RU2230926C1

RU2230926C1 - Case of solid-propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2230926C1
Application number: RU2002131203/06A
Authority: RU
Inventors: М.И. Соколовский (RU); М.И. Соколовский; Г.А. Зыков (RU); Г.А. Зыков; Е.И. Иоффе (RU); Е.И. Иоффе; нгузов С.В. Л (RU); С.В. Лянгузов; А.В. Иванов (RU); А.В. Иванов; В.П. Клиппа (RU); В.П. Клиппа; В.Л. Пенчук (RU); В.Л. Пенчук
Original assignee: Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра"
Priority date: 2002-11-20
Filing date: 2002-11-20
Publication date: 2004-06-20

Abstract

FIELD: rocketry.

SUBSTANCE: proposed case of solid-propellant rocket engine is made with cover on inner end face of which igniter is mounted formed by rigid housing with orifices closed by diaphragms which accommodates pyrotechnical grains. One or two pyrotechnical cartridge are installed in seats on outer end face of cover coupled with rigid housing by reheat holes. Plug is fitted in leakage check socket. Outer end face of cover is formed by three planes whose normals are turned relative to cover axis through some angle, for instance, 15^o. Leakage check socket and seats of pyrotechnical cartridges are made normal to said planes. Leakage check socket communicates through channel with space of igniter rigid housing. Inclined drilling opening into said channel is made from side of inner end face of cover. Length of plug is sufficient to overlap inclined drilling.

EFFECT: reduced dimensions and mass of case of solid-propellant rocket engine at increase of its reliability.

4 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании корпусов малогабаритных ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ), используемых в дорогостоящих ракетах-носителях космического назначения.The invention relates to rocket technology and can be used to create bodies of small rocket engines of solid fuel (solid propellant rocket engines) used in expensive space launch vehicles.

Известно [Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе / Под общ. ред. чл. корр. Российской академии наук, д-ра техн. наук, проф. Л.Н.Лаврова - М.: Машиностроение, 1993. - 215 с., ил. - с. 120], что корпуса РДТТ должны содержать системы пуска, датчиковой и телеметрической аппаратуры, которые наиболее удобно размещать на крышках. Корпус РДТТ, как правило, содержит гнезда проверки на герметичность отдельных стыков [там же, рис.6.10, стр.207] или двигателя в целом (с подачей испытательного давления во внутренний объем корпуса).It is known [Design of rocket engines for solid fuels / Under commonly. ed. tsp correspondent Russian Academy of Sciences, Dr. tech. sciences, prof. L.N. Lavrova - M .: Mechanical Engineering, 1993 .-- 215 p., Ill. - from. 120] that the solid propellant rocket enclosures should contain start-up systems, sensor and telemetry equipment, which are most conveniently placed on the covers. As a rule, a solid-propellant motor housing contains jacks for checking the tightness of individual joints [ibid., Fig. 6.10, p. 207] or the engine as a whole (with the test pressure supplied to the internal volume of the housing).

Наиболее близкой по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению является крышка корпуса РДТТ в сборе [там же, рис.2.53, стр.123], содержащая воспламенитель, пиропатроны, заборники давления, датчики давления.The closest in technical essence and the achieved positive effect to the proposed invention is the cover of the solid-propellant solid-state housing assembly [ibid., Fig. 2.53, p. 123], containing an igniter, squibs, pressure intakes, pressure sensors.

Недостатком данной конструкции являются большие габариты и масса крышки и корпуса РДТТ, на который она устанавливается. Корпус с крышкой указанной конструкции не может применяться на малогабаритных РДТТ.The disadvantage of this design is the large dimensions and mass of the cover and the solid propellant rocket housing on which it is installed. A housing with a cover of the indicated design cannot be used on small solid propellant motors.

Технической задачей настоящего изобретения является уменьшение габаритов и массы корпуса РДТТ при увеличении его надежности.The technical task of the present invention is to reduce the dimensions and mass of the body of the solid propellant rocket motor while increasing its reliability.

