Устройство воспламенения заряда твердотопливного ракетного двигателя


 


Владельцы патента RU 2500913:

Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (ОАО "Корпорация "МИТ") (RU)

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано в конструкции ракетных двигателей твердого топлива, преимущественно для воспламенителя многошашечного заряда всестороннего горения. Устройство воспламенения заряда твердотопливного ракетного двигателя содержит перфорированный стакан с установленным внутри футляром, заполненным пиротехническим составом, и газоподводную трубку с пиропатроном. Стакан установлен соосно газоподводной трубке и закрыт крышкой с образованием между торцем футляра и стенкой крышки внутренней полости, которая через форсажный канал связана с газоподводной трубкой. На внешней поверхности крышки выполнен кольцевой отражатель, между стенкой которого и торцем футляра в боковой стенке крышки выполнены сквозные каналы, соединяющие внутреннюю полость с объемом камеры сгорания твердотопливного ракетного двигателя. Изобретение позволяет повысить надежность зажжения заряда твердотопливного ракетного двигателя. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при проектировании двигателей твердого топлива.

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.

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.

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.

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.

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.

Предложенная конструкция устройства воспламенения поясняется чертежом.

Фиг.1 - общий вид устройства воспламенения многошашечного заряда твердотопливного ракетного двигателя и схема течения продуктов сгорания пиропатрона и пиротехнического состава.

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).

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.

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).

Устройство воспламенения работает следующим образом:

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.

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.

Таким образом, за счет организации течения продуктов сгорания пиротехнического состава повышается надежность зажжения заряда.

Устройство воспламенения данной конструкции планируется использовать в двигателе увода ракетного блока аварийного спасения космонавтов при пусках новейшего ракетоносителя.

1. Устройство воспламенения заряда твердотопливного ракетного двигателя, содержащее перфорированный стакан с установленным внутри футляром, заполненным пиротехническим составом, газоподводную трубку с пиропатроном, отличающееся тем, что стакан установлен соосно газоподводной трубке и закрыт крышкой с образованием между торцем футляра и стенкой крышки внутренней полости, которая 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 крышки выполнены сквозные каналы, соединяющие внутреннюю полость с объемом камеры сгорания твердотопливного ракетного двигателя.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что кольцевой отражатель выполнен в виде полого усеченного конуса, основание которого направлено в сторону футляра.

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что оси сквозных каналов эквидистантны внутренней боковой поверхности отражателя.

4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что форсажный канал со стороны футляра выполнен в виде сопла с входным и выходным коническим профилем.



 

Похожие патенты:

При получении многослойной ленты для тепловыделяющего элемента перемешивают порошки исходных компонентов экзотермической смеси и активируют указанную смесь в механоактиваторе в течение 4,5-10 минут при центробежном ускорении движения шаров от 30 до 90 g и соотношении массы смеси к массе шаров 1:20-40.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с зарядом, имеющим глухой канал. .

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам на криогенном топливе. .

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при разработке форсуночных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), содержащих систему воспламенения.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при разработке форсуночных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), содержащих систему воспламенения.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при разработке форсуночных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), содержащих систему воспламенения.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при разработке форсуночных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), содержащих систему воспламенения.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при разработке форсуночных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), содержащих систему воспламенения.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ). .

