Способ испытаний раздвижного сопла ракетного двигателя в барокамере с газодинамической трубой и стендовое раздвижное сопло для его реализации



Способ испытаний раздвижного сопла ракетного двигателя в барокамере с газодинамической трубой и стендовое раздвижное сопло для его реализации
Способ испытаний раздвижного сопла ракетного двигателя в барокамере с газодинамической трубой и стендовое раздвижное сопло для его реализации

 


Владельцы патента RU 2482322:

Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при наземной огневой отработке раздвижного сопла высотного ракетного двигателя. При испытаниях раздвижного сопла ракетного двигателя в барокамере с газодинамической трубой выдвигают насадок сопла в газовый поток после выхода двигателя на режим. Затем на режиме спада давления в камере сгорания выводят насадок из газового потока в первоначальное положение. Другое изобретение относится к стендовому раздвижному соплу ракетного двигателя, содержащему неподвижный корпус, выдвигаемый насадок и фиксатор насадка в выдвинутом положении лепесткового типа. На неподвижном корпусе установлены гидроцилиндр и направляющее устройство, а лепестки фиксатора снабжены проушинами, через которые пропущен трос. Концы троса проходят через направляющее устройство и соединены со штоком гидроцилиндра. Изобретения позволяют повысить надежность испытаний за счет предохранения насадка сопла от разрушения в процессе испытаний. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при наземной огневой отработке раздвижного сопла высотного ракетного двигателя на смесевом твердом топливе.

Применение раздвижного сопла с выдвигаемым телескопическим насадком позволяет уменьшить габариты ракетного двигателя в составе ракеты, при этом достигается максимальная реализация энергетических характеристик смесевого твердого ракетного топлива за счет существенного увеличения степени расширения сопла после выдвижения насадка

Выдвижение насадка в газовый поток производят в начале работы ракетного двигателя, после выхода на режим, при этом в летных условиях облегчаются условия работы насадка путем исключения действия возмущений на насадок в период разделения ступеней ракеты и в процессе неустойчивой работы ракетного двигателя при выходе на режим.

Наземную огневую отработку параметров раздвижного сопла высокой степени расширения (минимальное усилие страгивания, требуемое время выдвижения насадка, надежная фиксация насадка в рабочем положении после выдвижения и др.) проводят в барокамере с газодинамической трубой, что позволяет имитировать высотные условия работы ракетного двигателя (в том числе обеспечить безотрывное истечение из сопла продуктов сгорания топлива за счет создания разрежения вокруг наружной поверхности сопла).

Известен способ испытаний раздвижного сопла ракетного двигателя в барокамере с газодинамической трубой, основанный на выдвижении насадка сопла в газовый поток после выхода двигателя на режим (см., Л.Н. Лавров и др. "Конструкция ракетных двигателей на твердом топливе", М., "Машиностроение", 1993 г. с.141-142) - наиболее близкий аналог.

Известно также раздвижное сопло ракетного двигателя, содержащее корпус, выдвигаемый насадок и фиксатор насадка в выдвинутом положении лепесткового типа (см. там же).

В такой конструкции фиксатор лепесткового типа позволяет надежно зафиксировать насадок после его выдвижения в газовый поток. Надежная фиксация необходима, так как на насадок в процессе работы ракетного двигателя действует осевая составляющая силы тяги и значительные по величине вибрации. Расфиксация насадка в летных условиях недопустима.

Огневые испытания известным способом известного раздвижного сопла со степенью расширения более 7,0 показали, что в процессе работы двигателя происходит разрушение концевой части насадка, зафиксированного в выдвинутом положении.

Установлено, что нарушение целостности насадка сопла происходит в конце работы двигателя на участке спада давления в камере сгорания (0,8-0,5 среднего давления за полное время работы двигателя), когда происходит срыв работы газодинамической трубы, и обусловлено возникновением нерасчетных сжимающих нагрузок, действующих на наружную поверхность насадка. Эти сжимающие нагрузки отсутствуют в высотных условиях и в процессе наземного испытания до момента срыва работы газодинамической трубы и, соответственно, не закладываются в расчет прочности сопла

Возможность разрушения насадка из-за действия на него нерасчетных сжимающих нагрузок приводит к снижению надежности испытания (невозможности в полной мере провести оценку работоспособности конструкции насадка сопла, определить величину уноса материала под воздействием продуктов сгорания твердого топлива и т.п.).

Технической задачей данного изобретения является повышение надежности испытания путем предохранения насадка стендового раздвижного сопла от разрушения.

Технический результат достигается тем, что в способе испытаний раздвижного сопла ракетного двигателя в барокамере с газодинамической трубой, основанном на выдвижении насадка сопла в газовый поток в начале работы двигателя (после выхода на режим), на режиме спада давления в камере сгорания (0,8-0,5 среднего давления за полное время работы двигателя), выводят насадок из газового потока в первоначальное положение.