Сущность изобретения заключается в том, что в известном корпусе РДТТ с крышкой, на внутреннем торце которой установлен воспламенитель, образованный жестким корпусом с расходными отверстиями, закрытыми мембранами, в котором размещены шашки пиротехнического состава, а на наружном торце крышки установлены в гнезда, связанные с жестким корпусом форсажными отверстиями, один или два пиропатрона, кроме того, на наружном торце крышки установлена в гнездо проверки на герметичность пробка, наружный торец крышки образован тремя плоскостями, нормали которых развернуты относительно оси крышки на некоторый угол (например, 15°), а гнездо проверки на герметичность и гнезда пиропатронов выполнены по нормали к указанным плоскостям. Гнездо проверки на герметичность сообщено с полостью жесткого корпуса воспламенителя каналом, причем со стороны внутреннего торца крышки выполнено наклонное сверление, выходящее в этот канал. Пробка имеет длину, достаточную для перекрытия наклонного сверления. Крышка в корпусе зафиксирована разжимным кольцом. Пробка, установленная в гнезде проверки на герметичность, имеет сквозной продольный канал забора давления, и в ней установлены один или несколько датчиков замера параметров газа (давления, пульсации давления). Наружная боковая поверхность крышки образована конусом с тремя сегментными срезами, а со стороны сегментных срезов выполнены облегчающие выборки, кроме того, в центре наружного торца крышки выполнено глухое отверстие.The essence of the invention lies in the fact that in the known solid rocket motor housing with a lid, on the inner end of which there is an igniter formed by a rigid case with consumable openings, closed membranes, in which the pieces of pyrotechnic composition are placed, and on the outer end of the lid are installed in slots associated with the rigid by the body with afterburning holes, one or two squibs, in addition, a cork is installed on the outer end of the lid in the tightness test socket, the outer end of the lid is formed by three planes, norms Whether are deployed relative to the lid axis at some angle (e.g., 15 °), a socket check for leaks and squib socket formed normal to said planes. The tightness test socket is communicated with the cavity of the rigid body of the igniter channel, and inclined drilling is carried out from the side of the inner end of the lid leading to this channel. The plug has a length sufficient to overlap the inclined drilling. The cover in the housing is fixed with an expanding ring. The plug installed in the leak test socket has a through longitudinal channel for pressure sampling, and one or more sensors for measuring gas parameters (pressure, pressure pulsation) are installed in it. The outer side surface of the lid is formed by a cone with three segment slices, and on the side of the segment slices facilitating selections are made, in addition, a blind hole is made in the center of the outer end of the lid.

Технический результат достигается уменьшением диаметра крышки при повышении плотности компоновки гнезд пиропатронов и гнезда проверки на герметичность за счет того, что эти гнезда расположены под углом друг к другу. Кроме того, повышение плотности компоновки становится возможным при совмещении продольного канала забора давления с каналом гнезда проверки на герметичность и прохождении этого канала через объем, занимаемый воспламенителем. Благодаря тому, что потребный диаметр наклонного сверления на порядок меньше потребного диаметра продольного канала забора давления, наклонное сверление, проходящее вне окружности, занимаемой воспламенителем, практически не увеличивает диаметр крышки. Жесткий корпус воспламенителя экранирует продольный канал забора давления, исключая необходимость в специальных экранирующих устройствах. Таким образом, крышка предлагаемой конструкции является малогабаритным многофункциональным узлом, обеспечивающим:The technical result is achieved by reducing the diameter of the lid while increasing the density of the arrangement of the nests of the squibs and the nests of the leak test due to the fact that these nests are located at an angle to each other. In addition, increasing the density of the arrangement becomes possible by combining the longitudinal channel of the pressure intake with the channel of the leak test socket and passing this channel through the volume occupied by the igniter. Due to the fact that the required diameter of inclined drilling is an order of magnitude smaller than the required diameter of the longitudinal channel for pressure intake, inclined drilling passing outside the circle occupied by the igniter practically does not increase the diameter of the cover. The rigid igniter housing shields the longitudinal pressure intake channel, eliminating the need for special shielding devices. Thus, the cover of the proposed design is a small multi-functional node, providing:

