламенения сопровождения (фиг. 4) содержит средство инициирования 1, силовой корпус 2, имеющий перфорацию 3 по боковой поверхности, заглушку 4 и последовательно размещенные дополнительный 5 и основной 27 воспламенительные заряды. Силовой корпус 2 имеет внутреннее 7 и наружное 8 теплозащитные покрытия. Со стороны выходного торца силового корпуса 2 установлена насадочная секция-ускоритель, выполненная в виде стакана 9, имеющего перфорацию 10 по выходной торцовой поверхности. В стакане 9 насадочной секции установлена шашка 11 расчетных размеров из экзотермического водородобразующего состава с одним осевым или несколькими каналами 12, выполненными, например, в виде сопел расчетных размеров, и совпадающими с перфорацией 10 на выходном торце стакана 9. Со стороны выходного торца стакан 9 имеет наружное теплозащитное покрытие 13. Поперечные сечения отверстий перфорации 3 и 10 выбираются с учетом требуемого режима работы системы воспламенения. Заглушка 4 может быть выполнена в виде цилиндрического полузамкнутого корпуса. В заглушке 4 установлен дополнительный воспламенительный заряд 5, выполненный в виде шашки расчетных размеров из экзотермического водородобразующего состава с одним осевым или несколькими каналами 14. В каждом из каналов 14 шашки 5 установлено средство инициирования 1, выполненное в виде одного или нескольких источников короткого теплового импульса. Внутренние поверхности стакана 9 насадочной секции-ускорителя и заглушки 4 выполнены с облицовкой из эластичного теплозащитного покрытия 15 и 16 соответственно. According to the invention, a structural variant of the pyrotechnic tracking ignition system described above, characterized in that the main igniter charge is in the form of a set of thin-tube tubular solid fuel elements, is shown in FIG. 4. The design of the proposed tracking ignition system (Fig. 4) comprises an initiating
В качестве экзотермического водородобразующего состава возможно использование механической смеси порошков твердого горючего - карбид- или нитридобразующих металлов IV-V групп периодической системы Д. И. Менделеева и твердого окислителя - водородсодержащих соединений углерода или азота. As an exothermic hydrogen-forming composition, it is possible to use a mechanical mixture of solid fuel powders - carbide or nitride-forming metals of the IV-V groups of the D. I. Mendeleev periodic system and a solid oxidizer - hydrogen-containing carbon or nitrogen compounds.
Основной воспламенительный заряд (фиг. 4) может быть выполнен в виде набора тонкосводных трубчатых цилиндрических твердотопливных элементов 27 расчетных размеров из пиротехнического состава, баллиститного или смесевого твердого ракетного топлива, параллельно уложенных в корпусе 2 системы воспламенения. The main igniter charge (Fig. 4) can be made in the form of a set of thin-bore tubular cylindrical
Все тонкосводные трубчатые цилиндрические твердотопливные элементы 27 могут быть облицованы по боковой поверхности бронирующим покрытием расчетной толщины, выполненным из медленно горящего твердого ракетного топлива. All thin-bore tubular cylindrical
Кроме того, топливные элементы 27, образующие основной воспламенительный заряд, могут быть выполнены из экзотермического водородобразующего состава. In addition, the
Скрепление заглушки 4 и стакана 9 насадочной секции-ускорителя с торцами силового корпуса 2 (фиг. 4) может осуществляться, например, посредством резьбовых соединений. В местах сопряжения силового корпуса 2 с заглушкой 4 и стаканом 9 насадочной секции-ускорителя предусмотрены уплотняющие элементы 19. The fastening of the
Для герметизации системы воспламенения часть внешней поверхности ее корпуса, где имеется перфорация 3, 10, покрыта герметизирующей пластиковой, резиновой или металлической оболочкой 20, которая также служит для предохранения источников короткого теплового импульса 1, дополнительного 5 и основного 27 зарядов, а также шашки 11 от воздействия влаги при хранении и монтажных работах, а кроме того, для обеспечения начального повышения давления и, следовательно, ускорения воспламенения основного воспламенительного заряда 27. To seal the ignition system, a part of the outer surface of its body, where there is a
Согласно предлагаемому изобретению конструктивный вариант описанной выше пиротехнической системы воспламенения сопровождения, отличающийся выполнением основного воспламенительного заряда в виде набора гранул, представлен на фиг. 5. Конструкция предлагаемой системы воспламенения сопровождения (фиг. 5) содержит средство инициирования 1, силовой корпус 2, имеющий перфорацию 3 по боковой поверхности, заглушку 4 и последовательно размещенные дополнительный 5 и основной 28 воспламенительные заряды. Силовой корпус 2 имеет внутреннее 7 и наружное 8 теплозащитные покрытия. Со стороны выходного торца силового корпуса 2 установлена насадочная секция-ускоритель, выполненная в виде стакана 9, имеющего перфорацию 10 по выходной торцовой поверхности. В стакане 9 насадочной секции установлена шашка 11 расчетных размеров из экзотермического водородобразующего состава с одним осевым или несколькими каналами 