RU2500913C1 - Device to ignite charge of solid-propellant rocket engine - Google Patents
Device to ignite charge of solid-propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2500913C1 RU2500913C1 RU2012120951/06A RU2012120951A RU2500913C1 RU 2500913 C1 RU2500913 C1 RU 2500913C1 RU 2012120951/06 A RU2012120951/06 A RU 2012120951/06A RU 2012120951 A RU2012120951 A RU 2012120951A RU 2500913 C1 RU2500913 C1 RU 2500913C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- case
- gas supply
- supply tube
- charge
- solid
- Prior art date
Links
Landscapes
- Air Bags (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при проектировании двигателей твердого топлива.The invention relates to the field of rocket and space technology and can be used in the design of solid fuel engines.
При воспламенении твердотопливных зарядов необходимым условием является создание на поверхностях заряда очагов зажжения за счет твердых частиц продуктов сгорания воспламенителя. Причем, чем больше поверхность заряда контактирует с этими горячими частицами, тем лучше воспламеняется заряд. Особенно это актуально для многошашечных зарядов всестороннего горения.When igniting solid propellant charges, a prerequisite is the creation of ignition sites on the charge surfaces due to the solid particles of the igniter combustion products. Moreover, the more the charge surface is in contact with these hot particles, the better the charge ignites. This is especially true for multi-shell charges of comprehensive combustion.
Известно много устройств воспламенения двигателей с многошашечными зарядами (Например: «Экспериментальные методы определения параметров двигателей специального назначения», авторы И.М.Гладков, B.C.Мухамедов и др., стр.6-9, М.: НТЦ Информтехника, 1993 г.; «Двигатели специального назначения импульсного типа на твердом топливе. Основы проектирования, конструкция и опыт отработки», авторы И.М.Гладков, Ю.П.Ермаков и др., стр.39, рис.14 в М.: ЦНИИ информации, 1990 г.) - прототип.There are many ignition devices for engines with multi-plate charges (For example: “Experimental methods for determining the parameters of special-purpose engines”, authors I. M. Gladkov, BC Mukhamedov et al., Pp. 6-9, M .: NTC Informtekhnika, 1993; "Special-purpose engines of a pulsed type on solid fuel. Fundamentals of design, construction and testing experience", authors I.M. Gladkov, Yu.P. Ermakov et al., P. 39, Fig. 14 in M .: Central Research Institute of Information, 1990 g.) - a prototype.
Указанное устройство содержит перфорированный стакан с установленным внутри футляром, заполненным пиротехническим составом. Напротив торцевой стенки футляра с зазором располагается газоподводная трубка, в которой установлен инициатор (пиропатрон). Зазор соединен каналами с объемом камеры сгорания двигателя.The specified device contains a perforated glass installed inside the case, filled with a pyrotechnic composition. Opposite the end wall of the case with a gap is a gas supply tube in which the initiator (igniter) is installed. The gap is connected by channels to the volume of the combustion chamber of the engine.
