ВОСПЛАМЕНИТЕЛЬ ТВЕРДОТОПЛИВНОГО ЗАРЯДА ДЛЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
SOLID-FUEL CHARGE IGNITER FOR ROCKET ENGINE

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении воспламенителей твердотопливных зарядов для ракетных двигателей (РДТТ - ракетный двигатель твердого топлива), газогенераторов (ГГ), бортовых исполнительных механизмов (БИМ) ракет, катапультных устройств (КУ), систем аварийного спасения (САС) летчиков и др.
В современных РДТТ, ГГ и др. ракетных системах широко применяются воспламенители, навеска которых размещена в корпусе из полимерной пленки. Преимущества таких воспламенителей, по сравнению с воспламенителями, корпусы которых выполнены из металла - стали или алюминия (сплавов алюминия), практически очевидны: пленочные воспламенители просты в изготовлении, обеспечивают меньший пассивный вес двигателя, исключают образование твердых остатков при сгорании, что способствует пониженному факело- и дымообразованию и удовлетворительной работе РДТТ, ГГ, КУ и других ракетных систем в целом.
Как известно, к воспламенителям РДТТ предъявляются жесткие требования по обеспечению воспламенения зарядов в заданный весьма малый промежуток времени (0,001…0,005 с), по исключению задержек воспламенения и отказов в воспламенении. Это требует разработки конструктивных мероприятий по повышению надежности зажжения как воспламенительной навески воспламенителя, так и совершенствования схемы зажжения твердотопливных зарядов ракетного двигателя.
Конструкции воспламенителей с корпусами из пленочных материалов по пат. RU 2170842, RU 2212557, RU 2247254, RU 2288371, RU 2282743, RU 2309282, RU 2329391, RU 2329392 обеспечивают в основном высокую надежность воспламенения твердотопливных зарядов в требуемый промежуток времени, улучшенные весогабаритные характеристики, технологические и экономические показатели.
Однако все вышеуказанные конструкции воспламенителей обладают общим недостатком - отсутствием надежного закрепления (фиксации) воспламенителя в камере сгорания ракетного двигателя, что сопровождается неэффективным использованием энергии пиропатрона при зажжении воспламенительной навески. Это обусловлено процессом деформирования (сминания), перемещения воспламенителя внутри КС, т.е. потерей энергии пиропатрона на зажжение собственно навески воспламенительного состава, что является существенным недостатком существующих конструкций пленочных воспламенителей.
За прототип патентуемого технического решения авторами принято изобретение по пат. RU 2212557 C1, заявка 2002 101764 от 17.01.2002, МПК F02K 9/95.
Технической задачей изобретения является разработка конструкции воспламенителя твердотопливного заряда ракетного двигателя с повышенной эффективностью, качественным поджиганием навески воспламенителя и твердотопливного заряда в целом.
кр
Технический результат изобретения заключается в разработке конструкции воспламенителя (Фиг.1) твердотопливного заряда ракетного двигателя. Воспламенитель содержит корпус в виде чашеобразного тела вращения с отбортовкой, размещенную в корпусе навеску воспламенительного состава и крышку, скрепленную с корпусом по отбортовке. Корпус воспламенителя выполнен из термопластичной пленки с равномерной усадкой в продольном и поперечном направлениях, а крышка выполнена из металла и скреплена с отбортовкой корпуса клеем на основе термоэластопласта (ТЭП) и инденкумароновой смолы (ИКС), модифицированным растворителями на основе этилацетата, бутилацетата и нефраса. При этом диаметр крышки воспламенителя (D) выполнен в соответствии с соотношением: , где
кр
D- диаметр камеры сгорания ракетного двигателя;
уст
h- глубина опорного кольцевого уступа в камере сгорания ракетного двигателя.
выр
уст,
выр
Равномерно по периферии крышки (Фиг.3) выполнены вырезы глубиной h>h а диаметр по глубине вырезов (D) удовлетворяет соотношению:
,
отб
где D- внешний диаметр по отбортовке корпуса воспламенителя;
выр
D - диаметр по глубине вырезов.
При этом в качестве пленки для корпуса воспламенителя может быть использована полиэтиленовая саженаполненная пленка, а в качестве материала крышки - сталь.
Изобретение поясняется на фигурах.
