Исследование свойств воспламенителей, используемых в моделях твердотопливных двигателей Текст научной статьи по специальности «Химические технологии»

Решетневскуе чтения. 2018

УДК 629.7

ИССЛЕДОВАНИЕ СВОЙСТВ ВОСПЛАМЕНИТЕЛЕЙ, ИСПОЛЬЗУЕМЫХ В МОДЕЛЯХ ТВЕРДОТОПЛИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

В. А. Финк, Т. А. Чагай, В. В. Кольга

Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31

E-mail: infikrinika@mail.ru

Проанализированы оптимальные характеристики воспламенительного состава, используемого для поджигания топливной шашки модельного ракетного двигателя, и на основе этого анализа учтены особенности его изготовления, нанесения и плотности забивки в канал.

Ключевые слова: РДТТ, модели ракет, воспламенители.

INVESTIGATION OF IGNITER USED IN THE MODEL OF SOLID FUEL ENGINES

V. A. Fink, T. A. Chagai, V. V. Kolga

Reshetnev Siberian State University of Science and Technology 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation Е-mail: infikrinika@mail.ru

This article analyzes the optimal characteristics of the igniter composition used to ignite the fuel rocket of the model rocket engine and based on this analysis the features of its manufacturing, application and density of piling into the channel are taken into account.

Keywords: solid-propellant rocket, missile models, igniters.

топлива, тем большее давление создается в камере сгорания, следовательно, больше скорость истечения газов в атмосферу из сопла и, следовательно, больше тяга. Как итог, по средствам использования воспламенителя мы получаем большую скорость модели ракеты в полете, что является одним из важнейших показателей эффективности работы не только двигателя, но и модели в целом.

На 1 см2 бинта требуется около 0,1 г. исходного сухого состава ВВС-1. Для его изготовления использовались нитрат калия, древесный уголь, сорбит, окись железа в соотношении 75-15-5-5 [2]. В состав ВВС-1, как и в состав самого топлива, также входят нитрат калия и сорбит. И если наличие нитрата калия чаще всего является необходимым, то наличие сорбита наблюдается в немногочисленных воспламени-тельных составах.

К примеру, в воспламенительном составе, условно получившем название ВВС-3, сорбит отсутствует [3-4]. При этом ВВС-3, главными компонентами которого являются нитрат калия и алюминий, показал себя хуже, чем ВВС-1. В основном это было обусловлено неоднородностью состава, а соответственно трудностями при его равномерном нанесении на поверхность бинта, а также большим по сравнению с ВВС-1 временем прогорания внутри канала. Из этого был сделан вывод о том, что схожесть состава воспламенителя и топливной шашки обеспечивает наибольшую однородность среды, за счет чего процесс прогорания воспламенителя достаточно сокращается.

Испытуемый образец воспламенительного состава, называемый часто ВВС-1 используется для поджигания топливной шашки модельного ракетного двигателя (см. рисунок).

Схема модельного ракетного двигателя: 1 - сопло; 2 - канал топливной шашки; 3 - шашка; 4 - корпус;

5 - вышибной заряд; 6 - дно

Сама топливная шашка представляет собой цилиндр со сквозным отверстием (каналом) и состоит из «карамельного» топлива, главными компонентами которого являются сорбит, получаемый путем гидрирования глюкозы, а также нитрат калия [1].

Наличие канала и использование воспламенитель-ного состава, а не непосредственное поджигание топливной шашки, обусловлено охватом большей площади горения топлива. Чем больше площадь горения

Проектирование и производство летательных аппаратов, космические исследования и проекты

Также немаловажным фактором является количество слоев бинта, на которые наносится исходный образец (а как следствие, и разная плотность нанесения). В ходе опытов было выяснено, что наибольшей скоростью прогорания в канале обладал образец, нанесенный на наименьшее количество слоев бинта. Это объясняется тем, что при использовании наименьшего количества слоев бинта, а соответственно и наименьшего требуемого количества состава, распределение на бинте происходит равномернее: под этим подразумевается отсутствие скоплений воспламенителя на определенных участках, а также то, что не происходит растрескивания состава при деформациях образца.

При этом стоит уделять отдельное внимание плотности забивки воспламенителя в канал. Плотность забивки в канал может регулироваться либо разным размером использованных полосок нанесенного на бинт воспламенительного состава, либо разным количеством этих полосок: разницы между двумя этими вариантами нет, за исключением того, что при высокой плотности забивки трамбовать несколько полосок сложнее, чем одну, но большего размера. Количество же или размер полосок определяется необходимой для воспламенения канала массой образца. При эксперименте плотность забивки была условно классифицирована как низкая, средняя и высокая. Под низкой плотностью в рамках проводимых опытов понимается использование при трамбовке 2 г в канал диаметром 7 мм и высотой 100 мм, нанесенного на бинт состава. Под средней - 5 г состава, под высокой - 7 г состава.

Исходя из наблюдений, было выяснено, что наименьшее время прогорания состав имеет при средней плотности забивки. Результаты эксперимента приведены в таблице.

По истечению опытов был сделан вывод, что при средней плотности забивки воспламенитель разгорается наиболее равномерно, так как количество воздуха в этом случае оптимально, но при этом количество исходного образца достаточно для того, чтобы состав не прекращал гореть на определенных участках. Таким образом, при средней плотности забивки найден баланс между количеством воздуха и количеством

образца, который обеспечивает наибольшую скорость прогорания топливной шашки.

Результаты эксперимента

Количество Плотность Время

слоев бинта забивки, г/см3 прогорания, c

2 8

2 5 6

7 11

4 2 9

4 5 8

7 14

2 11

6 5 9

7 16

Библиографические ссылки

1. Виницкий А. М. Ракетные двигатели на твердом топливе. М. : Машиностроение, 1973. С. 19-20.

2. Алемасов В. Е., Дрегалин А. Ф., Тишин А. П. Теория ракетных двигателей. М. : Машиностроение, 1980. С. 389-398.

3. Баррер М., Жомотт А., Вебек Б. Ф., Ванден-керкхов Ж. Ракетные двигатели. М. : Оборонгиз, 1962. 141 с.

4. Присняков В. Ф. Динамика ракетных двигателей твердого топлива : учеб. пособие для вузов. М. : Машиностроение, 1984. 248 с.

References

1. Vinitsky A. M. Rocket propellants with solid fuel. M. : Mechanical Engineering, 1973. Р. 19-20.

2. Alemasov V. Ye., Dregalin A., A., Tishin A. Theory of rocket engines. M. : Mechanical Engineering, 1980. P. 389-398.

3. Barrer M., Zhomotte A., Webek B. F., Vanden-Kerkkhov G. Missile engines. M. : Oborongiz, 1962. 141 p.

4. Prisnyakov V. F. Dynamics of rocket engines of solid fuel: Proc. manual for universities. M .: Mechanical Engineering, 1984. 248 p.

© Финк В. А., Чагай Т. А., Кольга В. В., 2018