12, выполненными, например, в виде сопел расчетных размеров, и совпадающими с перфорацией 10 на выходном торце стакана 9. Со стороны выходного торца стакан 9 имеет наружное теплозащитное покрытие 13. Поперечные сечения отверстий перфорации 3 и 10 выбираются с учетом требуемого режима работы системы воспламенения. Заглушка 4 может быть выполнена в виде цилиндрического полузамкнутого корпуса. В заглушке 4 установлен дополнительный воспламенительный заряд 5, выполненный в виде шашки расчетных размеров из экзотермического водородобразующего состава с одним осевым или несколькими каналами 14. В каждом из каналов 14 шашки 5 установлено средство инициирования 1, выполненное в виде одного или нескольких источников короткого теплового импульса. Внутренние поверхности стакана 9 насадочной секции-ускорителя и заглушки 4 выполнены с облицовкой из эластичного теплозащитного покрытия 15 и 16 соответственно. According to the invention, a structural variant of the pyrotechnic tracking ignition system described above, characterized in that the main igniter charge is in the form of a set of granules, is shown in FIG. 5. The design of the proposed tracking ignition system (FIG. 5) comprises an initiating
В качестве экзотермического водородобразующего состава возможно использование механической смеси порошков твердого горючего - карбид- или нитридобразующих металлов IV-V групп периодической системы Д. И. Менделеева и твердого окислителя - водородсодержащих соединений углерода или азота. As an exothermic hydrogen-forming composition, it is possible to use a mechanical mixture of solid fuel powders - carbide or nitride-forming metals of the IV-V groups of the D. I. Mendeleev periodic system and a solid oxidizer - hydrogen-containing carbon or nitrogen compounds.
Основной воспламенительный заряд (фиг. 5) может быть выполнен в виде набора гранул 28 расчетных размеров, отпрессованных из пиротехнического состава, баллиститного или смесевого твердого ракетного топлива. The main igniter charge (Fig. 5) can be made in the form of a set of
Кроме того, топливные элементы 28, образующие основной воспламенительный заряд, могут быть выполнены из экзотермического водородобразующего состава. In addition, the
Скрепление заглушки 4 и стакана 9 насадочной секции-ускорителя с торцами силового корпуса 2 (фиг. 5) может осуществляться, например, посредством резьбовых соединений. В местах сопряжения силового корпуса 2 с заглушкой 4 и стаканом 9 насадочной секции-ускорителя предусмотрены уплотняющие элементы 19. The fastening of the
Для герметизации системы воспламенения часть внешней поверхности ее корпуса, где имеется перфорация 3, 10, покрыта герметизирующей пластиковой, резиновой или металлической оболочкой 20, которая также служит для предохранения источников короткого теплового импульса 1, дополнительного 5 и основного 28 зарядов, а также шашки 11 от воздействия влаги при хранении и монтажных работах, а кроме того, для обеспечения начального повышения давления и, следовательно, ускорения воспламенения основного воспламенительного заряда 28. To seal the ignition system, a part of the outer surface of its body, where there is a
Предлагаемая пиротехническая система воспламенения сопровождения действует следующим образом. После подачи электрического сигнала на средство инициирования 1 - источник (источники) короткого теплового импульса (фиг. 1, 3 - 5) -происходит быстрый разогрев последнего. Возбужденный таким образом тепловой импульс (температура ~ 2300 К) инициирует в шашке 5 из экзотермического водородобразующего состава реакцию самораспространяющегося высокотемпературного синтеза (СВС). Последняя самостоятельно и с высокой скоростью распространяется по всему объему шашки 5 за счет внутренней химической энергии. The proposed pyrotechnic tracking ignition system operates as follows. After applying an electrical signal to the means of initiation 1 - the source (s) of a short thermal pulse (Fig. 1, 3 - 5), the latter quickly heats up. The thermal pulse excited in this way (temperature ~ 2300 K) initiates a self-propagating high-temperature synthesis (SHS) reaction in
Отличие начального этапа работы конструктивного варианта системы воспламенения, приведенного на фиг. 2, состоит в следующем. Функционирование рассматриваемой системы воспламенения (фиг. 2) начинается с подачи высокотемпературных продуктов сгорания от источника первичного инициирования, например, от пиропатронов, в полость заглушки 4, через входные отверстия 21. Протекая по порам между гранулами средства инициирования 22, продукты сгорания прогревают и воспламеняют их. Одновременно продукты сгорания гранулированного заряда 22, протекая через каналы 24, в дополнительном воспламенительном заряде 23 инициируют реакцию СВС на поверхностях каналов 24 и на торцах указанного заряда 23. The difference between the initial stage of operation of the constructive embodiment of the ignition system shown in FIG. 2, consists in the following. The functioning of the ignition system under consideration (Fig. 2) begins with the supply of high-temperature combustion products from the source of primary initiation, for example, from the igniter, into the cavity of the
