Способ и устройство для испытаний ракетного двигателя твердого топлива

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к испытаниям ракетных двигателей твердого топлива. Способ испытаний ракетного двигателя твердого топлива включает установку снаряженного двигателя на основание с упором в жесткую стенку, запуск, измерение параметров работы и определение работоспособности корпуса двигателя. После запуска двигателя производят частичное или полное перекрытие критического сечения его сопла, приводящее к разрушению корпуса двигателя. В процессе измерений регистрируют величины давления продуктов сгорания топлива в камере двигателя перед полным или частичным перекрытием критического сечения сопла и давления, при котором произошло разрушение корпуса, по которым определяют коэффициент запаса прочности корпуса двигателя. Устройство для испытания ракетного двигателя содержит основание, жесткую стенку и глухой телескопический ствол. Телескопический ствол установлен на основание соосно ракетному двигателю с возможностью выдвижения подвижной части ствола в сопло ракетного двигателя. На переднем торце подвижной части ствола закреплена заглушка, в его полости со стороны закрытого торца размещен пороховой заряд, а на закрытом торце установлен пиропатрон. Изобретения позволяют повысить точность определения коэффициента запаса прочности ракетного двигателя. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к испытаниям и испытательной технике. Преимущественная область применения - испытания ракетных двигателей твердого топлива.

Ракетные двигатели твердого топлива в процессе создания и серийного производства подвергаются различным испытаниям, целью которых является подтверждение их работоспособности в условиях применения.

Известны способ и устройство для гидроиспытаний ракетного двигателя твердого топлива (см. книгу В.И.Феодосьева и Г.Б.Синярева «Введение в ракетную технику», Оборонгиз, 1960, стр.487), при проведении которых неснаряженный двигатель (т.е. без топлива) с заглушкой вместо сопла нагружают внутренним давлением жидкости. В процессе гидроиспытаний давление плавно повышают до уровня, превышающего на заданную величину максимальное эксплуатационное давление, которое поддерживают определенное время. После этого давление стравливают и производят дефектацию двигателя.

Недостатком способа и устройства для гидроиспытаний ракетного двигателя твердого топлива на прочность является несоответствие реализуемого при их проведении темпа нагружения испытываемого корпуса двигателя реальному темпу его нагружения, а также отсутствие прогрева корпуса двигателя, имеющего место при сгорании в нем ракетного топлива и снижающего его механические характеристики.

Наиболее близкими к предлагаемому техническому решению являются выбранные в качестве прототипа способ и устройство для огневых стендовых испытаний (ОСИ) ракетных двигателей твердого топлива (см. там же). В таких испытаниях снаряженный двигатель (т.е. с топливом) устанавливают на стенд, содержащий основание с жесткой стенкой. При этом его лобовую часть через датчик силы (датчик тяги) упирают в жесткую стенку. Двигатель запускают от наземного источника электрического тока. В процессе его работы измеряют давление продуктов сгорания топлива в его камере, тягу и другие параметры.

По результатам ОСИ проверяют соответствие измеренных внутрибаллистических характеристик, в первую очередь давления в камере и тяги, требованиям документации, а также работоспособность корпуса двигателя при механическом и тепловом воздействии на него продуктов сгорания топлива.

Недостатком способа и устройства для огневых стендовых испытаний ракетного двигателя твердого топлива является невозможность определения по их результатам запаса прочности корпуса двигателя.

Решаемой технической задачей является создание способа и устройства для испытаний ракетного двигателя твердого топлива в условиях, максимально приближенных к условиям его применения.

Ожидаемый технический результат при применении заявляемых способа и устройства для испытаний заключается в определении реального коэффициента запаса прочности корпуса ракетного двигателя твердого топлива, что позволяет впоследствии повысить надежность работы двигателя.