При испытании предлагаемым способом известного раздвижного сопла, для выведения насадка из газового потока в первоначальное положение, в конце работы ракетного двигателя необходимо произвести расфиксацию насадка, надежно зафиксированного в выдвинутом положении фиксатором лепесткового типа, что невозможно без внесения в раздвижное сопло конструктивных изменений.

Для реализации предлагаемого способа в известном раздвижном сопле ракетного двигателя, содержащем неподвижный корпус, выдвигаемый насадок и фиксатор насадка в выдвинутом положении лепесткового типа, на неподвижном корпусе установлены гидроцилиндр и направляющее устройство, а лепестки фиксатора снабжены проушинами, через которые пропущен трос, при этом концы троса проходят через направляющее устройство и соединены со штоком гидроцилиндра.

На фиг.1 представлен общий вид стендового сопла в разрезе (после выдвижения насадка и установки его в рабочем положении).

На фиг.2 показаны отдельные элементы стендового сопла.

Сопло содержит неподвижный корпус 1, выдвигаемый насадок 2 и фиксирующее устройство 3 лепесткового типа, установленное на неподвижном корпусе 1.

Лепестки 4 фиксирующего устройства 3 после выдвижения насадка 2 входят в зацепление с выступом 5 силового шпангоута 6 насадка 2 и обеспечивают надежную фиксацию насадка 2 на неподвижном корпусе 1.

На лепестках 4 фиксирующего устройства 3 установлены при помощи винтов 7 проушины 8, в которых выполнены отверстия 9.

На неподвижном корпусе 1 установлены съемные гидроцилиндр 10 и направляющее устройство 11, которое закреплено при помощи винтов 12.

Гидроцилиндр 10 установлен в коробке 13.

Через отверстия 9 проушин 8, установленных на лепестках 4 фиксирующего устройства 3, пропущен трос 14, концы которого проходят через направляющие каналы 15 устройства 11 и жестко соединены со штоком 16 гидроцилиндра 10.

До выдвижения насадка 2 количество жидкости в полостях «А» и «Б» гидроцилиндра 10 перераспределено таким образом, чтобы трос 14, соединенный со штоком 16 гидроцилиндра 10, был в несколько ослабленном состоянии.

После подачи команды на выдвижение насадка 2, в процессе стыковки его с неподвижным корпусом 1, лепестки 4 фиксирующего устройства 3 взаимодействуют с выступом 5 силового шпангоута 6 насадка 2, при этом трос 14 не оказывает влияния на процесс стыковки.

После установки насадка 2 в рабочем положении в требуемый момент времени может быть подана команда на расфиксацию насадка 2. В полость «Б» гидроцилиндра 10 подается жидкость, поршень со штоком 16 перемещается, при этом происходит натяжение троса 14, действие которого через проушины 8 передается на лепестки 4, отжимая их к оси сопла, при этом лепестки 4 выходят из зацепления с выступом 5 силового шпангоута 6 насадка 2.

В процессе огневого стендового испытания выведение насадка (после его расфиксации) из газового потока в первоначальное положение будет происходить под действием осевой силы тяги, стремящейся сдвинуть насадок в сторону барокамеры.

Дополнительно могут использоваться любые известные приводы, например гидроцилиндры, пневмоцилиндры и т.п.

Таким образом, в стендовом раздвижном сопле упрощается процесс расфиксация насадка, надежно зафиксированного в выдвинутом положении устройством лепесткового типа, и тем самым обеспечивается выведение насадка из газового потока в первоначальное положение при огневых стендовых испытаниях и улучшается обслуживание сопла при автономных испытаниях.

Предлагаемый способ испытаний раздвижного сопла ракетного двигателя в барокамере с газодинамической трубой позволяет повысить надежность огневого стендового испытания путем предохранения насадка сопла от разрушения в процессе испытания, а предлагаемая конструкция стендового раздвижного сопла позволяет осуществить реализацию способа.

1. Способ испытаний раздвижного сопла ракетного двигателя в барокамере с газодинамической трубой, основанный на выдвижении насадка сопла в газовый поток в начале работы двигателя (после выхода двигателя на режим), отличающийся тем, что в конце работы двигателя на режиме спада давления в камере сгорания (0,8-0,5 среднего давления за полное время работы двигателя) выводят насадок из газового потока в первоначальное положение.

2. Стендовое раздвижное сопло ракетного двигателя, содержащее неподвижный корпус, выдвигаемый насадок и фиксатор насадка в выдвинутом положении лепесткового типа, отличающееся тем, что в нем на неподвижном корпусе установлены гидроцилиндр и направляющее устройство, а лепестки фиксатора снабжены проушинами, через которые пропущен трос, при этом концы троса проходят через направляющее устройство и соединены со штоком гидроцилиндра.