Недостатком устройства является то, что после срабатывания пиропатрона часть форса продуктов сгорания пиропатрона после выталкивания холодного воздуха из газоподводного канала рассеивается в зазоре и не участвует в зажжении воспламенителя. После срабатывания воспламенителя его футляр разрушается и горячие частицы продуктов сгорания воспламенителя, истекая через перфорируемую стенку стакана, хаотично разбрасываются в объеме камеры сгорания двигателя. При этом часть горящих частиц продуктов сгорания воспламенителя не попадает на поверхность заряда, что ухудшает его зажжение.The disadvantage of this device is that after the activation of the igniter, part of the force of the combustion products of the igniter after the expulsion of cold air from the gas supply channel is scattered in the gap and does not participate in ignition of the igniter. After operation of the igniter, its case is destroyed and hot particles of the products of combustion of the igniter, expiring through the perforated wall of the glass, are randomly scattered in the volume of the combustion chamber of the engine. Moreover, part of the burning particles of the products of combustion of the igniter does not fall on the surface of the charge, which impairs its ignition.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности зажжения заряда. Она достигается тем, что в известном устройстве, содержащем перфорированный стакан с установленным внутри футляром, заполненным пиротехническим составом, и газоподводную трубку, перфорированный стакан установлен соосно газоподводной трубке и закрыт крышкой с образованием внутренней полости между торцем футляра и стенкой крышки. Полость через форсажный канал связана с газоподводной трубкой. При этом на внешней поверхности крышки выполнен кольцевой отражатель, между стенкой которого и торцем футляра в боковой стенке выполнены сквозные каналы, соединяющие внутреннюю полость с объемом камеры сгорания двигателя. При этом отражатель выполнен виде полого усеченного конуса, основание которого направлено в сторону футляра, а оси сквозных каналов в крышке выполнены эквидистантно внутренней боковой поверхности отражателя. Кроме того, форсажный канал со стороны футляра выполнен в виде сопла с входным и выходным коническим профилем.The task of the invention is to increase the reliability of ignition of the charge. It is achieved by the fact that in the known device containing a perforated glass with a case installed inside, filled with a pyrotechnic composition, and a gas supply tube, the perforated glass is installed coaxially to the gas supply tube and closed by a lid with the formation of an internal cavity between the end face of the case and the wall of the cover. The cavity through the afterburner is connected to the gas supply tube. At the same time, an annular reflector is made on the outer surface of the lid, between the wall of which and the end face of the case, through channels are made connecting the internal cavity with the volume of the engine combustion chamber. In this case, the reflector is made in the form of a hollow truncated cone, the base of which is directed towards the case, and the axis of the through channels in the lid are made equidistant to the inner side surface of the reflector. In addition, the afterburner on the side of the case is made in the form of a nozzle with an inlet and outlet conical profile.
Предложенная конструкция устройства воспламенения поясняется чертежом.The proposed design of the ignition device is illustrated in the drawing.
Фиг.1 - общий вид устройства воспламенения многошашечного заряда твердотопливного ракетного двигателя и схема течения продуктов сгорания пиропатрона и пиротехнического состава.Figure 1 is a General view of the ignition device of a multi-plate charge of a solid propellant rocket engine and a flow diagram of the combustion products of a pyro cartridge and pyrotechnic composition.
Устройство воспламенения заряда твердотопливного ракетного двигателя состоит из перфорированного стакана (1) с установленным внутри футляром (2), заполненным пиротехническим составом (3). Стакан (1) закреплен соосно с газоподводной трубкой (4), в которой выполнено гнездо для установки пиропатрона (5).The solid-propellant rocket engine charge ignition device consists of a perforated cup (1) with a case (2) installed inside and filled with a pyrotechnic composition (3). The glass (1) is fixed coaxially with the gas supply tube (4), in which the socket for the installation of the squib (5) is made.
Стакан (1) закрыт крышкой (6) с образованием внутренней полости (7) между торцем футляра (2) и стенкой крышки (6). Полость (7) через форсажный канал (8) соединена с газоподводной трубкой (4), при этом в форсажном канале (8) со стороны футляра (2) выполнено сопло (11) с входным и выходным коническим профилем.The glass (1) is closed by a cover (6) with the formation of an internal cavity (7) between the end of the case (2) and the wall of the cover (6). The cavity (7) through the afterburner channel (8) is connected to the gas supply tube (4), while in the afterburner channel (8) from the side of the case (2) a nozzle (11) with an inlet and outlet conical profile is made.
На внешней поверхности крышки (6) выполнен кольцевой отражатель (9) в виде полого усеченного конуса, основание которого направлено в сторону футляра (2). В боковой стенке крышки (6) выполнены сквозные каналы (10), соединяющие полость (7) с объемом камеры сгорания твердого ракетного двигателя. Оси каналов (10) эквидистантны внутренней боковой поверхности отражателя (9).On the outer surface of the cover (6), an annular reflector (9) is made in the form of a hollow truncated cone, the base of which is directed towards the case (2). Through channels (10) are made in the side wall of the cover (6), connecting the cavity (7) with the volume of the combustion chamber of a solid rocket engine. The axis of the channels (10) is equidistant to the inner side surface of the reflector (9).