Далее образующийся в процессе реакции СВС высокотемпературный поток атомарного водорода (фиг. 1) или его смесь с продуктами сгорания гранулированного заряда 22 (фиг. 2) омывает и воспламеняет поверхность основного воспламенительного заряда 6 (фиг. 1 и 2), 25 (фиг. 3), 27 (фиг. 4), 28 (фиг. 5), а также инициирует реакцию СВС на торцовой поверхности и на поверхностях каналов шашки 11 из экзотермического водородобразующего состава, установленной в стакане 9 насадочной секции-ускорителя. В тот момент, когда давление продуктов сгорания в корпусе 2 системы воспламенения достигает значения давления разрыва герметизирующей оболочки 20, происходит разрушение последней. Продукты сгорания основного воспламенительного заряда 6 (фиг. 1 и 2), 25 (фиг. 3), 27 (фиг. 4), 28 (фиг. 5) в смеси с, атомарным водородом начинают истекать через отверстия перфорации 3 в боковой поверхности силового корпуса 2 и через сквозные каналы 12 в шашке 11 из экзотермического водородобразующего состава, установленной в стакане 9 насадочной секции-ускорителя, в канал топливного заряда РДТТ, имеющего большое удлинение. При этом каждый из сквозных каналов 12 в насадочной секции, выполненный в виде соплового блока, обеспечивает разгон продуктов сгорания при перетекании последних из докритической в сверхкритическую часть сопла. Также будет осуществляться дополнительный разгон продуктов сгорания за счет эффекта "тепловой трубы". Когда в шашке 11 насадочной секции-ускорителя протекает или уже прошла реакция СВС, к продуктам сгорания, перетекающим через сквозные каналы 12, подводится дополнительное количество тепла. Следует отметить и тот факт, что разгара критических сечений в соплах (каналах) 12 указанной шашки 11 происходить не будет, благодаря тому, что в процессе реакции СВС экзотермический водородобразующий состав шашки 11 превращается в тугоплавкий материал [10-13] . Further, the high-temperature flow of atomic hydrogen formed during the SHS reaction (Fig. 1) or its mixture with the combustion products of a granular charge 22 (Fig. 2) washes and ignites the surface of the main igniter charge 6 (Figs. 1 and 2), 25 (Fig. 3) ), 27 (Fig. 4), 28 (Fig. 5), and also initiates the SHS reaction on the end surface and on the surfaces of the channels of the
Основными отличительными особенностями самораспространяющегося высокотемпературного синтеза [10-13] являются высокие температуры в зоне реакции и высокая скорость процесса. Этим и обусловлено применение экзотермического водородобразующего состава, спрессованного в шашки 5 (фиг. 1, 3 - 5), 23 (фиг. 2) и 11 (фиг. 1 - 5), одна из которых установлена в стакане насадочной секции, а другая используется в качестве дополнительного воспламенительного заряда, для получения высокотемпературного и высокоскоростного потока атомарного водорода. Максимально возможная температура продуктов реакции СВС определяется глубиной превращения и температурой кипения конечного продукта и зависит от давления. Возможно получение потока атомарного водорода с температурой свыше 4300 К. The main distinguishing features of self-propagating high-temperature synthesis [10–13] are high temperatures in the reaction zone and a high process rate. This is due to the use of an exothermic hydrogen-forming composition, compressed into checkers 5 (Fig. 1, 3 - 5), 23 (Fig. 2) and 11 (Fig. 1 - 5), one of which is installed in the nozzle section glass, and the other is used as an additional igniter charge, to obtain a high-temperature and high-speed flow of atomic hydrogen. The maximum possible temperature of the SHS reaction products is determined by the conversion depth and the boiling point of the final product and depends on pressure. It is possible to obtain a stream of atomic hydrogen with a temperature above 4300 K.
В обычных условиях молекулярный водород сравнительно мало активен. Если сообщить молекуле водорода достаточное количество тепла, что и происходит при реакции СВС, то возможна термическая диссоциация: Н2 + 435.136 кДж = 2Н. Заметная термическая диссоциация водорода начинается примерно с температуры 2300 К и происходит в тем большей степени, чем выше температура. В этом случае при взаимодействии веществ с атомарным водородом дополнительных затрат энергии на диссоциацию уже не требуется. Поэтому, в этой ситуации, и возможен значительно более широкий круг реакций. Атомарный водород обладает повышенной химической активностью по сравнению с молекулярным [14] . При понижении температуры отдельные атомы вновь соединяются в молекулы, т. е. рекомбинируют. Такое соединение протекает значительно быстрее на поверхности заряда РДТТ, чем в самом газе. Таким образом, атомарный водород, выбрасываемый с большой скоростью в канал заряда РДТТ большого удлинения, будет рекомбинировать на поверхности этого канала с выделением большого количества энергии, которую будет воспринимать поверхность заряда РДТТ, интенсивно прогреваясь [15 -17] . Также могут протекать экзотермические реакции взаимодействия атомарного водорода с начальным газом в камере сгорания РДТТ и с веществом топливного заряда. Указанные факторы