Технический результат достигается за счет испытаний ракетного двигателя твердого топлива по заявляемому способу, включающему установку снаряженного двигателя на основание с упором его лобовой части в жесткую стенку, запуск, измерение параметров работы двигателя и определение с их использованием работоспособности корпуса двигателя при механическом и тепловом воздействии продуктов сгорания топлива. В отличие от прототипа в заданный момент времени после запуска двигателя, в том числе непосредственно перед окончанием горения твердого топлива частично или полностью перекрывают критическое сечение его сопла, что приводит к повышению давления в камере и разрушению корпуса, при этом фиксируют величины давления продуктов сгорания топлива в камере двигателя перед полным или частичным перекрытием критического сечения сопла и давления, при котором произошло разрушение корпуса. По этим величинам определяют коэффициент запаса прочности корпуса ракетного двигателя твердого топлива.

Технический результат достигается при реализации заявляемого способа на заявляемом устройстве для испытаний ракетного двигателя твердого топлива, содержащем основание и жесткую стенку для упора в нее лобовой части двигателя. В отличие от прототипа устройство дополнительно снабжено глухим телескопическим стволом, устанавливаемым на основании соосно ракетному двигателю с возможностью выдвижения его подвижной части в сопло двигателя, причем на переднем торце подвижной части ствола установлена профилированная заглушка для перекрытия сопла, в его полости размещен пороховой заряд, а на закрытом торце неподвижной части ствола установлен пиропатрон.

Оснащение устройства для испытаний глухим телескопическим стволом, установленным на основании соосно ракетному двигателю с возможностью выдвижения его подвижной части с заглушкой в сопло ракетного двигателя, позволяет полностью или частично перекрывать критическое сечение сопла ракетного двигателя. Полное или частичное перекрывание критического сечения сопла ракетного двигателя после его запуска позволяет в заданный момент времени, в том числе непосредственно перед окончанием горения топлива увеличить давление в камере двигателя до величины, при которой его корпус в наиболее слабом месте разрушается. По величинам давления, при котором произошло разрушение, и давления, зарегистрированного в момент времени, предшествовавший перекрытию сопла, определяют величину коэффициента запаса прочности корпуса двигателя, на основании которой судят о работоспособности корпуса при механическом и тепловом воздействии продуктов сгорания топлива.

Изобретение поясняется фигурой, на которой схематически изображено устройство для испытания ракетного двигателя.

Устройство для испытаний ракетного двигателя твердого топлива 1 содержит жесткую стенку 2, рельсовое основание 3 для установки на нем при помощи скользящих опор (башмаков) 4 ракетного двигателя. Глухой телескопический ствол 5 установлен на рельсовое основание 3 при помощи неподвижной опоры 6 соосно ракетному двигателю твердого топлива 1 с возможностью выдвижения его подвижной части 7 в сопло 8. На переднем торце подвижной части 7 ствола 5 закреплена профилированная заглушка 9 для перекрытия сопла, в его полости размещен пороховой заряд 10, а на закрытом торце неподвижной части ствола 5 установлен пиропатрон 11.

Заявляемый способ испытания ракетного двигателя твердого топлива осуществляется при работе устройства следующим образом.

Снаряженный ракетный двигатель твердого топлива 1 устанавливают на рельсовое основание 3 с упором его лобовой части в жесткую стенку 2. Телескопический ствол 5 устанавливают на основании 3 соосно ракетному двигателю 1 с возможностью выдвижения подвижной части 7 в сопло 8. Запускают ракетный двигатель 1. В заданный момент времени подают напряжение на пиропатрон 11, тем самым воспламеняя пороховой заряд 10, продукты горения которого заполняют полость телескопического ствола 5 и толкают его подвижную часть 7 в сторону сопла 8, преодолевая воздействие скоростного напора газовой струи работающего двигателя 1. Закрепленная на переднем торце подвижной части 7 ствола 5 заглушка 9, вдвигаясь в сопло 8, частично или полностью перекрывает его критическое сечение, вследствие чего давление в двигателе 1 возрастает до тех пор, пока корпус двигателя не разрушится в наиболее слабом месте. В процессе работы двигателя 1 измеряют величины давления продуктов сгорания топлива в его камере в момент времени, предшествующий перекрытию (частичному или полному) критического сечения сопла, в том числе непосредственно перед окончанием горения топлива, и давления, при котором произошло разрушение корпуса двигателя. По этим величинам определяют коэффициент запаса прочности корпуса двигателя, на основании которого судят о работоспособности корпуса ракетного двигателя твердого топлива при механическом и тепловом воздействии продуктов сгорания топлива.

Таким образом, заявляемые способ и устройство для испытания ракетного двигателя твердого топлива позволяют определить реальный коэффициент запаса прочности корпуса двигателя в условиях, максимально приближенных к условиям его применения.

1. Способ испытаний ракетного двигателя твердого топлива, включающий установку снаряженного двигателя на основание с упором его лобовой части в жесткую стенку, запуск, измерение параметров работы и определение с их использованием работоспособности корпуса двигателя при механическом и тепловом воздействии продуктов сгорания топлива, отличающийся тем, что в заданный момент времени после запуска двигателя производят частичное или полное перекрытие критического сечения его сопла, приводящее к разрушению корпуса двигателя, при этом в процессе измерений регистрируют величины давления продуктов сгорания топлива в камере двигателя перед полным или частичным перекрытием критического сечения сопла и давления, при котором произошло разрушение корпуса, по которым определяют коэффициент запаса прочности корпуса двигателя.

2. Устройство для испытания ракетного двигателя, содержащее основание, жесткую стенку для упора в нее лобовой части двигателя, отличающееся тем, что дополнительно оснащено глухим телескопическим стволом, устанавливаемым на основание соосно ракетному двигателю с возможностью выдвижения подвижной части ствола в сопло ракетного двигателя, причем на переднем торце подвижной части ствола закреплена заглушка для сопла, в его полости со стороны закрытого торца размещен пороховой заряд, а на закрытом торце установлен пиропатрон.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ). .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке конструкций стендов для наземной отработки герметизирующих сопловых заглушек.

Изобретение относится к ракетной технике, более конкретно к воспламенительным устройствам твердых ракетных топлив и способам воспламенения для малых модельных установок и стендовых испытаний.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу ускоренного климатического испытания заряда твердого ракетного топлива в составе герметичного ракетного двигателя.

Изобретение относится к испытательной технике и, в частности, к испытанию камер сгорания и газогенераторов жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с целью оценки высокочастотной устойчивости процесса горения.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для определения скорости горения твердого ракетного топлива. .

Изобретение относится к области испытаний вооружения, а конкретно к способам и устройствам стендовых испытаний энергетических узлов, содержащих пиротехнические и/или пороховые составы, твердые ракетные топлива.

Изобретение относится к области моделирования натурных условий работы элементов конструкции механизмов, характеризующихся кратковременностью (0,5÷1,0 с) газотермодинамического высокотемпературного (~2000 К) воздействия при скорости газового обтекания 250÷600 м/с и давлении 5÷20 ата.

Изобретение относится к способам функционального контроля и диагностирования состояния при испытаниях сложных пневмогидравлических объектов, например жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для экспериментальной отработки при создании и модернизации маршевых однокамерных и многокамерных установок, в частности для имитации высотных условий при огневых испытаниях жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с соплами больших степеней расширения.

Изобретение относится к стендам огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей, в частности к стендам, на которых производят огневые испытания жидкостных ракетных двигателей меньшей мощности, чем стенд большой мощности относительно расчетной для газодинамической трубы

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при стендовых испытаниях жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) и других энергоустановок с криогенными компонентами топлива

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в ракетных двигателях с раздвижными соплами для определения времени выдвижения насадка в рабочее положение

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для экспериментальной отработки при создании и модернизации маршевых однокамерных и многокамерных установок, в частности для имитации высотных условий при огневых испытаниях жидкостных ракетных двигателей с соплами больших степеней расширения

Изобретение относится к области испытательной техники, а более конкретно к области исследования границ устойчивости к поперечным высокочастотным колебаниям давления в модельных камерах сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) применительно к смесительным головкам с натурными двухкомпонентными форсунками, и может быть использовано при разработке и создании ЖРД

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к способам оценки безопасности пуска авиационных ракет с ракетным двигателем твердого топлива из-под фюзеляжа самолета-носителя
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения

Изобретение относится к области ракетной и измерительной техники и может быть использовано для гашения ракетных двигателей твердого топлива при отработке и наземных испытаниях

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных двигателей, раздвижные сопла которых имеют несколько выдвигаемых насадков

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ)

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к испытаниям ракетных двигателей твердого топлива

Наверх