- проверку на герметичность всех полостей (гнезд пиропатронов и внутренней полости корпуса РДТТ) собранного двигателя;- leak test of all cavities (pyro cartridge holders and internal cavity of the solid propellant motor housing) of the assembled engine;

- запуск РДТТ;- launch of the solid propellant rocket engine;

- забор давления продуктов сгорания при работе РДТТ, обеспечивающий замер параметров работы РДТТ средствами телеметрии;- sampling of the pressure of the combustion products during the operation of the solid propellant rocket motor, providing the measurement of the parameters of the solid propellant rocket motor using telemetry;

- экранирование канала забора давления, обеспечивающее приемлемый тепловой режим работы средств телеметрии.- shielding the pressure sampling channel, providing an acceptable thermal mode of operation of telemetry tools.

Многофункциональность малогабаритной крышки корпуса РДТТ (добавление типичных для маршевых, но не свойственных малогабаритным РДТТ функций (проверка на герметичность, забор давления, дублирование пиропатронов) повышает надежность РДТТ. Повышение надежности малогабаритных двигателей за счет многофункциональности является оправданным, если такие РДТТ используются на дорогостоящих ракетах-носителях космического назначения, например, в качестве вспомогательных двигателей создания осевой перегрузки при запуске маршевых ЖРД в условиях невесомости. На этих РДТТ требуется установка датчиковой аппаратуры, регистрирующей параметры работы в условиях полета. Конструкция и малые габариты предлагаемой крышки допускают ее размещение в любой части корпуса РДТТ (в центральной горловине переднего днища, на заднем днище сбоку от соплового блока и т.д.) и не накладывают ограничения на материал корпуса (может устанавливаться на закладной вматываемый фланец органопластикового корпуса).The versatility of the compact RTTT hull cover (adding typical for marching, but not typical for the small solid propellant solid propellant functions (tightness test, pressure check, duplication of the squibs) increases the reliability of the solid propellant rocket engine. Improving the reliability of small-sized engines due to its multifunctionality is justified if such solid propellant rocket engines are used on expensive rockets- space carriers, for example, as auxiliary engines for creating axial overload when launching marching rocket engines in conditions Zero-gravity on these solid propellant rocket motors requires installation of sensor equipment that records operating parameters in flight conditions.The design and small dimensions of the proposed cover allow it to be placed in any part of the solid rocket motor (in the central neck of the front bottom, on the rear bottom on the side of the nozzle block, etc. ) and do not impose restrictions on the material of the case (it can be installed on the embedded winding flange of the organoplastic case).

Данное техническое решение неизвестно из патентной и технической литературы.This technical solution is unknown from the patent and technical literature.

Изобретение поясняется следующим графическим материалом:The invention is illustrated by the following graphic material:

на фиг.1 показан продольный разрез корпуса РДТТ. Крышка и воспламенитель показаны без разреза;figure 1 shows a longitudinal section of the body of a solid propellant rocket motor. The cap and igniter are shown without a cut;

на фиг.2 показан вид А фиг.1;figure 2 shows a view a of figure 1;

на фиг.3 показан разрез Б-Б фиг.2. Крышка и воспламенитель показаны в разрезе;figure 3 shows a section bB of figure 2. The cap and igniter are shown in section;

на фиг.4 показана в аксонометрии крышка (как отдельная деталь) с разрезом и без него;figure 4 shows in a perspective view of the cover (as a separate part) with a cut and without it;

на фиг.5 показан в аксонометрии узел, образованный крышкой в сборе с воспламенителем, пиропатронами, пробкой с датчиком.figure 5 shows a perspective view of the node formed by the cover assembly with an igniter, squibs, plug with a sensor.