Фиг.1. Конструкция патентуемого воспламенителя
1 - корпус воспламенителя
2 - навеска воспламенительного состава
3 - отбортовка корпуса воспламенителя
4 - крышка воспламенителя
5 - клей на основе ТЭП и ИКС
6 - периферийные вырезы в крышке воспламенителя
Фиг.2. Размещение патентуемой конструкции воспламенителя в обстановке ракетного двигателя
7 - камера сгорания ракетного двигателя
8 - заряд твердого ракетного топлива
9 - кольцевой уступ в камере сгорания
10 - передняя крышка ракетного двигателя
11 - пиропатрон (ПП)
Фиг.3. Вид А на РДТТ при снятой передней крышке
12 - щелевые перефирийные отверстия (между вырезами крышки воспламенителя и кольцевым уступом КС)
з
D - наружный диаметр заряда РДТТ
Фиг.4. Характер течения ПС пиропатрона и воспламенителя в РДТТ (после срабатывания ПП).
2
КC
уст
выр
уст
Сущность изобретения заключается в эффективном использовании энергии пиропатрона (ПП) для зажжения (Фиг.1) воспламенительной навески (2), патентуемой конструкции воспламенителя и эффективности РДТТ в целом. В части качественного поджигания воспламенительной навески (2) эффект достигается как за счет пропуска продуктов сгорания пиропатрона (11) по оси воспламенителя, так и за счет отражения струи ПП от металлической крышки (4) воспламенителя в радиальных направлениях, что позволяет обеспечить эффективную воспламеняемость всей навески по массе внутри корпуса (1) воспламенителя. Последнее достигается за счет жесткой фиксации корпуса воспламенителя на металлической крышке. В части повышения эффективности РДТТ в целом - эффект достигается в совмещении функций рассекателя РДТТ и крышки воспламенителя (4), что снижает пассивный вес ракетного двигателя. Этот эффект обеспечивается также за счет надежного скрепления корпуса (1) воспламенителя по отбортовке (3) с металлической крышкой (4) воспламенителя клеем (5) на основе ТЭП и ИКС. Как показали эксперименты, клеящая композиция на основе указанных компонентов обеспечивает уровень сдвиговых напряжений по контакту "пленка-сталь" 5 кГс/см и более в температурном диапазоне ±50°C, что обеспечивает гарантированную фиксацию воспламенителя по месту скрепления как в течение срока эксплуатации, так и при боевом применении. Выполнение диаметра крышки воспламенителя равным D+h и равномерное выполнение по периферии крышки вырезов глубиной (h) более глубины (h) кольцевого уступа позволяет реализовать (Фиг.2, Фиг.3) щелевые периферийные отверстия (12) для подачи ПС воспламенителя в КС и зажжение заряда (8), а обеспечение условия
гарантирует работоспособность конструкции в целом.
выр
отб
выр
КС
Требование D>D обеспечивает работоспособность (сплошность, непрерывность) узла скрепления отбортовки корпуса воспламенителя с металлической крышкой воспламенителя, а условие D<D обеспечивает щелевой зазор между КС и крышкой воспламенителя для пропуска ПС воспламенителя на поверхность заряда.
Патентуемая конструкция реализована в виде воспламенителя со следующими характеристиками:
- материал корпуса воспламенителя - саженаполненный полиэтилен;
- материал крышки воспламенителя - сталь;
- материал склеивания отбортовки корпуса воспламенителя с крышкой - клеющая композиция на основе ТЭП и ИКС, модифицированная растворителями на основе этилацетата, бутилацетата и нефраса;
- воспламенительная навеска - 9 г пороха ДРП-2;
- геометрические размеры - в соответствии с Фиг.1;
2
- уровень адгезии саженаполненного полиэтилена к стали составил 5,2 кгс/см.
Патентуемая конструкция работает следующим образом (Фиг.2). При воздействии форса пламени пиропатрона на корпус (1) воспламенителя последний прожигается и загорается навеска воспламенителя (2) по оси форса. Форс пиропатрона упирается в металлическую крышку воспламенителя (4) и "растекается" в радиальных направлениях, поджигая основную массу навески воспламенителя (Фиг.4). Совместные продукты сгорания ПП (11) и воспламенителя через периферийные отверстия (6) крышки поступают в КС (7) ракетного двигателя и воспламеняют заряд (8) твердого ракетного топлива.
Положительный эффект изобретения - повышение надежности и эффективности воспламенения зарядов ТРТ в составе ракетных двигателей.
Воспламенитель обеспечил при проведении огневого стендового испытания в составе РДТТ зажжение заряда и выход его на рабочий режим за время 0,003 с (заряд всестороннего горения из баллиститного твердого ракетного топлива массой 3,1 кг).