Способ экспериментальной оценки безопасности пуска авиационной ракеты с вкладным зарядом твердого топлива



Способ экспериментальной оценки безопасности пуска авиационной ракеты с вкладным зарядом твердого топлива
Способ экспериментальной оценки безопасности пуска авиационной ракеты с вкладным зарядом твердого топлива

 


Владельцы патента RU 2472963:

Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" (RU)

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. При экспериментальной оценке безопасности пуска авиационной ракеты с вкладным зарядом твердого топлива сначала проводят летное испытание ракеты с наземной пусковой установки в условиях полигона с подбором частиц несгоревшего топлива - дегрессивных остатков на протяжении активного участка полета ракеты. Сортируют частицы по массе, после чего метают дегрессивные частицы топлива в воздухозаборник закрепленного на стенде авиационного двигателя, работающего в режиме реального полета самолета. Производят измерение глубины забоин на лопатках колес компрессора авиационного двигателя, оценивают их величины и назначают в технической документации на заряд допустимые нормы по массе дегрессивных частиц топлива. Изобретение позволяет определить допустимую массу выбрасываемых из ракетного двигателя частиц заряда твердого ракетного топлива. 2 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при экспериментальной оценке безопасности пуска авиационных ракет (АР).

Ракеты, оснащенные ракетным двигателем твердого топлива (РДТТ), широко распространены в современной технике. См. «Теория ракетного двигателя на твердом ракетном топливе» (Я.М.Шапиро, Г.Ю.Мазинг, Н.Е.Прудников, М., 1966). При этом одним из главных требований, предъявляемых к РДТТ авиационных ракет, является их совместимость с силовой установкой авиационного двигателя (АД) самолета-носителя, в том числе с допустимой массой твердых частиц - дегрессивных остатков (ДО) топлива заряда, метаемых из камеры сгорания двигателя ракет в конце работы (выхлоп).

Для неуправляемых авиационных ракет залпового огня (калибром ~ 80 мм) применяют в основном канальные конструкции зарядов ТРТ всестороннего горения на баллиститной основе (вкладного типа). Такие заряды (патент RU 2178092 от 10.01.2002 г.) проще по конструкции и экономичнее в изготовлении по сравнению с зарядами из смесевого твердого ракетного топлива (СТТ), прочно скрепленных с камерой сгорания ракетного двигателя.

Однако вкладные заряды на баллиститной основе обладают такими недостатками, как выброс твердых частиц в конце работы («выхлоп»).

Технической задачей изобретения является разработка способа экспериментальной оценки безопасности пуска авиационных ракет с вкладным зарядом твердого ракетного топлива, что позволяет определять безопасность отработки как ракет, РДТТ, так и авиационного двигателя.

Технический результат изобретения заключается в способе экспериментальной оценки безопасности пуска авиационных ракет, оснащенных РДТТ с вкладным зарядом твердого ракетного топлива, включающий летное испытание ракеты с наземной пусковой установки в условиях полигона, подбор частиц несгоревшего топлива заряда на протяжении активного участка траектории полета ракеты (Фиг.1), сортировку частиц по массе и последующее метание нормированных частиц топлива заряда в воздухозаборник закрепленного на стенде авиационного двигателя (Фиг.2), работающего в режиме реального полета самолета, после чего производят измерение глубины забоин на лопатках турбинных колес компрессора авиационного двигателя, оценивают их допустимые величины расчетным путем и назначают в технической документации на заряд ТРТ допустимые нормы по массе выбрасываемых частиц из РДТТ.

Сущность патентуемого изобретения заключается в фактической экспериментальной оценке массы выбрасываемых реальных частиц ТРТ заряда в процессе полета ракеты и оценки их прямого действия на работоспособность АД, что позволяет установить допустимые нормы выброса частиц топлива заряда из РДТТ авиационной ракеты.

Патентуемое изобретение поясняется на фигурах:

Фиг.1 - схема подбора дегрессивных остатков заряда ТРТ ракеты:

1 - пусковая установка;

2 - ракета;

3 - дегрессивные частицы заряда ТРТ;

4 - брезентовые полотнища.

Фиг.2 - схема метания дегрессивных остатков заряда ТРТ в компрессор АД:

5 - емкость с нормированными ДО топлива заряда;

6 - заслонка;

7 - лопатки турбокомпрессора АД;

8 - АД.

Патентуемый способ реализуется в следующем виде (Фиг.1): заряд ТРТ снаряжают в РДТТ ракеты (2), ракету устанавливают в наземную пусковую установку (1) (аналог пускового блока самолета-носителя), осуществляют пуск ракеты (2), после чего подбирают на заранее выстланных брезентовых полотнищах (4) дегрессивные остатки (ДО) (частицы) ТРТ (3), сортируют (нормируют) их по массе и с учетом нормированности частиц осуществляют (Фиг.2) их вброс из емкости (5) за счет открытия заслонки (6) при работающем АД на лопатки турбинных колес (7) компрессора АД (поз. 8), закрепленного на стенде и работающего в условиях реального режима при полете самолета. После чего устанавливают допустимую (максимальную) массу отдельных частиц (ДО) заряда для конкретного типа АД самолета.