Корпус РДТТ состоит из корпуса 1, имеющего горловину 2 с размещенной в ней крышкой 3 (см. фиг.1). На внутреннем торце крышки 3 установлен воспламенитель, содержащий жесткий корпус 4, шашки пиротехнического состава 5 и пороховой усилитель 6 (см. фиг.3, 5). В жестком корпусе 4 выполнены расходные отверстия 7, закрытые мембранами 8. Наружный торец крышки 3 образован тремя плоскостями 9 (см. фиг.4), нормали которых развернуты относительно оси крышки на некоторый угол (например, 15°). По нормали к двум плоскостям 9 выполнены гнезда 10, в которые установлены пиропатроны 11. На внутреннем торце крышки 3 под установленным воспламенителем (жестким корпусом 4) выполнен коллектор 12. Гнезда 10 связаны с коллектором 12 и жестким корпусом 4 форсажными отверстиями 13. По нормали к третьей плоскости 9 выполнено гнездо проверки на герметичность 14, которое имеет канал 15 с нарезанной в нем резьбой. Канал 15 выходит в коллектор 12, сообщая гнездо проверки на герметичность 14 с коллектором 12 и жестким корпусом 4. Со стороны внутреннего торца крышки 3 выполнено наклонное сверление 16, выходящее в канал 15. Диаметр наклонного сверления 16 равен 1-2 мм. Наклонное сверление 16 сообщает гнездо проверки на герметичность 14 с внутренней полостью корпуса 1. В гнездо проверки на герметичность 14 установлена пробка 17, имеющая длину, достаточную для перекрытия наклонного сверления 16 (см. фиг.3, 5). При установленной пробке 17 отсутствует прямое сообщение гнезда проверки на герметичность 14 с внутренней полостью корпуса 1. Пробка 17 имеет сквозной продольный канал забора давления 18. В пробке 17 со стороны наружного торца установлены один или несколько датчиков замера параметров газа 19. В качестве датчиков замера параметров газа 19 могут использоваться датчики давления, датчики пульсации давления. Вследствие того, что пробка 17 является последним замыкающим (т.е. не подлежащим проверке) звеном, устанавливаемым после проверки собранного двигателя на герметичность, гнездо проверки на герметичность 14 снабжено дублирующими друг друга узлами герметизации 20. Сборка “пробка 17 - датчик замера параметров газа 19” подлежит автономной проверке на герметичность перед ее установкой в двигатель (гнездо проверки на герметичность 14). Наружная боковая поверхность крышки 3 образована конусом 21 с тремя сегментными срезами 22, а со стороны сегментных срезов 22 выполнены облегчающие выборки 23 (см. фиг.4). В центре наружного торца крышки с целью облегчения выполнено глухое отверстие 24. Крышка 3 в корпусе 1 зафиксирована разжимным кольцом 25, входящим в кольцевую проточку, выполненную на внутренней цилиндрической поверхности горловины 2.The housing of the solid propellant rocket motor consists of a housing 1 having a neck 2 with a lid 3 placed therein (see FIG. 1). At the inner end of the lid 3, an igniter is installed, comprising a rigid casing 4, pieces of pyrotechnic composition 5 and a powder amplifier 6 (see Figs. 3, 5). In the rigid body 4 there are made supply openings 7 closed by membranes 8. The outer end of the lid 3 is formed by three planes 9 (see Fig. 4), the normals of which are rotated relative to the axis of the lid by a certain angle (for example, 15 °). Normal to the two planes 9 are made nests 10 into which the squibs are mounted 11. A collector 12 is made on the inner end of the lid 3 under the installed igniter (rigid casing 4). Sockets 10 are connected to the collector 12 and the hard casing 4 by afterburning holes 13. Normal to the third plane 9 is a leak test socket 14, which has a channel 15 with a thread cut into it. Channel 15 enters the manifold 12, reporting the leak test socket 14 with the collector 12 and the rigid housing 4. On the side of the inner end of the cover 3, inclined drilling 16 is made, extending into channel 15. The diameter of inclined drilling 16 is 1-2 mm. The inclined drilling 16 communicates the tightness test socket 14 with the internal cavity of the housing 1. A tightness 17 is installed in the tightness test socket 14, having a length sufficient to overlap the inclined drilling 16 (see FIGS. 3, 5). When the plug 17 is installed, there is no direct communication of the leak test socket 14 with the internal cavity of the housing 1. The plug 17 has a through longitudinal channel for pressure sampling 18. In the plug 17, one or more sensors for measuring gas parameters 19 are installed on the outer end side. As sensors for measuring parameters gas 19 can be used pressure sensors, pressure pulsation sensors. Due to the fact that plug 17 is the last closing (i.e., not subject to inspection) link, which is installed after checking the assembled engine for leaks, the leak test jack 14 is equipped with duplicate sealing units 20. Assembly “plug 17 is a gas measurement sensor 19 ”is subject to autonomous leak testing before installing it in the engine (leak test socket 14). The outer side surface of the lid 3 is formed by a cone 21 with three segmented slices 22, and on the side of the segmented slices 22 facilitating samples 23 are made (see Fig. 4). In order to facilitate the center of the outer end face of the lid, a blind hole is made 24. The lid 3 in the housing 1 is fixed by an expandable ring 25 included in an annular groove made on the inner cylindrical surface of the neck 2.