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям и может быть использовано для установки на входе в смесительную головку агрегата ЖРД для химического зажигания компонентов топлива. Устройство для химического зажигания компонентов топлива в ЖРД содержит тубус, выполненный цилиндрическим, в который вставлена цилиндрической формы ампула с пусковым горючим, поджатая ввернутым в корпус тубуса отсечным клапаном и состоящая из корпуса, мембранных узлов на входе и выходе, мембраны которых герметично закреплены по периферии корпуса ампулы с возможностью разрыва их рабочей средой, при этом на входе в тубус установлен профилированный переходник, уменьшающий пустотный объем с воздухом на входе в ампулу до минимального; корпус тубуса своим выходом установлен через угольник непосредственно на головке газогенератора; тубус установлен и закреплен на газогенераторе в положении, близком к вертикальному; между пусковой ампулой, отсечным клапаном и тубусом совместно с резиновыми уплотнительными кольцами установлены поддерживающие кольца из фторопласта; по периферии на входе в ампулу и в корпусе тубуса выполнены дренажные отверстия, а на корпусе тубуса приварены угольники для подсоединения дренажных трубопроводов; в ампуле с пусковым горючим перегородки с заправочным и сливным устройствами разнесены по длине ампулы и выполнены с минимальными осевыми габаритными размерами и площадью проходных сечений, при этом заправочное устройство установлено на границе зон пускового горючего и подушки инертного газа; в ампуле с пусковым горючим мембранные узлы выполнены с минимальными осевыми габаритными размерами, при этом в хвостовиках поршней установлены спиральные пружины с отогнутыми стопорными кольцами. Изобретение обеспечивает уменьшение времени, улучшение условий и повышение надежности зажигания топливных компонентов ЖРД, а также обеспечение многократности применения устройства. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. В устройстве для лазерного зажигания газогенератора жидкостного ракетного двигателя, содержащего зоны сжигания и смешения компонентов топлива, содержащем источник электроэнергии, блок накачки с оптическим волокном, по меньшей мере, одну лазерную свечу зажигания с фокусирующей линзой, установленную на форсуночной плите камеры сгорания, имеющей внутреннюю и внешнюю стенки, отличающемся тем, что лазерная свеча зажигания установлена на периферии форсуночной плиты под углом к оси камеры сгорания и выполнена в виде пустотелого стакана, установленного снаружи газогенератора, соединенного металлической втулкой с внутренней полостью газогенератора, внутри стакана установлен, по меньшей мере, один микрочип-лазер, соединенный вакуумной трубкой с фокусирующей линзой на торце, загерметизированной относительно металлической втулки. Угол установки лазерной свечи к огневому днищу составляет от 60 до 80 градусов. Фокусировка лазера может быть выполнена в зоне сжигания компонентов топлива. Внутри каждого стакана установлено средство демпфирования. Средство демпфирования выполнено из материала, имеющего высокую теплопроводность. В качестве средства демпфирования может быть применена металлорезина. Внутри каждого стакана установлен аккумулятор тепла. Аккумулятор тепла выполнен в виде контейнера цилиндрической формы с центральным отверстием, полость которого полностью или частично заполнена теплоаккумулирующим материалом, и установлен концентрично оси стакана. В качестве теплоаккумулирующего материала применен тригидрат ацетата натрия. Фокусирующая линза установлена внутри металлической втулки и углублена в нее относительно внутренней поверхности внутренней стенки огневого днища газогенератора. Величина углубления фокусирующей линзы выполнена такой, что фокусирующая линза установлена внутри стакана, например около его днища. Изобретение обеспечивает повышение надежности устройства зажигания. 10 з.п. ф-лы, 17 ил.