Устройство воспламенения работает следующим образом:The ignition device operates as follows:
При задействовании пиропатрона (5) форс его продуктов сгорания истекает по газоподводящей трубке (4) через форсажный канал (8) и тракт сопла (11) и разгоняется. Форс продуктов сгорания пиропатрона (5), ударяя в торец стенки футляра (2), разрушает ее и зажигает навеску пиротехнического состава (3). При этом холодный воздух из газоподводной трубки (4) вытесняется в сторону футляра (2) и истекает через внутреннюю полость (7) по каналам (10) в объем камеры сгорания двигателя. Каналы (10) совместно с отражателем (9) направляют поток в сторону заряда, подхватывая горячие частицы продуктов сгорания пиротехнического состава (3), истекающие из перфораций стакана (1), и распределяя их по поверхности заряда. Этот же эффект продолжается и после истечения форса пиропатрона (5), т.к. через эти же каналы (10) частично истекают продукты сгорания пиротехнического состава (3). При течении продуктов сгорания по каналам (10) совместно с отражателем (9) формируется газовый поток, направленный в сторону заряда, подхватывая и отжимая истекающие из перфораций стакана (1) продукты сгорания пиротехнического состава (3) в сторону заряда.When the pyro cartridge (5) is activated, the force of its combustion products flows through the gas supply tube (4) through the afterburner (8) and the nozzle path (11) and accelerates. The force of the combustion products of the pyro cartridge (5), striking the end wall of the case (2), destroys it and ignites a sample of the pyrotechnic composition (3). In this case, cold air from the gas supply tube (4) is forced out towards the case (2) and flows through the internal cavity (7) through the channels (10) into the volume of the engine combustion chamber. The channels (10) together with the reflector (9) direct the flow towards the charge side, picking up hot particles of the combustion products of the pyrotechnic composition (3) flowing out of the perforations of the glass (1) and distributing them along the surface of the charge. The same effect continues after the expiration of force squib (5), because through the same channels (10), the products of combustion of the pyrotechnic composition partially expire (3). When the combustion products flow through the channels (10) together with the reflector (9), a gas flow is formed, directed towards the charge, picking up and squeezing the combustion products of the pyrotechnic composition (3) flowing from the perforations of the glass (1) towards the charge.
Продукты сгорания пиротехнического состава (3), контактируя с поверхностью заряда, зажигают его. При обратном течении продуктов сгорания заряда в предсопловой объем и далее в сопло отражатель (9) притормаживает поток и завихряет его, повышая полноту сгорания продуктов горения заряда.The combustion products of the pyrotechnic composition (3), in contact with the surface of the charge, ignite it. In the reverse flow of the products of charge combustion into the pre-nozzle volume and further into the nozzle, the reflector (9) slows down the flow and swirls it, increasing the completeness of combustion of the products of charge combustion.
Таким образом, за счет организации течения продуктов сгорания пиротехнического состава повышается надежность зажжения заряда.Thus, by organizing the flow of combustion products of the pyrotechnic composition, the reliability of charge ignition is increased.
Устройство воспламенения данной конструкции планируется использовать в двигателе увода ракетного блока аварийного спасения космонавтов при пусках новейшего ракетоносителя.The ignition device of this design is planned to be used in the propulsion engine of the rocket emergency rescue unit of the astronauts during the launch of the latest launch vehicle.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012120951/06A RU2500913C1 (en) | 2012-05-23 | 2012-05-23 | Device to ignite charge of solid-propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012120951/06A RU2500913C1 (en) | 2012-05-23 | 2012-05-23 | Device to ignite charge of solid-propellant rocket engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2500913C1 true RU2500913C1 (en) | 2013-12-10 |
Family
ID=49711106
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012120951/06A RU2500913C1 (en) | 2012-05-23 | 2012-05-23 | Device to ignite charge of solid-propellant rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2500913C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2617036C1 (en) * | 2016-04-19 | 2017-04-19 | Акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Научно-исследовательский институт прикладной химии" | Accumulator pressure |
| RU182772U1 (en) * | 2017-08-30 | 2018-08-31 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Ramjet igniter |
