RU2122135C1 - Solid-propellant rocket engine - Google Patents

Abstract

FIELD: rocketry. SUBSTANCE: engine includes combustion chamber 1 with front head 2 in whose cavity igniter 2 is arranged; igniter 2 is secured by means of bearing ring 7. Igniter is made in form of thin-walled casing consisting of body and cover; bottom of body has concave-spherical form smoothly engageable with generatrix of body; cover is provided with circular extrusion. Inner diameter of bearing ring is equal to inner diameter of powder charge barrel; diameter of igniter body is equal to inner diameter of cylindrical cavity of front head and to 1.05-1.20 of inner diameter of bearing ring. Reliable ignition of powder charge from low-smoke igniter provides for complete ignition of powder mixture before opening of igniter cover due to its original construction. EFFECT: enhanced reliability. 4 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к ракетостроению и учитывает все возрастающие требования по повышению совершенства конструкций ракетных двигателей и надежности из работы. The present invention relates to rocket science and takes into account the ever-increasing requirements to improve the perfection of the design of rocket engines and reliability from work.

Существует конструкция ракетного двигателя твердого потлива [1], содержащего камеры сгорания с передним и задним днищами, установленный со стороны переднего днища воспламенитель в виде корпуса с размещенным в нем воспламенительным составом, заряд твердого топлива, сопловый блок, инициатор, отличающийся тем, что переднее днище снабжено частично утопленными в него штуцерами со сквозными каналами, оси которых расположены под углом к оси двигателя, причем в штуцерах установлены поджатые эластичными кольцами метаемые элементы с юбкой, а на опорной поверхности упора и цилиндрической поверхности полости выполнены взаимно перпендикулярные пазы, при этом ось канала штуцера пересекает паз на цилиндрической поверхности полости и боковую поверхность корпуса воспламенителя. There is a design of a solid propellant rocket engine [1], comprising a combustion chamber with front and rear bottoms, an ignitor mounted on the front bottom side in the form of a housing with an ignition composition disposed therein, a solid fuel charge, a nozzle unit, an initiator characterized in that the front bottom equipped with fittings partially recessed into it with through channels, the axes of which are located at an angle to the axis of the engine, and the fittings with a skirt pressed by elastic rings are installed in the fittings, and on mutually perpendicular grooves are made to the pore surface of the stop and the cylindrical surface of the cavity, while the axis of the nozzle channel intersects the groove on the cylindrical surface of the cavity and the side surface of the igniter body.

Данная конструкция ракетного двигателя с такой конструкцией поджига воспламенителя несомненно надежна, если в качестве воспламеняющего состава применять дымные ружейные пороха типа ДРП, КЗДП, но абсолютно ненадежная для малодымного воспламеняющего состава, состоящего из смеси дымного ружейного и пироксилиновых порохов из-за несовершенства корпуса воспламенителя, т.к. при срабатывании существующего воспламенителя пироксилиновые порошки, входящие в состав малодымного воспламенителя, не успевают в данном объеме футляра воспламенителя полностью вспыхнуть до того момента, как воспламенитель вскроется, что приведет к незажжению порохового заряда, что недопустимо. This design of a rocket engine with this design of ignition of the igniter is undoubtedly reliable if we use smoke gun powder like DRP, KZDP, but it is absolutely unreliable for a low-smoke ignition composition consisting of a mixture of smoke gun and pyroxylin gunpowder due to imperfections in the ignitor body, t .to. when the existing igniter is activated, the pyroxylin powders that are part of the low-smoke igniter do not have time to completely flare up in the given volume of the igniter case until the igniter opens, which will lead to ignition of the powder charge, which is unacceptable.