При воспламенении заряда твердого топлива зажигают воспламенительный состав, перемещают его продукты сгорания вдоль поверхности заряда, нагревают последнюю и воспламеняют. Зажжение воспламенительного состава осуществляют по частям, в несколько приемов, используя продукты сгорания уже горящей части воспламенительного состава для перемещения и распределения незажженного воспламенительного состава по свободному объему. У поверхности заряда продукты сгорания воспламенительного состава ускоряют и создают область с турбулентным режимом течения. Другое изобретение группы относится к ракетному двигателю, содержащему камеру сгорания, заряд с небронированным сопловым торцом и воспламенитель, размещенный в полости, образованной небронированным сопловым торцом заряда и углублением в сопловом дне напротив электрозапала. Воспламенитель выполнен в виде нескольких пакетов из сгораемого материала с помещенным внутрь воспламенительным составом, размещенных один над другим, и зафиксирован в полости рассекателем. Рассекатель выполнен из эластичного материала и установлен между небронированным сопловым торцом заряда и сопловым дном напротив электрозапала. Полость выполнена сообщающейся с предсопловым объемом кольцевым газоводом, выполненным по внешнему диаметру соплового днища. Группа изобретений позволяет повысить надежность воспламенения зарядов торцевого горения. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к устройствам воспламенения жидкостных ракетных двигателей. В устройстве для лазерного зажигания камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащем источник электроэнергии и блок лазерного излучения с волноводами, по меньшей мере, одну лазерную свечу зажигания с фокусирующим объективом, установленную на форсуночной плите камеры сгорания, имеющей внутреннюю и внешнюю стенки, что согласно изобретению каждая лазерная свеча зажигания установлена на периферии форсуночной плиты под углом к оси камеры сгорания и выполнена в виде пустотелого стакана, установленного снаружи камеры сгорания, соединенного металлической втулкой с внутренней полостью камеры сгорания, внутри стакана установлен по меньшей мере один микрочип-лазер, соединенный вакуумной трубкой с линзой на торце, загерметизированной относительно металлической втулки. Внутри каждого стакана установлено средство демпфирования. Средство демпфирования выполнено из материала, имеющего высокую теплопроводность. В качестве средства демпфирования применена металлорезина. Внутри стакана установлен аккумулятор тепла. Аккумулятор тепла выполнен в виде цилиндра с центральным отверстием и установлен концентрично оси стакана. Линза может быть установлена внутри металлической втулки и углублена в нее относительно внутренней поверхности внутренней стенки форсуночной плиты камеры сгорания. Величина углубления может составлять от 0,1 до 1,0 от диаметра фокусирующей линзы. Изобретение обеспечивает повышение надежности многократного воспламенения топлива. 9 з.п. ф-лы, 11ил.