повысят надежность воспламенения заряда РДТТ и исключат возможность появления аномальных режимов горения (прерывистого горения) [7] . Отмеченные выше эффекты будут иметь место и в корпусе системы воспламенения, при взаимодействии атомарного водорода с основным воспламенительным зарядом 6 (фиг. 1 и 2), 25 (фиг. 3), 27 (фиг. 4), 28 (фиг. 5). А кроме того, водород, как известно, из всех газов обладает наибольшей теплопроводностью [14] и позволяет достигать наибольшую скорость истечения продуктов сгорания в канал заряда РДТТ большого удлинения.Under ordinary conditions, molecular hydrogen is relatively low active. If a sufficient amount of heat is given to the hydrogen molecule, which occurs during the SHS reaction, then thermal dissociation is possible: Н 2 + 435.136 kJ = 2Н. The noticeable thermal dissociation of hydrogen begins at about 2300 K and occurs to a greater extent the higher the temperature. In this case, the interaction of substances with atomic hydrogen does not require additional energy costs for dissociation. Therefore, in this situation, a much wider range of reactions is possible. Atomic hydrogen has increased chemical activity compared to molecular [14]. With decreasing temperature, individual atoms reunite in molecules, i.e., recombine. Such a compound proceeds much faster on the surface of the solid propellant charge than in the gas itself. Thus, atomic hydrogen ejected at high speed into a large elongation solid propellant charge channel will recombine on the surface of this channel with the release of a large amount of energy that the surface of the solid propellant charge will perceive, intensely warming up [15-17]. Exothermic reactions of the interaction of atomic hydrogen with the initial gas in the solid propellant combustion chamber and with the fuel charge substance can also occur. These factors will increase the reliability of ignition of the solid propellant charge and exclude the possibility of abnormal combustion conditions (intermittent combustion) [7]. The effects noted above will also occur in the body of the ignition system, in the interaction of atomic hydrogen with the main ignition charge 6 (Fig. 1 and 2), 25 (Fig. 3), 27 (Fig. 4), 28 (Fig. 5). And besides, hydrogen, as is known, of all gases has the highest thermal conductivity [14] and allows one to achieve the highest rate of outflow of combustion products into the channel of a large elongation solid propellant.
Сущность получения высокотемпературного водорода заключается в проведении реакции между твердым горючим - карбид- или нитридобразующими элементами (металлами) IV-V групп периодической системы Д. И. Менделеева и твердым окислителем - водородсодержащими соединениями углерода или азота. В общем виде реакция получения водорода может быть записана следующим образом:
где Me - Ti, Zr, Hf, V, Nb, Та;
Э - N, С;
Q - теплота, выделяющаяся в результате реакции.The essence of high-temperature hydrogen production is to conduct a reaction between solid fuel - carbide or nitride-forming elements (metals) of IV-V groups of the D.I. Mendeleev periodic system and a solid oxidizing agent - hydrogen-containing compounds of carbon or nitrogen. In general, the hydrogen production reaction can be written as follows:
where Me is Ti, Zr, Hf, V, Nb, Ta;
E - N, C;
Q is the heat released as a result of the reaction.
Выход высокотемпературного атомарного водорода можно регулировать изменением формы и размеров шашек 5, 11 (фиг. 1, 3 - 5), 11, 23 (фиг. 2), и в некоторых пределах - скоростью горения указанных шашек, которая, как известно [10-13] , зависит от давления прессования, размеров частиц, чистоты исходных компонентов, введения различных добавок и т. д. Пример: 0.62 кг экзотермического водородобразующего состава выделяют 0.012 кг водорода
В качестве исходных веществ могут быть использованы металлический титан марки ПТМ-А грануляцией менее 100 мкм и уротропин (сухой спирт). Шашки готовятся тщательным перемешиванием порошков титана и уротропина и последующим прессованием при давлениях порядка ~ 50 МПа.The output of high-temperature atomic hydrogen can be controlled by changing the shape and size of the
As starting materials, PTM-A metal titanium with granulation less than 100 microns and urotropin (dry alcohol) can be used. Checkers are prepared by thoroughly mixing titanium and urotropine powders and then pressing at pressures of the order of ~ 50 MPa.
Таким образом, учитывая все перечисленные выше факторы, предлагаемая система воспламенения позволяет обеспечить подвод необходимого для воспламенения количества тепла ко всем отдаленным участкам поверхности канала заряда РДТТ большого удлинения. А этим и будет обеспечено надежное воспламенение заряда РДТТ с каналом большого удлинения. Thus, taking into account all of the factors listed above, the proposed ignition system allows for the supply of the amount of heat necessary for ignition to all remote sections of the surface of the channel of the solid propellant charge of high elongation. And this will ensure reliable ignition of the solid propellant charge with a large elongation channel.