Известен ракетный двигатель твердого топлива и взятый в качестве прототипа [2] , содержащий камеру сгорания с передним и задним днищами, воспламенитель, содержащий корпус с размещенным в нем воспламенительным составом, при этом воспламенитель расположен на переднем днище, заряд твердого ракетного топлива, опорно-герметизирующий узел, размещенный между зарядом и камерой сгорания, сопловый блок, отличающийся тем, что переднее днище снабжено теплозащитным экраном с упорами, в котором выполнена цилиндрическая полость, причем воспламенитель расположен в цилиндрической полости с натягом посредством опорного кольца с выступами и с радиальной перемычкой, армированной эластичным материалом, при этом выступы опорного кольца сопряжены с упорами теплозащитного экрана, а между выступами и упорам размещены эластичные прокладки, при этом часть заряда со стороны соплового блока выполнена в виде усеченного конуса и забронирована на боковой поверхности и торцу, а опорно-герметизирующий узел выполнен в виде последовательно чередующихся пилообразных концентрических профилей, ориентированных в сторону переднего днища, и расположен между конической частью заряда, его торцом и задним днищем. Known rocket engine of solid fuel and taken as a prototype [2], containing a combustion chamber with front and rear bottoms, an ignitor containing a housing with an ignition composition, the ignitor is located on the front bottom, the charge of solid rocket fuel, supporting and sealing a node located between the charge and the combustion chamber, a nozzle block, characterized in that the front bottom is provided with a heat shield with stops in which a cylindrical cavity is made, the igniter being located in the cylindrical cavity with interference by means of a support ring with protrusions and with a radial jumper reinforced with elastic material, while the protrusions of the support ring are interfaced with the stops of the heat shield, and elastic gaskets are placed between the protrusions and stops, while part of the charge from the nozzle block side is made in the form of a truncated cone and is reserved on the side surface and the end face, and the support-sealing assembly is made in the form of successively alternating sawtooth concentric profiles, orient Rowan toward the front of the bottom, and located between the conical part of the charge, its rear end and bottom.

Однако и данная конструкция ракетного двигателя ненадежна из-за несовершенства воспламенителя и в случае применения воспламенителя с малодымным воспламеняющим составом приведет к незажжению порохового заряда твердого топлива, и отказу двигателя, аналогично описанной выше [1]. However, this design of the rocket engine is unreliable due to the imperfection of the igniter and, if an ignitor with a low-smoke ignition composition is used, it will lead to the ignition of the powder charge of solid fuel and engine failure similar to that described above [1].

Задачей предполагаемого изобретения является обеспечение стабильности внутрибаллистических характеристик ракетного двигателя и надежного воспламенения порохового заряда твердого топлива от малодымного воспламенителя, в широком диапазоне рабочих температур. The objective of the proposed invention is to ensure the stability of the ballistic characteristics of a rocket engine and reliable ignition of the powder charge of solid fuel from a low-smoke igniter, over a wide range of operating temperatures.

Это достигается тем, что в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем камеру сгорания с передним днищем, в полости которого размещен воспламенитель, закрепленный опорным кольцом с радиальной перемычкой, воспламенитель выполнен в виде тонкостенного футляра, состоящего из корпуса и крышки, при этом дно корпуса футляра выполнено вогнуто-сферическим, плавно сопрягающимся с образующей корпуса, а крышка снабжена кольцевой выштамповкой, при этом внутренний диаметр опорного кольца равен внутреннему диаметру канала порохового заряда, а диаметр корпуса воспламенителя равен внутреннему диаметру цилиндрической полости переднего днища и составляет 1,05-1,20 внутреннего диаметра опорного кольца. This is achieved by the fact that in a rocket engine of solid fuel containing a combustion chamber with a front bottom, in the cavity of which an igniter is mounted, fixed by a support ring with a radial jumper, the igniter is made in the form of a thin-walled case, consisting of a body and a cover, while the bottom of the case is made concave-spherical, smoothly mating with the generatrix of the body, and the lid is equipped with an annular stamping, while the inner diameter of the support ring is equal to the inner diameter of the channel of the powder charge, and d ametr igniter housing equal to the inner diameter of the cylindrical front cavity bottom is 1.05-1.20, and the inner diameter of the support ring.

Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что данное техническое решение позволяет обеспечить надежное воспламенение малодымного воспламенителя, за счет оригинальной конструкции воспламенителя, обеспечивающего полное зажжение пороховой смеси до вскрытия крышки воспламенителя по отношению к аналогу и прототипу. The essence of the invention lies in the fact that this technical solution allows for reliable ignition of a low-smoke igniter, due to the original design of the ignitor, which ensures complete ignition of the powder mixture before opening the igniter cover in relation to the analogue and prototype.

На прилагаемом чертеже (фиг. 1) приведена предлагаемая конструкция ракетного двигателя, где:
1 - камера сгорания,
2 - переднее днище,
3 - малодымный воспламенитель (фиг. 3),
4 - цилиндрическая полость под воспламенитель,
5 - корпус футляра воспламенителя с вогнуто-сферическим дном,
6 - крышка воспламенителя с кольцевой выштамповкой,
7 - опорное кольцо с радиальной перемычкой (фиг. 2),
8 - малодымная пороховая навеска воспламенителя,
9 - канальный пороховой заряд твердого ракетного топлива,
10 - отверстие опорного кольца.In the attached drawing (Fig. 1) shows the proposed design of a rocket engine, where:
1 - combustion chamber,
2 - front bottom
3 - low-smoke igniter (Fig. 3),
4 - a cylindrical cavity under the igniter,
5 - the case of the igniter case with a concave-spherical bottom,
6 - igniter cover with ring stamping,
7 - support ring with a radial jumper (Fig. 2),
8 - low smoke powder igniter,
9 - channel powder charge of solid rocket fuel,
10 - hole support ring.

Сборка и работа ракетного двигателя осуществляется следующим образом: после установки в камеру сгорания 1 порохового заряда твердого ракетного топлива 9 в двигатель устанавливается переднее днище 2, в полости которого размещен малодымный воспламенитель 3, закрепленный опорным кольцом с радиальной перемычкой 7, и инициаторы. The assembly and operation of the rocket engine is carried out as follows: after installing a powder charge of solid rocket fuel 9 in the combustion chamber 1, a front bottom 2 is installed in the engine, in the cavity of which a low-smoke igniter 3 is mounted, fixed by a support ring with a radial jumper 7, and initiators.

При срабатывании инициаторов происходит пробитие корпуса футляра воспламенителя 5, при этом работа воспламенителя осуществляется следующим образом: горячие пороховые газы поджигают пороховую навеску малодымного воспламенителя 8, состоящего на 1/3 из дымного ружейного пороха (ДРП) и 2/3 пироксилинового пороха (ВТМ), поскольку ДРП более восприимчив к высокой температуре, он загорается первым, воспламеняя ВТМ. Образовавшиеся пороховые газы в футляре воспламенителя 5 действуют с одинаковой силой во всех направлениях, поскольку крышка воспламенителя с кольцевой выштамповкой, увеличивающей ее жесткость, и имеет хорошую заделку (завальцовку) в корпус футляра и дополнительно удерживается перемычкой опорного кольца, то происходит деформация (прогиб) вогнутого сферического дна корпуса футляра в обратном направлении, увеличивая при этом свободный объем воспламенителя, при этом корпус воспламенителя полностью заполняет цилиндрическую полость переднего днища под воспламенителем. За это время происходит полное возгорание всей пороховой навески, и при достижении определенного давления крышка воспламенителя выщелкивается из заделки корпуса футляра, охватывая перемычку, в дальнейшем сгорает, а пороховые газы через отверстие опорного кольца 10 устремляются на торец и в центральный канал порохового заряда, надежно воспламеняя его. When the initiators are triggered, the body of the igniter case breaks through 5, while the igniter operates as follows: hot powder gases ignite the powder sample of low-smoke igniter 8, which consists of 1/3 of smoke gunpowder (DRP) and 2/3 of pyroxylin powder (VTM), since DRP is more susceptible to high temperature, it ignites first, igniting the VTM. The resulting powder gases in the case of the igniter 5 act with the same force in all directions, since the igniter cover with a ring vyshtampovka, which increases its rigidity, has a good seal (rolling) in the case body and is additionally held by the jumper of the support ring, deformation (deflection) of the concave the spherical bottom of the case body in the opposite direction, while increasing the free volume of the igniter, while the igniter body completely fills the cylindrical cavity bottom of the igniter. During this time, the entire powder suspension is completely ignited, and when a certain pressure is reached, the igniter cover is snapped out of the case body and covering the jumper, it burns down, and the powder gases rush through the end of the support ring 10 to the end and into the central channel of the powder charge, reliably igniting his.