Устройство работает следующим образом. Собранный РДТТ с установленными пиропатронами 11 и открытым гнездом проверки на герметичность 14 проверяется на герметичность подачей во внутренние полости двигателя испытательного давления через гнездо 14. Длина штуцера проверочного оборудования выполняется с учетом того, чтобы штуцер не перекрывал наклонное сверление 16. Это обеспечивает одновременный наддув как полостей крышки 3 с установленными в нее пиропатронами 11, так и всей внутренней полости двигателя до сопловой заглушки (т.е. обеспечивает надежность проверки на герметичность всех стыков корпуса РДТТ). После проверки на герметичность в гнездо проверки на герметичность 14 устанавливается предварительно проверенная на герметичность сборка “пробка 17 - датчик замера параметров газа 19”. Двигатель готов к работе. При команде на запуск двигателя подается импульс тока одновременно на оба пиропатрона 11, установленных на двигателе. Инициирование воспламенителя может происходить при срабатывании или одного из двух пиропатронов, или сразу двух. Форс пламени от пиропатронов 11 через форсажные отверстия 13 и коллектор 12 воспламеняет пороховой усилитель 6 и шашки пиротехнического состава 5. При этом происходит прорыв мембран 8 и продукты сгорания пиротехнического состава истекают через расходные отверстия 7 в полость корпуса 1, обеспечивая воспламенение находящегося в нем заряда и запуск РДТТ. Температура продуктов сгорания пиропатронов 11 и шашек пиротехнического состава 5 значительно меньше температуры продуктов сгорания основного заряда РДТТ. Существенного теплового воздействия на датчики замера параметров газа 19 при срабатывании пиропатронов 11 и воспламенителя не происходит. После срабатывания воспламенителя его пустой жесткий корпус 4 экранирует коллектор 12 и чувствительную мембрану датчика замера параметров газа 19 от тепловых потоков со стороны горячих газов камеры сгорания, одновременно обеспечивая газосвязь внутренней полости корпуса 1 с коллектором 12 через расходные отверстия 7. Это обеспечивает благоприятные условия работы датчика замера параметров газа 19. Циркуляции горячего газа через наклонное сверление 16 не происходит, т.к. это отверстие со стороны канала 15 перекрыто пробкой 17.The device operates as follows. The assembled solid propellant rocket motor with mounted igniter 11 and an open tightness test socket 14 is checked for leaks by applying test pressure to the internal cavities of the engine through socket 14. The length of the test equipment nozzle is made so that the nozzle does not overlap the inclined drilling 16. This ensures simultaneous pressurization of both cavities the cover 3 with the pyro-cartridges 11 installed in it, and the entire internal cavity of the engine to the nozzle plug (i.e., it ensures the reliability of the tightness check in sext joints of the solid propellant corps). After checking for leaks, the assembly “plug 17 - gas measurement gauge 19”, previously checked for leaks, is installed in the tightness test socket 14. The engine is ready to go. When the command to start the engine, a current pulse is applied simultaneously to both igniter 11 mounted on the engine. The initiation of an igniter can occur when either one of the two squibs is triggered, or two at once. The force of the flame from the squibs 11 through the afterburner openings 13 and the collector 12 ignites the powder amplifier 6 and the pieces of the pyrotechnic composition 5. In this case, the membranes 8 break through and the combustion products of the pyrotechnic composition expire through the supply openings 7 into the cavity of the housing 1, providing ignition of the charge in it and launch of solid propellant rocket engine. The temperature of the combustion products of the pyro cartridge 11 and the pieces of the pyrotechnic composition 5 is much lower than the temperature of the combustion products of the main solid propellant charge. Significant thermal effects on the sensors measuring the parameters of the gas 19 when triggered by the igniter 11 and the igniter does not occur. After the igniter is activated, its empty rigid casing 4 shields the collector 12 and the sensitive membrane of the gas parameter meter 19 from heat flows from the hot gases of the combustion chamber, while simultaneously providing gas connection between the internal cavity of the housing 1 and the collector 12 through the supply openings 7. This ensures favorable conditions for the sensor to work measuring gas parameters 19. Hot gas circulation through inclined drilling 16 does not occur, because this hole on the side of the channel 15 is blocked by a plug 17.