Кроме того, предлагаемая система воспламенения позволяет исключить возможность возникновения режима прерывистого горения заряда твердого топлива [7] . После прохождения волны реакции СВС шашки из экзотермического водородобразующего состава 5, 11 (фиг. 1, 3 - 5), 11, 23 (фиг. 2), одна из которых используется в качестве дополнительного воспламенительного заряда, а другая установлена в стакане насадочной секции-ускорителя, приобретают микропористую структуру, представляющую собой пространственную сеть сужающихся и расширяющихся газосвязанных микропор. Причем в процессе реакции СВС экзотермический водородобразующий состав шашек превращается в высокопрочный и тугоплавкий материал, способный выдерживать воздействие продуктов сгорания основного воспламенительного заряда. Такие пористые шашки будут являться высокоэффективными поглотителями акустических колебаний, т. е. диссипативными глушителями [18] . В диссипативном глушителе максимальное поглощение имеет место для достаточно широкой полосы частот. Это является основным достоинством глушителей диссипативного типа. Пространственная сеть газосвязанных микропор может также рассматриваться как совокупность большого числа акустических поглотителей энергии колебаний - резонаторов Гельмгольца [18] , с широкой полосой частот поглощения колебаний, расположенной около резонансной частоты корпуса системы воспламенения. При падении акустических колебаний на торцовые поверхности пористых шашек 5, 11 (фиг. 1, 3 - 5), 11, 23 (фиг. 2) будет происходить вязкая диссипация энергии акустических колебаний и переход кинетической энергии колебаний в тепловую. При этом будет обеспечиваться эффективное гашение продольных и существенное ослабление тангенциальных мод волн давления. In addition, the proposed ignition system eliminates the possibility of intermittent combustion of a solid fuel charge [7]. After passing through the SHS reaction wave, the checkers from an exothermic hydrogen-forming
Исключение режима неакустической (низкочастотной) неустойчивости горения (прерывистого горения) [7] основного воспламенительного заряда 6 (фиг. 1 и 2), 25 (фиг. 3), 27 (фиг. 4) в предлагаемой системе воспламенения обеспечивается за счет установки в полости корпуса системы воспламенения двух интенсивных источников тепла - двух шашек 5,11 (фиг. 1, 3 - 5), 11, 23 (фиг. 2) из экзотермического водородобразующего состава, одна из которых используется в качестве дополнительного воспламенительного заряда, а другая установлена в стакане насадочной секции-ускорителя. Даже при значительном уровне расхода продуктов сгорания из корпуса системы воспламенения указанные шашки будут компенсировать снижение теплоподвода к поверхности горения основного воспламенительного заряда. The exception non-acoustic (low-frequency) instability of combustion (intermittent combustion) [7] of the main igniter charge 6 (Fig. 1 and 2), 25 (Fig. 3), 27 (Fig. 4) in the proposed ignition system is ensured by installation in the cavity the body of the ignition system of two intense heat sources - two pieces of 5.11 (Fig. 1, 3 - 5), 11, 23 (Fig. 2) of an exothermic hydrogen-forming composition, one of which is used as an additional igniter charge, and the other is installed in glass nozzle section of the accelerator. Even with a significant level of consumption of combustion products from the body of the ignition system, these checkers will compensate for the decrease in heat supply to the combustion surface of the main igniter charge.
Надежность срабатывания и стабильность характеристик предлагаемой системы воспламенения обеспечиваются за счет уменьшенного по сравнению с известными системами воспламенения количества звеньев в системе инициирования основного воспламенительного заряда, а также за счет повышенной температуры газообразных продуктов реакции СВС - атомарного водорода. Повышенная эксплуатационная безопасность предлагаемой системы воспламенения обусловлена применением источников короткого теплового импульса 1 (фиг. 1, 3 - 5), инициирующих СВС реакцию, которая затем самостоятельно распространяется по всей смеси за счет внутренней химической энергии. Указанные источники короткого теплового импульса 1 обладают меньшей по сравнению с системой инициирования в известных системах воспламенения восприимчивостью к наводящимся в них блуждающим токам. Пониженная чувствительность рассматриваемого устройства к блуждающим токам обусловлена значительно более высоким, чем в прототипе, уровнем энергии, необходимым для его срабатывания, при котором генерируется тепловой импульс. Кроме того, выполнение дополнительного воспламенительного заряда по предлагаемой схеме позволяет исключить аварийные режимы работы системы воспламенения, возникновение которых возможно в известных системах воспламенения. Указанные режимы работы связаны с возможностью перехода горения навески предвоспламенителя (дополнительного воспламенительного заряда) в детонацию [3] , в результате чего уровень давления может превысить максимально допустимый, а это приводит к механическим повреждениям элементов конструкции системы воспламенения. Reliability of operation and stability of the characteristics of the proposed ignition system are provided due to the reduced number of links in the system of initiation of the main igniter charge, compared with the known ignition systems, as well as due to the increased temperature of the gaseous reaction products of the SHS atomic hydrogen. The increased operational safety of the proposed ignition system is due to the use of sources of short heat pulse 1 (Figs. 1, 3 - 5), initiating the SHS reaction, which then independently spreads throughout the mixture due to internal chemical energy. These sources of short
Применение варианта конструктивной схемы системы воспламенения, в котором все цилиндрические твердотопливные элементы 6 (фиг. 1 и 2), 25 (фиг. 3), 27 (фиг. 4), имеющие продольные каналы, выполнены с облицовкой по боковой поверхности бронирующим покрытием расчетной толщины, изготовленным из медленно горящего твердого ракетного топлива, необходимо для обеспечения постоянно возрастающего уровня газоприхода на протяжении всего времени работы предлагаемой системы воспламенения. Использование в качестве бронирующего покрытия медленно горящего топлива позволит исключить появление несгоревших фрагментов бронирующего покрытия. The use of a variant of the structural scheme of the ignition system, in which all cylindrical solid fuel elements 6 (Fig. 1 and 2), 25 (Fig. 3), 27 (Fig. 4), having longitudinal channels, are made with facing on the side surface with an armor coating of the estimated thickness made of slowly burning solid rocket fuel, it is necessary to ensure a constantly increasing level of gas intake throughout the entire operation time of the proposed ignition system. The use of slowly burning fuel as an armor coating will eliminate the appearance of unburned fragments of the armor coating.