В случае если конструкция малодымного воспламенителя такая же, как у аналога или прототипа, то вскрытие крышки футляра воспламенителя произойдет раньше, чем произойдет полное возгорание пороховой смеси, что приведет к невоспламенению порохового твердого топлива, т.е. к аномальной работе ракетного двигателя, что недопустимо. If the design of the low-smoke igniter is the same as that of the analogue or prototype, then the cover of the igniter case will open before the powder mixture completely ignites, which will lead to non-ignition of the solid powder fuel, i.e. to abnormal operation of the rocket engine, which is unacceptable.

Для обеспечения стабильности внутрибаллистических характеристик и надежности двигателя применительно к двигателям с "застойной зоной", и частично - бронированным зарядом, внутренний диаметр опорного кольца соизмерим с внутренним диаметром канала порохового заряда и предназначен для направления горячих пороховых газов воспламенителя на торец и в канал порохового заряда, минуя и "застойную зону", т.к. попадание газов от воспламенителя в "застойную зону" приведет к прогару двигателя из композиционного материала, поскольку толщина слоя теплозащитного покрытия двигателя над бронированной поверхностью порохового заряда меньше толщины слоя теплозащитного покрытия над оголенной частью порохового заряда. Если внутренний диаметр опорного кольца меньше внутреннего диаметра порохового заряда, т.е. проходное сечение для газов "зажато", то срабатывание воспламенителя приведет к резкому подъему давления под опорным кольцом, в результате чего опорное кольцо сорвет с места крепления и разрушит, перекрыв критическое сечение сопла, что приведет к демонтажу двигателя. To ensure the stability of the ballistic characteristics and reliability of the engine with respect to engines with a "stagnant zone", and partially with an armored charge, the inner diameter of the support ring is commensurate with the inner diameter of the powder charge channel and is designed to direct hot powder igniter gases to the end and to the powder charge channel, bypassing the "stagnant zone", because ingress of gases from the igniter into the "stagnant zone" will lead to burnout of the engine from the composite material, since the thickness of the heat-protective coating layer of the engine over the armored surface of the powder charge is less than the thickness of the heat-protective coating layer over the exposed part of the powder charge. If the inner diameter of the support ring is less than the inner diameter of the powder charge, i.e. the gas cross-section is “clamped”, then the ignition will lead to a sharp increase in pressure under the support ring, as a result of which the support ring will tear from the attachment point and destroy, blocking the critical section of the nozzle, which will lead to engine dismantling.

Наружный диаметр корпуса воспламенителя составляет 1,05-1,20 внутреннего диаметра опорного кольца, эта зависимость получена экспериментально и представлена на графике фиг. 4, где N - отношение числа положительных опытов к общему количеству проведенных опытов, D/d - отношение величины наружного диаметра воспламенителя к величине внутреннего диаметра опорного кольца. The outer diameter of the igniter body is 1.05-1.20 of the inner diameter of the support ring, this dependence is obtained experimentally and is presented in the graph of FIG. 4, where N is the ratio of the number of positive experiments to the total number of experiments performed, D / d is the ratio of the outer diameter of the igniter to the inner diameter of the support ring.

