УСТРОЙСТВО ВОСПЛАМЕНЕНИЯ ЗАРЯДА ТВЕРДОТОПЛИВНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
DEVICE TO IGNITE CHARGE OF SOLID-PROPELLANT ROCKET ENGINE

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.