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения по сравнению с прототипом, в качестве которого выбрана крышка корпуса РДТТ в сборе [рис.2.53, стр.123. Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе / Под общ. ред. чл. корр. Российской академии наук, д-ра техн. наук, проф. Л.Н.Лаврова - М.: Машиностроение, 1993. - 215 с., ил.], заключается в уменьшении габаритов и массы корпуса РДТТ при увеличении его надежности.Feasibility study of the invention in comparison with the prototype, which is selected as the cover of the solid rocket motor assembly [Fig.2.53, p.123. Designs of solid propellant rocket engines / Ed. ed. tsp correspondent Russian Academy of Sciences, Dr. tech. sciences, prof. LN Lavrova - M .: Mashinostroenie, 1993. - 215 p., Ill.], Consists in reducing the dimensions and mass of the solid propellant rocket hull with increasing its reliability.

Claims

1. The housing of a rocket engine of solid fuel with a cover, on the inner end of which there is an igniter formed by a rigid body with consumable openings, closed membranes, in which the pieces of the pyrotechnic composition are placed, and on the outer end of the cover are installed in sockets connected to the rigid body with afterburner openings, one or two squibs, in addition, on the outer end of the lid is installed a plug in the tightness test socket, characterized in that the outer end of the lid is formed by three planes, the norm which are rotated relative to the axis of the lid by a certain angle (for example, 15 °), and the tightness test socket and pyro cartridge sockets are made normal to the indicated planes, while the tightness test socket is communicated with the cavity of the rigid igniter body by a channel, and from the side of the inner end of the cover, an inclined drilling is made, which extends into this channel, in addition, the plug has a length sufficient to overlap the inclined drilling.

2. The housing of the rocket engine of solid fuel according to claim 1, characterized in that the cover in the housing is fixed by an expanding ring.

3. The housing of a solid fuel rocket engine according to claim 1, characterized in that the plug installed in the leak test socket has a through longitudinal pressure sampling channel and one or more sensors for measuring gas parameters (pressure, pressure pulsation) are installed in it.

4. The housing of a solid fuel rocket engine according to claim 1, characterized in that the outer side surface of the lid is formed by a cone with three segment slices, and on the side of the segment slices facilitating samples are made, in addition, a blind hole is made in the center of the outer end of the cap.