Использование нескольких видов твердотопливных элементов, образующих основной воспламенительный заряд 6 (фиг. 1 и 2), 25 (фиг. 3), 27 (фиг. 4), 28 (фиг. 5) обусловлено необходимостью обеспечения различных режимов работы системы воспламенения. The use of several types of solid fuel elements that form the main ignition charge 6 (Fig. 1 and 2), 25 (Fig. 3), 27 (Fig. 4), 28 (Fig. 5) is due to the need to provide different modes of operation of the ignition system.
Применение эластичного теплозащитного покрытия 15, 16 (фиг. 1 - 5) необходимо для компенсации термических деформаций шашек, установленных в стакане 9 насадочной секции-ускорителя и в заглушке 4. Термические деформации шашек возникают в процессе реакции СВС и могут приводить к повреждениям указанных элементов конструкции. Кроме того, указанное теплозащитное покрытие 15, 16 (фиг. 1 - 5) используется для изоляции корпусов заглушки 4 и стакана 9 от воздействия высокотемпературных продуктов реакции СВС. The use of an elastic heat-shielding
В случае использования системы воспламенения предлагаемой конструкции существенно повышается надежность воспламенения заряда РДТТ с каналом большого удлинения, что позволяет сократить количество случаев неустойчивого воспламенения и затухания заряда РДТТ. Помимо этого, в случае применения предлагаемой системы воспламенения исключается необходимость каких-либо конструктивных изменений в уже существующих конструкциях двигателей с целью улучшения условий для подвода тепла к наиболее удаленным от системы воспламенения участкам канала большого удлинения. Повышенная эксплуатационная безопасность предлагаемой системы воспламенения позволяет сократить число непреднамеренных запусков двигателей при хранении, транспортировке или монтажных работах, а значит, и уменьшить вероятность нанесения повреждений материальной части и складскому оборудованию. In the case of using the ignition system of the proposed design, the reliability of ignition of the solid propellant charge with a large elongation channel is significantly increased, which reduces the number of cases of unstable ignition and attenuation of the solid propellant charge. In addition, in the case of the application of the proposed ignition system, the need for any design changes in existing engine designs is eliminated in order to improve the conditions for supplying heat to the sections of the channel of large elongation that are farthest from the ignition system. Increased operational safety of the proposed ignition system can reduce the number of unintentional engine starts during storage, transportation or installation work, and therefore reduce the likelihood of damage to the material part and storage equipment.
ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ
1. Патент США 4 249 673, МКИ В 01 J 7/00, В 60 R 21/08, F 42 В 3/04, НКИ 222-3, Combusting device for generation of a combustion gas [Nissan Motor Co. , Ltd. ] / Katoh, M. , Ishii, T. and Nagaoka, T. , заявл. 21.02.79, опубл. 10.02.81, приор. 02.03.78. - (Фиг. 2).SOURCES OF INFORMATION
1. US patent 4,249,673, MKI B 01
2. Калинин В. В. , Ковалев Ю. Н. , Липанов А. М. Нестационарные процессы и методы проектирования узлов РДТТ. - М. : Машиностроение, 1986. - 216 с. - (С. 44, рис. 2.6). 2. Kalinin VV, Kovalev Yu. N., Lipanov A. M. Unsteady processes and design methods of solid propellant rocket assemblies. - M.: Mechanical Engineering, 1986.- 216 p. - (S. 44, Fig. 2.6).
3. Ермолаев Б. С. и др. Результаты численного моделирования конвективного горения порошкообразных взрывчатых систем при возрастающем давлении // Физика горения и взрыва. - Т. 21, 5. - 1985. - С. 3-12. 3. Ermolaev B. S. et al. Results of numerical simulation of convective combustion of powder explosive systems with increasing pressure // Combustion and Explosion Physics. - T. 21, 5. - 1985. - S. 3-12.
4. Марьяш В. И. , Аверин B. C. , Назаров А. А. , Ильин В. В. Снижение нагрузок при выходе на режим ЭУ большой длины // Фундаментальные и прикладные проблемы современной механики: Доклады Всероссийской научной конференции, Томск, 2-4 июня 1998 г. - Томск: Изд-во Томского ун-та. - 1998. С. - 72-73. 4. Maryash V.I., Averin BC, Nazarov A.A., Ilyin V.V. Reducing loads when entering the EC mode of long length // Fundamental and applied problems of modern mechanics: Reports of the All-Russian Scientific Conference, Tomsk, 2-4 June 1998 - Tomsk: Publishing House of Tomsk University. - 1998.S. - 72-73.
5. Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе / Под ред. Л. Н. Лаврова. - М. : Машиностроение, 1993. - 215 с. - (Глава 4, п. 4.1 "Узлы системы запуска двигателя", с. 169, рис. 4.6) - прототип. 5. Designs of solid propellant rocket engines / Ed. L. N. Lavrova. - M.: Mechanical Engineering, 1993 .-- 215 p. - (
6. Ерохин Б. Т. Теория внутрикамерных процессов и проектирование РДТТ. - М. : Машиностроение, 1991. - 560 с. - (п. 11.5 "Предельные условия работы РДТТ", с. 292-293). 6. Erokhin BT Theory of internal chamber processes and design of solid propellant rocket engines. - M.: Mechanical Engineering, 1991 .-- 560 p. - (p. 11.5 "Limit operating conditions of the solid propellant rocket engine", p. 292-293).
7. Лукин А. Н. Горение пульсирующее (горение прерывистое) // Энергетические конденсированные системы. Краткий энциклопедический словарь / Под ред. Б. П. Жукова. - М. : Янус-К, 1999. - 596 с. - С. 160-161. 7. Lukin AN. Pulse burning (intermittent burning) // Condensed energy systems. Brief Encyclopedic Dictionary / Ed. B.P. Zhukova. - M.: Janus-K, 1999 .-- 596 p. - S. 160-161.
8. Истратов А. Г. , Маршаков В. Н. , Мелик-Гайказов Г. В. Аномальное горение длинных пороховых трубок в ракетной камере // Физика горения и взрыва. - Т. 32, 6. - 1996. - С. 90-95. 8. Istratov A. G., Marshakov V. N., Melik-Gaykazov G. V. Abnormal combustion of long powder tubes in a rocket chamber // Combustion and Explosion Physics. - T. 32, 6. - 1996. - S. 90-95.
9. Pivkin N. M. , Pelykh N. M. The High-Frequency Instability of Combustion in Solid Rocket Motor// Journal of Propulsion and Power. - Vol. 11, 4. - 1995. - P. 651-656. 9. Pivkin N. M., Pelykh N. M. The High-Frequency Instability of Combustion in Solid Rocket Motor // Journal of Propulsion and Power. - Vol. 11, 4. - 1995. - P. 651-656.
10. Мержанов А. Г. , Боровинская И. П. Самораспространяющийся высокотемпературный синтез тугоплавких неорганических соединений // Доклады АН СССР, 1972, - Т. 204, N 2. - С. 366-369. 10. Merzhanov A.G., Borovinskaya I.P. Self-propagating high-temperature synthesis of refractory inorganic compounds // Doklady AN SSSR, 1972, - T. 204,
11. Кобяков В. П. , Мальцев В. М. , Мержанов А. Г. "Энергетическая" пиротехника: новые возможности // Труды 21 Международного пиротехнического семинара, Москва, 11-15 сентября 1995 г. - М. : Ин-т хим. физики им. Н. Н. Семенова РАН. - 1995 - С. 432-443. 11. Kobyakov V. P., Maltsev V. M., Merzhanov A. G. "Energy" pyrotechnics: new opportunities // Proceedings of the 21st International Pyrotechnic Seminar, Moscow, September 11-15, 1995 - M.: Institute Chem. Physics named after N. N. Semenova RAS. - 1995 - S. 432-443.
12. Merzhanov A. G. Self-Propagating High-Temperature Synthesis: Twenty Years of Search and Findings / In: Combustion and Plasma Synthesis of High-Temperature Materials, 4 - New York: VCH Publishers Inc. - 1990. - pp. 1-53. 12. Merzhanov A. G. Self-Propagating High-Temperature Synthesis: Twenty Years of Search and Findings / In: Combustion and Plasma Synthesis of High-Temperature Materials, 4 - New York: VCH Publishers Inc. - 1990. - pp. 1-53.
13. Кобяков В. П. , Мальцев В. М. , Мержанов А. Г. , Чашечкин И. Д. Автономные импульсные источники тепловой и электрической энергии на основе пиротехники // Труды Международной конференции по внутрикамерным процессам и горению: Проблемы конверсии и экологии энергетических материалов (ICOC-96), Санкт-Петербург, Россия, 3-7 июня 1996 года (В 2-х частях). Часть 2 / Составители Липанов А. М. и Алиев А. В. - Ижевск, Институт Прикладной Механики УрО РАН, 1997. - 608 c. - C. 467-474. 13. Kobyakov V. P., Maltsev V. M., Merzhanov A. G., Chashechkin I. D. Autonomous pulsed sources of thermal and electric energy based on pyrotechnics // Proceedings of the International Conference on In-Chamber Processes and Combustion: Problems of Conversion and Ecology energy materials (ICOC-96), St. Petersburg, Russia, June 3-7, 1996 (in 2 parts).
14. Вайсберг С. Э. Водород. Большая Советская Энциклопедия, 3-е изд. , т. 5. - М. : Советская энциклопедия, 1971. - С. 194, ст. 568. 14. Weisberg S. E. Hydrogen. Great Soviet Encyclopedia, 3rd ed. , T. 5. - M.: Soviet Encyclopedia, 1971. - S. 194, Art. 568.
15. Седов Л. И. Механика сплошной среды. Том 2. - М. : Наука, 1970. - 568 с. - (С. 126, таблица). 15. Sedov L.I. Mechanics of a continuous medium.
15. Некрасов Б. В. Учебник общей химии. - М. : Госхимиздат, 1963. - 496 с. - (С. 85-86, рис. 61). 15. Nekrasov BV Textbook of General Chemistry. - M.: Goskhimizdat, 1963 .-- 496 p. - (S. 85-86, Fig. 61).
16. Ракетные двигатели / Т. М. Мелькумов, Н. И. Мелик-Пашаев, П. Г. Чистяков, А. Г. Шиуков. - М. : Машиностроение, 1968. - 511 с. - (Сс. 56-57, табл. 3.6). 16. Rocket engines / T. M. Melkumov, N. I. Melik-Pashaev, P. G. Chistyakov, A. G. Shiukov. - M.: Mechanical Engineering, 1968 .-- 511 p. - (pp. 56-57, tab. 3.6).
17. Ахмадеев В. Ф. и др. Подавление акустических колебаний в камерах сгорания резонансными звукопоглотителями / В. Ф. Ахмадеев, В. Н. Корляков, Л. Н. Козлов, В. Б. Курзин, С. В. Сухинин, В. А. Юдин. - М. : НПО "ИнформТЭИ". - 1991. - 48 с. 17. Akhmadeev V. F. et al. Suppression of acoustic vibrations in combustion chambers by resonant sound absorbers / V. F. Akhmadeev, V. N. Korlyakov, L. N. Kozlov, V. B. Kurzin, S. V. Sukhinin, V A. Yudin. - M.: NPO InformTEI. - 1991 .-- 48 p.
Claims (12)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000105437A RU2178093C2 (en) | 2000-03-03 | 2000-03-03 | Pyrotechnic train-type ignition system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000105437A RU2178093C2 (en) | 2000-03-03 | 2000-03-03 | Pyrotechnic train-type ignition system |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2178093C2 true RU2178093C2 (en) | 2002-01-10 |
| RU2000105437A RU2000105437A (en) | 2002-01-10 |
Family
ID=20231438
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2000105437A RU2178093C2 (en) | 2000-03-03 | 2000-03-03 | Pyrotechnic train-type ignition system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2178093C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117552893A (en) * | 2023-04-03 | 2024-02-13 | 陕西普利美材料科技有限公司 | Composite winding shell ignition device |
-
2000
- 2000-03-03 RU RU2000105437A patent/RU2178093C2/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ЛАВРОВ Л.Н. и др. Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе. - М.: Машиностроение, 1993, с. 196, рис. 4.6. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117552893A (en) * | 2023-04-03 | 2024-02-13 | 陕西普利美材料科技有限公司 | Composite winding shell ignition device |
| CN117552893B (en) * | 2023-04-03 | 2024-03-19 | 陕西普利美材料科技有限公司 | Composite winding shell ignition device |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7506498B2 (en) | Pulsed detonation engines for reaction control systems | |
| Kennedy | The gurney model of explosive output for driving metal | |
| KR20110050551A (en) | Apparatus and method for producing explosions | |
| RU2340784C2 (en) | Detonation damper for pulsed detonation engines (versions) | |
| GB1272719A (en) | Fluidic actuating mechanism | |
| JP4619813B2 (en) | Two-stage thrust rocket motor | |
| RU2178093C2 (en) | Pyrotechnic train-type ignition system | |
| ATE491925T1 (en) | GAS GENERATOR WITH PRIMARY AND SECONDARY CHAMBERS | |
| JP4619814B2 (en) | Two-stage thrust rocket motor | |
| Tanaka et al. | Initiation of nitromethane deflagration promoted by the oxidation reaction of vaporized metal wire | |
| KR102580661B1 (en) | gas producer | |
| Lee | Ignition delay investigation in a pyrotechnic cartridge with loosely-packed propellant grains | |
| Naumann et al. | Green Gelled Propellant Gas Generator for High-Performance Divert-and Attitude Control Systems | |
| RU2644804C1 (en) | Small-pulse impulse rpre working in the low-speed detonation mode | |
| RU2647256C1 (en) | Method of increasing the distance of the rocket-propelled grenade | |
| RU2800462C1 (en) | Pulse gas generator | |
| Higgins et al. | Gasdynamic operation of baffled tube ram accelerator in highly energetic mixtures | |
| RU2289036C2 (en) | Rocket catapult solid-reactant gas generator | |
| RU2275957C1 (en) | Device for generating gas | |
| ElKhshen et al. | Pulsed Instability Investigation of a Dual Thrust Solid Propellant Motor | |
| RU2708755C1 (en) | Solid-propellant gas generator | |
| KR102368542B1 (en) | Device for detonation and test device using thereof | |
| RU2260143C2 (en) | Solid-propellant gas generator | |
| RU2611852C1 (en) | Gas-dynamic pressure source | |
| KR100469136B1 (en) | Detonating Process for Fuel Air Explosive Munition |