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Thermally actuated rocket motor safety system.

机译:热驱动火箭发动机安全系统。

摘要

A thermally actuated rocket motor safety system has a fire temperature pyrotechnic sensor which ignites a gas generator (30) which drives piston (38) to the left. Firing pin (40) strikes the primer in transfer booster assembly (42). The transfer booster assembly transmits explosive energy through window (54) in now open block ring (50) to initiate charge (62) which lies adjacent the rocket motor case. This stresses the rocket motor case by producing a stress raising notch in the case wall. Subsequent grain burning opens the case to vent the rocket motor pressure. Inertia mass (70) slides to the right upon acceleration due to normal rocket motor firing and locks in the rightmost position by means of latch (82). In the locked position, inertia mass (70) prevents leftward motion of the firing pin (40).
机译:一种热激励火箭发动机安全系统,其具有烟火温度烟火传感器,该传感器点燃气体发生器(30),该气体发生器将活塞(38)向左驱动。撞针(40)撞到转印增强组件(42)中的底漆。传递增压器组件通过现在打开的挡圈(50)中的窗口(54)传递爆炸能量,以启动位于火箭发动机壳体附近的装药(62)。通过在壳体壁上产生应力缺口,从而对火箭发动机壳体施加应力。随后的谷物燃烧打开了外壳,以释放火箭发动机的压力。惯性质量块(70)在加速时会由于正常的火箭发动机点火而向右滑动,并通过闩锁(82)锁定在最右边的位置。在锁定位置,惯性质量(70)阻止撞针(40)向左运动。

著录项

  • 公开/公告号ES8703578A1

    专利类型

  • 公开/公告日1987-02-16

    原文格式PDF

  • 申请/专利权人 HUGHES AIRCRAFT COMPANY;

    申请/专利号ES19850542728

  • 发明设计人

    申请日1985-04-30

  • 分类号F02K9/38;

  • 国家 ES

  • 入库时间 2022-08-22 07:17:08

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