Из графика видно, что если внутренний диаметр опорного кольца будет меньше наружного диаметра воспламенителя, то при срабатывании воспламенителя в объеме между передним днищем и опорным кольцом резко возрастет давление, что приведет к разрушению опорного кольца, нарушению рабочего процесса двигателя, его демонтажу. It can be seen from the graph that if the inner diameter of the support ring is less than the outer diameter of the igniter, then when the igniter is activated, the pressure will sharply increase in the volume between the front bottom and the support ring, which will lead to the destruction of the support ring, disruption of the engine’s operating process, and its dismantling.

Если внутренний диаметр опорного кольца будет больше наружного диаметра воспламенителя, то при срабатывании воспламенителя его твердые части, не пойманные ловителем, имеют возможность перемещаться через отверстие опорного кольца вдоль двигателя по внутреннему каналу порохового заряда, разрушая его, а ударившись о сопловый вкладыш, разрушают и его, что приведет к резкому падению давления в двигателе, уменьшению скорости полета ракеты и к потере управления ракетой, что недопустимо. If the inner diameter of the support ring is larger than the outer diameter of the igniter, then when the igniter is activated, its solid parts that are not caught by the catcher can move through the hole of the support ring along the engine along the internal channel of the powder charge, destroying it, and hitting the nozzle insert, destroy it , which will lead to a sharp drop in pressure in the engine, a decrease in the flight speed of the rocket and a loss of control of the rocket, which is unacceptable.

По результатам проведенных испытаний выяснилось, что в данной конструкции футляра воспламенителя по отношению к прототипу можно использовать как дымную, так и малодымную пороховую навеску. According to the results of the tests, it turned out that in this design of the igniter case with respect to the prototype, you can use both a smoky and low smoke powder hinge.

Источники информации
1. Заявка СССР N 92011763/23, кл. F 02 K 9/08, 14.12.92 г.Sources of information
1. Application of the USSR N 92011763/23, cl. F 02 K 9/08, 12/14/92

2. Патент РФ N 2015391, кл. F 02 K 9/08, 30.06.94. 2. RF patent N 2015391, cl. F 02 K 9/08, 06/30/94.

Claims (1)

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания с передним днищем, в цилиндрической полости которого размещен воспламенитель, закрепленный опорным кольцом с радиальной перемычкой, заряд твердого топлива с центральным каналом, сопловый блок, при этом внутренний диаметр опорного кольца равен внутреннему диаметру канала порохового заряда, а диаметр корпуса воспламенителя равен внутреннему диаметру цилиндрической полости переднего днища, причем воспламенитель выполнен в виде футляра, состоящего из корпуса и крышки, отличающийся тем, что футляр воспламенителя выполнен тонкостенным, а дно его корпуса выполнено вогнуто-сферическим, плавно сопрягающимся с образующей корпуса, крышка снабжена кольцевой выштамповкой, а диаметр корпуса воспламенителя составляет 1,05 - 1,20 внутреннего диаметра опорного кольца. 1. A rocket engine of solid fuel, containing a combustion chamber with a front bottom, in the cylindrical cavity of which there is an igniter fixed by a support ring with a radial jumper, a charge of solid fuel with a central channel, a nozzle block, while the inner diameter of the support ring is equal to the inner diameter of the channel of the powder charge and the diameter of the igniter body is equal to the inner diameter of the cylindrical cavity of the front bottom, and the igniter is made in the form of a case consisting of a body and a cover, from ichayuschiysya in that the igniter case is made thin-walled, and the bottom of its hull is concave-spherical, smoothly mating with the generator housing cover is provided with annular vyshtampovki, and the diameter of the igniter body is 1,05 - 1.20 internal diameter of the support ring.

Images