| RU2678602C1 (en) * | 2017-12-25 | 2019-01-30 | Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") | Rocket engine for solid fuel for hinder parts separated |
| RU2775891C1 (en) * | 2022-01-10 | 2022-07-11 | Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") | Solid-fuel rocket engine |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3286472A (en) * | 1964-02-24 | 1966-11-22 | Thiokol Chemical Corp | Rocket motor and ignition system |
| FR2296834A1 (en) * | 1974-12-31 | 1976-07-30 | Poudres & Explosifs Ste Nale | Double-charge pyrotechnic device - has safety device actuated from outside shutting off passage from priming charge |
| RU2185522C1 (en) * | 2001-02-13 | 2002-07-20 | Государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Rocket engine igniter |
| RU2211349C1 (en) * | 2002-07-19 | 2003-08-27 | Федеральный центр двойных технологий "Союз" | Cartridge pressure accumulator |
| RU2378525C1 (en) * | 2008-06-09 | 2010-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Solid propellant rocket engine |
| RU2443896C2 (en) * | 2009-12-09 | 2012-02-27 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (ОАО "Корпорация "МИТ") | Miniature solid propellant engine |
-
2012
- 2012-05-23 RU RU2012120951/06A patent/RU2500913C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3286472A (en) * | 1964-02-24 | 1966-11-22 | Thiokol Chemical Corp | Rocket motor and ignition system |
| FR2296834A1 (en) * | 1974-12-31 | 1976-07-30 | Poudres & Explosifs Ste Nale | Double-charge pyrotechnic device - has safety device actuated from outside shutting off passage from priming charge |
| RU2185522C1 (en) * | 2001-02-13 | 2002-07-20 | Государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Rocket engine igniter |
| RU2211349C1 (en) * | 2002-07-19 | 2003-08-27 | Федеральный центр двойных технологий "Союз" | Cartridge pressure accumulator |
| RU2378525C1 (en) * | 2008-06-09 | 2010-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Solid propellant rocket engine |
| RU2443896C2 (en) * | 2009-12-09 | 2012-02-27 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (ОАО "Корпорация "МИТ") | Miniature solid propellant engine |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2617036C1 (en) * | 2016-04-19 | 2017-04-19 | Акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Научно-исследовательский институт прикладной химии" | Accumulator pressure |
| RU182772U1 (en) * | 2017-08-30 | 2018-08-31 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Ramjet igniter |
| RU2678602C1 (en) * | 2017-12-25 | 2019-01-30 | Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") | Rocket engine for solid fuel for hinder parts separated |
| RU2775891C1 (en) * | 2022-01-10 | 2022-07-11 | Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") | Solid-fuel rocket engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2500913C1 (en) | Device to ignite charge of solid-propellant rocket engine | |
| US3439613A (en) | Self-propelled hollow charge having concave liner with propellant contained therein | |
| RU2291378C1 (en) | Jet projectile | |
| RU2422663C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2513052C2 (en) | Solid-propellant rocket engine to withdraw rocket jettisonable parts | |
| RU2378525C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
| RU2604772C1 (en) | Pulsed solid-fuel engine | |
| RU2527903C1 (en) | Ignition of solid-propellant charge and solid-propellant rocket engine to this end | |
| RU2678726C1 (en) | Powder pressure accumulator for mortar scheme of separation of rocket stages in flight | |
| RU86249U1 (en) | Grenade launcher with high-pressure chamber of tangential radial dispersion of a reactive inert mass | |
| RU2279564C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2526613C1 (en) | Pulse detonation plant to create traction power | |
| RU2351788C1 (en) | Guided missile solid-propellant rocket engine, solid propellant igniter and rocket engine nozzle assembly | |
| RU2675983C1 (en) | Cumulative-high-explosive charge engine | |
| RU2347931C1 (en) | Solid-propellant dual-mode rocket engine | |
| RU2678602C1 (en) | Rocket engine for solid fuel for hinder parts separated | |
| RU2246633C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2251628C1 (en) | Solid-propellant impulse rocket engine | |
| RU81796U1 (en) | SMOKE GRENADE | |
| RU2377431C2 (en) | Solid propellant ascent engine | |
| RU2341755C2 (en) | Gas-dynamic pressure source | |
| RU159995U1 (en) | POWDER PRESSURE BATTERY | |
| RU2708755C1 (en) | Solid-propellant gas generator | |
| RU2413163C1 (en) | Pyrotechnic igniter of burning mixture | |
| RU2319850C2 (en) | Boost jet engine with radial-swirl dispersion of reaction inertia mass |