В процессе проведения экспериментов установлено, что допустимая максимальная масса выбрасываемых отдельных частиц (дегрессивных остатков заряда из баллиститного топлива) находится в пределах 1,3…2,0 г в зависимости от типа АД самолета-носителя ракет.

Положительный результат изобретения - повышение безопасности пуска ракет из-под фюзеляжа самолета-носителя за счет обоснованного назначения допустимой массы выбрасываемых из ракетного двигателя дегрессивных частиц заряда твердого ракетного топлива с обеспечением нормированных частиц требуемой конструкцией заряда.

Способ экспериментальной оценки безопасности пуска авиационной ракеты с вкладным зарядом твердого топлива, включающий летное испытание ракеты с наземной пусковой установки в условиях полигона, подбор частиц несгоревшего топлива - дегрессивных остатков на протяжении активного участка полета ракеты, сортировку частиц по массе и последующее метание дегрессивных частиц топлива в воздухозаборник закрепленного на стенде авиационного двигателя, работающего в режиме реального полета самолета, после чего производят измерение глубины забоин на лопатках турбинных колес компрессора авиационного двигателя, оценивают их величины и назначают в технической документации на заряд допустимые нормы по массе дегрессивных частиц топлива.



 

Похожие патенты:

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

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 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 ракетной технике, а именно к испытаниям ракетных двигателей твердого топлива. .

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 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 и может быть использовано при наземной огневой отработке раздвижного сопла высотного ракетного двигателя

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано для определения погрешностей изготовления корпуса ракетного двигателя по геометрическим параметрам

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к высотным испытаниям крупногабаритного РДТТ

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ моделирования процесса газификации остатков жидкого компонента ракетного топлива в баках отделяющихся частей ступени ракет-носителей, основанном на введении в экспериментальную установку теплоносителя, обеспечении условий взаимодействия в зоне контакта теплоносителя с поверхностью жидкого газифицируемого компонента ракетного топлива, проведении измерений температуры, давления в различных точках экспериментальной установки, при этом перед подачей теплоносителя осуществляют понижение давления в экспериментальной установке до 0,01 МПа через электропневмоклапан. Рассмотрено устройство для моделирования процесса газификации остатков жидкого компонента ракетного топлива в баках отделяющейся части ступени ракеты-носителя, включающее в свой состав экспериментальную установку в виде модельного бака, содержащего поддон для жидкого компонента ракетного топлива, датчики температуры, давления, входной и выходной патрубки, при этом экспериментальная установка имеет в своем составе вакуумную камеру для создания пониженного абсолютного давления до 0,01 МПа с управляемым электропневмоклапаном и газоанализатор для определения процентного содержания газифицированных компонентов ракетного топлива. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

При определении скорости горения твердого ракетного топлива монтируют и сжигают стержневой образец твердого ракетного топлива с запальным проводником в камере сгорания, имеющей систему регистрации давления, а также вентили подачи и сброса давления. Перед монтажом измеряют длину небронированного образца, бронируют его, после чего выполняют на открытом торце бронированного образца пропил, перпендикулярный этому торцу, глубиной 5…8% от длины образца и измеряют глубину пропила. После монтажа образца вместе с гермовыводом в камере сгорания образец поджигают и поддерживают давление в камере сгорания на уровне заданного давления, сбрасывая избыточное в течение времени сброса давления, определяемого соотношением, защищаемым настоящим изобретением. Затем закрывают этот вентиль и после достижения максимального давления в момент времени, соответствующий окончанию горения образца, снова открывают вентиль сброса. После этого определяют среднее давление и скорость горения твердого ракетного топлива на контрольном участке горения образца по соотношениям, защищаемым настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить точность определения скорости горения твердого ракетного топлива. 3 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано для измерения зазора между раструбом и арматурой сопла ракетного двигателя, имеющих конический или криволинейный профиль сопрягаемых через клеевой состав поверхностей. Сущность изобретения заключается в следующем. При измерении зазора арматуру базируют на объемном калибре в виде полого тела вращения. Наружный профиль калибра имитирует максимальный профиль раструба. Не менее чем в двух радиальных сечениях равномерно по окружности со стороны внутренней полости калибра расположены не менее чем по четыре втулки со сквозными отверстиями. Оси втулок перпендикулярны наружному профилю калибра, а один из торцов совпадает с наружным профилем калибра. В отверстия втулок последовательно со стороны внутренней полости калибра заводят измерительный наконечник индикатора часового типа, предварительно настроенного на начальное показание и снабженного ограничителем. Упирают торец ограничителя индикатора в торец втулки калибра при одновременном касании измерительным наконечником индикатора внутренней поверхности арматуры. После чего фиксируют показание индикатора и определяют величину зазора между раструбом и арматурой в данной точке профиля по формуле: δc=h0+a0-li-ai, где h0 - действительный размер настроечной меры, мм; li - действительная длина втулки калибра, мм; a0 - показание индикатора, настроенного на ноль; ai - показание индикатора, зафиксированное в процессе измерения. Использование изобретения позволит с высокой точностью измерить величину зазора между раструбом и арматурой сопла ракетного двигателя. При этом снижается трудоемкость операции измерения. 2 ил.
Наверх