При изготовлении корпуса воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов выполняют цилиндрическую оболочку. Изготовление всех разнотипных элементов оболочки ведут из разложенного на подогреваемую поверхность расчетного для каждого последовательно выполняемого технологического передела количества препрега легко деформируемой ткани, причем армирующие волокна располагают под углом. Изготовление всех разнотипных элементов оболочки выполняют закаткой на оправку с уплотнением необходимым числом циклов повторения ее до расчетного диаметра оболочки. Подогреваемая поверхность имеет рельеф, соответствующий перепадам диаметров оправки на длине, равной длине препрега ткани при выполнении данного технологического передела. Корпус воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов содержит цилиндрическую оболочку с наружным теплозащитным покрытием и плоским донышком с одной стороны и свободным торцом с внутренней резьбой, закрытым съемным колпачком, с другой, образующими в совокупности внутренний объем для размещения заряда с элементами его воспламенения. Внутренняя часть цилиндрической оболочки выполнена из расчетного, конструктивно объединяющего резьбу и донышко, числа слоев препрега легко деформируемой ткани с расположением армирующих волокон под углом. Внутренняя часть цилиндрической оболочки имеет в составе внутренней резьбы кольцевые слои формирующей ее профиль нити с распространением ее на цилиндрическую часть и донышко, оформленное закладной деталью с плоским торцом со стороны внутреннего объема и резьбовым хвостовиком с наружной стороны. Группа изобретений позволяет упростить конструкцию корпуса воспламенителя и повысить его технологичность. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива реактивных снарядов систем залпового огня. Сопло ракетного двигателя содержит корпус, дозвуковую и сверхзвуковую части сопла, а также герметизирующее-пусковое устройство с форсажной трубкой и опорой. В форсажной трубке перпендикулярно ее оси на расстоянии от выходного сечения установлен на жестких установочных элементах плоский турбулизатор. Продольные оси установочных элементов расположены в плоскостях, проходящих через ось форсажной трубки. Плоский турбулизатор выполнен с одним или несколькими отверстиями, а на его передней торцевой поверхности закреплена накладка из материала с низкой температурой абляции. Изобретение позволяет снизить разброс внутрибаллистических параметров ракетного двигателя твердого топлива в период выхода на режим. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем систему управления с бортовым компьютером, камеру, турбонасосный агрегат и газогенератор, соединенный газоводом с камерой, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе, на камере сгорания и газогенераторе установлены свечи электрического зажигания, на валу турбонасосного агрегата установлен электрогенератор, а внутри газовода активатор газогенераторной смеси, а к пусковой турбине присоединен бортовой баллон сжатого воздуха. Активатор газогенераторной смеси может содержать два электрода, соединенных высоковольтными проводами с блоком высокого напряжения, который соединен с электрогенератором. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать центральный шарнир, выполненный на газоводе на оси камеры. Центральный шарнир может быть выполнен цилиндрическим. Центральный шарнир может быть выполнен сферическим. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать датчик числа оборотов вала ТНА, соединенный электрической связью с бортовым компьютером. Изобретение обеспечивает повышение удельной тяги и многоразовое включение. 10 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержащая корпус камеры с магистралью подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралью подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, газораспределительную решетку, запальное устройство, закрепленное на наружной поверхности газовода, в соответствии с изобретением в центре газовода, газораспределительной решетки и центральной втулки корпуса имеется гильза, которая одним концом жестко закреплена с корпусом газовода, а другим по наружной поверхности устанавливается по конусу в центральную втулку корпуса смесительной головки и на конце внутренней поверхности гильзы имеются центрирующие ребра, по которым свободным концом устанавливается запальное устройство. Изобретение обеспечивает повышение надежности и многоразовый запуск камеры сгорания. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетостроения и, в частности, к камере жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) или газогенератора с лазерным зажиганием компонентов топлива. Камера ЖРД или газогенератора содержит силовой корпус, смесительную головку с форсунками окислителя и горючего, закрепленными на огневом днище, камеру сгорания с соплом, при этом корпус камеры имеет внешнюю силовую оболочку и внутреннюю огневую стенку, между которыми расположен тракт регенеративного охлаждения, и лазерное устройство для воспламенения компонентов топлива, при этом лазерное устройство включает штуцер, герметично установленный в отверстии, выполненном в стенке силового корпуса на ее боковой поверхности, и свечу лазера, при этом место крепления штуцера к корпусу выбрано таким образом, чтобы луч лазера, выходящий из него, был сфокусирован в зоне обратных токов и вблизи внутренней огневой стенки, в которой установлен штуцер, при этом зона обратных токов расположена на минимально возможном расстоянии от огневого днища смесительной головки и от внутренней огневой стенки, которое определяется экспериментально на модельных установках. Изобретение обеспечивает повышение надежности и многократность воспламенения топливной смеси в камере двигателя или газогенераторе. 6 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к акустической теплотехнике. Газодинамический воспламенитель содержит форкамеру с выходным отверстием, ускоритель с соплом, акустический резонатор и магистрали с регулирующими клапанами подвода окислителя и горючего к ускорителю. Ускоритель с соплом и акустический резонатор размещены в форкамере соосно и напротив друг друга с поперечным зазором. Воспламенитель также содержит камеру дожигания с головкой на входе и соплом на выходе, установленную на одной оси последовательно за ускорителем и форкамерой и соединенную с ними гидравлически. Выходное отверстие форкамеры выполнено в виде центрального сквозного отверстия в головке и сообщается с проточным трактом через сопло камеры дожигания. Головка снабжена кольцевым коллектором с форсунками, обращенными в сторону сопла камеры. Магистраль горючего после регулирующего клапана на входе сообщается с ускорителем и дополнительно с кольцевым коллектором головки через пневматические регулирующие клапаны. Полость форкамеры соединяется магистралью подвода газа с пневматическим регулирующим клапаном в магистрали подвода горючего к ускорителю. Полость проточного тракта соединяется магистралью подвода газа с пневматическим регулирующим клапаном в магистрали подвода горючего к кольцевому коллектору головки камеры дожигания. Изобретение позволяет повысить надежность воспламенения топливной смеси, исключить возможность прогара воспламенителя за счет перегрева конструкции, сократить время задержки воспламенения топливной смеси, расширить номенклатуру воспламеняемых газообразных компонентов и повысить надежность работы воспламенителя. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх