RU2445502C1 - Воспламенительное устройство зарядов ракетных двигателей твердого топлива - Google Patents
Воспламенительное устройство зарядов ракетных двигателей твердого топлива Download PDFInfo
- Publication number
- RU2445502C1 RU2445502C1 RU2010135155/06A RU2010135155A RU2445502C1 RU 2445502 C1 RU2445502 C1 RU 2445502C1 RU 2010135155/06 A RU2010135155/06 A RU 2010135155/06A RU 2010135155 A RU2010135155 A RU 2010135155A RU 2445502 C1 RU2445502 C1 RU 2445502C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- igniter
- igniter composition
- ignition device
- charges
- movable part
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Portable Nailing Machines And Staplers (AREA)
Abstract
Воспламенительное устройство заряда ракетного двигателя твердого топлива содержит 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. Изобретение позволяет обеспечить равномерный прогрев и воспламенение разветвленной поверхности горения топливного элемента большого удлинения. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам воспламенения зарядов ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ).
Одними из наиболее сложных проблем, возникающих при создании РДТТ, являются проектирование и отработка систем воспламенения, включающие выбор воспламенительного состава и конструкции воспламенительного устройства, обеспечение оптимального комплекса рабочих характеристик в период выхода РДТТ на стационарный режим.
В настоящее время в связи с развитием ракетной техники широкое распространение получили заряды смесевого твердого топлива большого удлинения, имеющие сложную, разветвленную поверхность горения. Для подобных зарядов особенно важно обеспечить одновременность воспламенения по всей поверхности горения, поскольку задержка воспламенения отдельных участков заряда, в частности застойных зон и тупиковых каналов, впоследствии может привести к отклонениям от расчетного режима работы двигательной установки.
Известно воспламенительное устройство для ракетных топлив традиционной конструкции [Патент 3423931 США, МКИ F02K, 1983], состоящее из перфорированного корпуса с размещенным в нем воспламенительным составом, фиксирующей втулки, электровоспламенителя и герметизирующей мембраны.
Недостатком данной конструкции является относительно низкий газоприход продуктов сгорания из воспламенительного устройства, что приводит к ухудшению характеристик двигательной установки в переходный период, так как оптимальные характеристики переходного периода обеспечиваются при быстром сгорании воспламенительного состава и интенсивном притоке продуктов сгорания из воспламенительного устройства в свободный объем камеры двигателя.
Наиболее близким аналогом (прототипом) предлагаемого изобретения является воспламенительное устройство для ракетных топлив [Патент РФ №2133725, опубликовано 27.07.1999]. Оно содержит цилиндрический корпус с находящейся в нем основной навеской воспламенительного состава, крышку с расходными отверстиями, наружную оболочку (мембрану), электровоспламенитель, первичный воспламенительный состав. Требуемые характеристики переходного периода обеспечиваются за счет быстрого сгорания воспламенительного состава и интенсивного притока продуктов сгорания из воспламенительного устройства в свободный объем камеры двигателя. Увеличение скорости притока продуктов сгорания в свободный объем камеры двигателя обеспечивается за счет интенсификации процесса горения путем добавления в воспламенительный состав химического катализатора.
Недостатками данной конструкции является неравномерность прогрева топливного элемента большого удлинения по поверхности горения. Это связано с тем, что поверхность топливного заряда, расположенная в непосредственной близости от расходных отверстий, прогревается до критической температуры быстрее, чем более удаленная. В дальнейшем это может привести к нерасчетному режиму работы двигательной установки за счет отклонения начальной поверхности горения от номинальной.
Технической задачей, решаемой в данном изобретении, является улучшение равномерности прогрева и одновременности воспламенения разветвленной поверхности горения топливного элемента большого удлинения.
Поставленная техническая задача в изобретении решается тем, что в предложенной конструкции воспламенительного устройства зарядов ракетных двигателей твердого топлива, состоящей из цилиндрического корпуса с радиальными расходными отверстиями, размещенной внутри него основной навески воспламенительного состава, первичного воспламенительного состава, крышки, навернутой на один из торцев корпуса, в которую ввинчен электровоспламенитель, и уплотнительных мембран, на торце цилиндрического корпуса, противоположном крышке, соосно ему, выполнена цилиндрическая направляющая меньшего диаметра, на которой базируется дополнительно введенная подвижная часть воспламенительного устройства, выполненная в виде полого цилиндрического стакана с радиальными расходными отверстиями и размещенной внутри дополнительной навеской воспламенительного состава, перекрытого уплотнительной крышкой, при этом между уплотнительной крышкой и электровоспламенителем размещен первичный воспламенительный состав. Для интенсификации процесса теплообмена между продуктами сгорания воспламенительного состава и поверхностью горения заряда расходные отверстия в дополнительно введенной подвижной части воспламенительного устройства могут быть выполнены тангенциально.
Изобретение поясняется фигурой, на которой изображен общий вид воспламенительного устройства зарядов ракетных двигателей твердого топлива в разрезе.
Воспламенительное устройство зарядов ракетных двигателей твердого топлива содержит электровоспламенитель (1), цилиндрический корпус (2) с выполненными в нем радиальными отверстиями, основную навеску воспламенительного состава (3), цилиндрическую направляющую (4), подвижную часть воспламенительного устройства (5), выполненную в виде полого цилиндрического стакана с радиальными отверстиями, дополнительную навеску воспламенительного состава (6), уплотнительную крышку (7), первичный воспламенительный состав (8), помещенный в герметичный корпус. Для закрепления воспламенительного устройства в двигательной установке (ДУ) на крышке (9) выполнена резьба. Для обеспечения герметичности соединений на цилиндрическом корпусе (2) и на подвижной части воспламенительного устройства выполнены кольцевые проточки, в которые помещены резиновые уплотнители (10), (11). Для компенсации технологических отклонений внутри цилиндрического корпуса расположена компенсирующая прокладка (12). Для обеспечения герметичности внутренних полостей воспламенительного устройства на расходные отверстия наклеены мембраны (13), (14), (15), (16).
Работа воспламенительного устройства зарядов ракетных двигателей твердого топлива заключается в следующем. При подаче напряжения на элемент накаливания электровоспламенителя (1) продуктами его сгорания воспламеняется первичный воспламенительный состав (8), от которого происходит воспламенение основной (3) и дополнительной (6) навесок воспламенительного состава. При достижении в полости между крышкой (9) и уплотнительной крышкой (7) расчетного давления происходит срез завальцовки на цилиндрической направляющей (4), подвижная часть воспламенительного устройства (5) начинает двигаться вдоль цилиндрической направляющей и сходит с нее. Перемещение подвижной части воспламенительного устройства по каналу заряда происходит за счет истечения продуктов сгорания дополнительной навески воспламенительного состава (6) из расходного отверстия уплотнительной крышки (7). При перемещении подвижной части воспламенительного устройства по каналу заряда из ее радиальных отверстий происходит истечение продуктов сгорания дополнительной навески воспламенительного состава и осуществляется равномерный прогрев и воспламенение топливного элемента большого удлинения с развитой поверхностью горения продуктами сгорания как основной (3), так и дополнительной (6) навесок воспламенительного состава.
Преимущество предложенной конструкции воспламенительного устройства заключается в возможности обеспечения более равномерного прогрева топливного элемента и улучшении одновременности воспламенения поверхности горения заряда.
Помимо этого использование данной конструкции позволяет осуществить более интенсивный подвод продуктов сгорания воспламенительного состава к застойным зонам и тупиковым каналам заряда.
Claims (1)
- Воспламенительное устройство зарядов ракетных двигателей твердого топлива, состоящее из цилиндрического корпуса с радиальными расходными отверстиями, размещенной внутри него основной навески воспламенительного состава, первичного воспламенительного состава, крышки, навернутой на один из торцев корпуса, в которую ввинчен электровоспламенитель, и уплотнительных мембран, отличающееся тем, что на торце цилиндрического корпуса, противоположном крышке, соосно ему выполнена цилиндрическая направляющая меньшего диаметра, на которой базируется дополнительно введенная подвижная часть воспламенительного устройства, выполненная в виде полого цилиндрического стакана с радиальными расходными отверстиями и размещенной внутри него дополнительной навеской воспламенительного состава, перекрытого уплотнительной крышкой с отверстием.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010135155/06A RU2445502C1 (ru) | 2010-08-23 | 2010-08-23 | Воспламенительное устройство зарядов ракетных двигателей твердого топлива |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010135155/06A RU2445502C1 (ru) | 2010-08-23 | 2010-08-23 | Воспламенительное устройство зарядов ракетных двигателей твердого топлива |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2445502C1 true RU2445502C1 (ru) | 2012-03-20 |
Family
ID=46030192
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010135155/06A RU2445502C1 (ru) | 2010-08-23 | 2010-08-23 | Воспламенительное устройство зарядов ракетных двигателей твердого топлива |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2445502C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107120211A (zh) * | 2017-06-04 | 2017-09-01 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种四级固体发动机点火装置 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3423931A (en) * | 1967-07-27 | 1969-01-28 | Thiokol Chemical Corp | Safe-arm device for solid propellant rocket motors |
| US3581662A (en) * | 1968-04-10 | 1971-06-01 | Army France | Solid propellant igniter |
| FR2163795A6 (ru) * | 1971-12-01 | 1973-07-27 | France Etat | |
| US3906720A (en) * | 1965-01-07 | 1975-09-23 | Aerojet General Co | Igniter assembly for rocket motors |
| RU2133725C1 (ru) * | 1996-11-04 | 1999-07-27 | Научно-исследовательский институт прикладной химии | Воспламенительное устройство для ракетных топлив |
| RU2251628C1 (ru) * | 2003-08-07 | 2005-05-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Импульсный ракетный двигатель твердого топлива |
-
2010
- 2010-08-23 RU RU2010135155/06A patent/RU2445502C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3906720A (en) * | 1965-01-07 | 1975-09-23 | Aerojet General Co | Igniter assembly for rocket motors |
| US3423931A (en) * | 1967-07-27 | 1969-01-28 | Thiokol Chemical Corp | Safe-arm device for solid propellant rocket motors |
| US3581662A (en) * | 1968-04-10 | 1971-06-01 | Army France | Solid propellant igniter |
| FR2163795A6 (ru) * | 1971-12-01 | 1973-07-27 | France Etat | |
| RU2133725C1 (ru) * | 1996-11-04 | 1999-07-27 | Научно-исследовательский институт прикладной химии | Воспламенительное устройство для ракетных топлив |
| RU2251628C1 (ru) * | 2003-08-07 | 2005-05-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Импульсный ракетный двигатель твердого топлива |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107120211A (zh) * | 2017-06-04 | 2017-09-01 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种四级固体发动机点火装置 |
| CN107120211B (zh) * | 2017-06-04 | 2018-11-27 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种四级固体发动机点火装置 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10054102B2 (en) | Quiescent chamber hot gas igniter | |
| RU2538770C1 (ru) | Способ лазерного воспламенения топлива в двигателе внутреннего сгорания, устройство для лазерного воспламенения топлива в двигателе внутреннего сгорания и свеча лазерного воспламенения | |
| JP5594307B2 (ja) | プレチャンバー点火プラグおよびその点火室キャップ | |
| KR0149863B1 (ko) | 내연기관 | |
| CN110714855B (zh) | 一种推力实时可控、可重复点火与熄火的电控动力装置 | |
| US6460506B1 (en) | Spark plug having an encapsulated electrode gap | |
| CN107620652B (zh) | 一种多脉冲推力可调固体推进器 | |
| JP6382017B2 (ja) | 副室付点火装置とその制御方法 | |
| JP2014066245A (ja) | 内燃機関の予燃室システム | |
| US11118537B2 (en) | Fuel injector | |
| WO2016075361A1 (en) | Lean-burn internal combustion gas engine provided with a dielectric barrier discharge plasma ignition device within a combustion prechamber | |
| WO2016057556A1 (en) | Structures to insulate ignition system high-voltage within a direct injection gaseous diffusion burn fuel prechamber | |
| RU2445502C1 (ru) | Воспламенительное устройство зарядов ракетных двигателей твердого топлива | |
| US3985111A (en) | Article for defining an auxiliary compartment for an engine combustion chamber | |
| JP4215203B2 (ja) | 液体燃料と液体酸化剤を用いる点火器一体型燃料噴射器 | |
| JPH0156252B2 (ru) | ||
| RU2383764C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
| RU2553916C2 (ru) | Способ лазерного воспламенения топлива в дизельном двигателе, устройство для лазерного воспламенения топлива в дизельном двигателе и воспламенитель | |
| RU2674117C1 (ru) | Стендовый жидкостный ракетный двигатель с непрерывной спиновой детонацией | |
| CN114320667B (zh) | 一种挤压式氧化剂供给固液混合发动机 | |
| WO2016088776A1 (ja) | 船舶推進装置 | |
| KR100668804B1 (ko) | 로켓엔진용 점화기 | |
| RU2717201C1 (ru) | Двигатель внутреннего сгорания | |
| RU2555601C1 (ru) | Газодинамический воспламенитель основной топливной смеси в проточном тракте | |
| RU2209334C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель малой тяги |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20120824 |