 

Похожие патенты:

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 создании ракетных двигателей, раздвижные сопла которых имеют несколько выдвигаемых насадков.

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 области ракетного двигателестроения. .

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 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 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.

При определении скорости горения твердого ракетного топлива производят монтаж и сжигание стержневого образца с запальным проводником в камере сгорания, имеющей систему регистрации давления. Перед монтажом небронированный образец опускают в бронестаканчик с неотвержденным бронесоставом и отверждают бронесостав. Затем в плоскости осевого сечения бронированого образца выполняют на его торцах пропилы с вершинами, перпендикулярными оси образца. Устанавливают в пропил со стороны бронированного торца отрезок огнепроводного шнура. Изолируют полость пропила с установленным отрезком огнепроводного шнура. Устанавливают в пропил со стороны открытого торца запальный проводник, соединяют концы проводника с гермовыводом и монтируют образец вместе с гермовыводом в камере сгорания. Подают в камеру сгорания начальное давление от внешнего источника, поджигают образец и поддерживают давление в камере сгорания на уровне заданного давления, сбрасывая избыточное давление до момента появления всплеска давления в камере сгорания. Сбрасывают давление и определяют скорость горения твердого ракетного топлива по защищаем настоящим изобретением соотношениям. Изобретение позволяет упростить подготовку образца твердого ракетного топлива к испытаниям и повысить точность определения его скорости горения. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Экспериментальный ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус из композитного материала с передним и сопловым днищами, соединенными между собой посредством цилиндрического участка, скрепленный с корпусом заряд твердого топлива и утопленное сопло. На переднем днище установлен глухой фланец многократного использования, в центре которого с внешней стороны установлено воспламенительное устройство. Наружный радиус заряда, радиус канала заряда, радиус критического сечения сопла и толщина цилиндрического участка силовой оболочки корпуса определены соотношениями, защищаемыми настоящим изобретением. Изобретение позволяет определять удельный импульс тяги и скорость горения твердого ракетного топлива в условиях напряженно-деформированного состояния. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей с имитацией высотных условий. Стенд для высотных испытаний ракетных двигателей с тонкостенными соплами содержит барокамеру, выхлопной диффузор, кольцевой эжектор и соединенный с ним источник эжектирующего рабочего тела. Источник эжектирующего рабочего тела выполнен в виде парогенератора, образованного охватывающим диффузор кожухом, полость которого на входе сообщена с подводом охлаждающей жидкости, а на выходе с кольцевым эжектором. Стенд снабжен форсунками, размещенными в кольцевом эжекторе и имеющими программно разрушающиеся корпусы. Изобретение позволяет имитировать высотные условия при испытании ракетного двигателя с тонкостенным соплом на различных режимах его работы, включая период выключения, а также обеспечить сохранность элементов конструкции двигателя. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при разработке оборудования для огневых стендовых испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе. Установка для испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе содержит выхлопной диффузор и скрепленный с ним переходный отсек, установленный непосредственно после испытуемого двигателя и герметично соединенный с его соплом. В переходном отсеке установлена связанная с системой подачи охлаждающей жидкости поворотная полая штанга с форсункой, снабженная фиксаторами начального и конечного положения. Изобретение позволяет обеспечить эффективное охлаждение ракетного двигателя твердого топлива после огневых стендовых испытаний. 4 ил.

Изобретение относится к испытательной технике и, в частности, к испытаниям камер сгорания и газогенераторов жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с целью оценки высокочастотной устойчивости процесса горения. Генератор содержит корпус с подсоединительным патрубком и форкамерой, в котором размещена втулка из диэлектрика, в которой размещены электроды. При этом один из электродов установлен по оси форкамеры и является общим, а остальные электроды расположены по окружности с одинаковым зазором между собой. Причем осевой электрод соединен с остальными электродами, размещенными по окружности, металлическими проволочками диаметром 0,02…0,5 мм. Другие концы электродов предназначены для подключения к источнику высокого напряжения, а концы электродов, размещенных внутри форкамеры, выполнены с утолщением, причем к форкамере подсоединен штуцер для подачи азота продувки. При размещении по окружности четного числа электродов на конце осевого электрода в радиальном направлении к электродам, расположенным по окружности, могут быть выполнены сквозные радиальные пересекающиеся каналы, в которых размещены металлические проволочки. При этом концы каждой из них соединены с соответствующей парой противолежащих электродов, расположенных по окружности, причем в торце осевого электрода выполнено глухое отверстие с резьбой, пересекающее сквозные радиальные каналы, в котором установлен винт, прижимающий металлические проволочки к внутренним кромкам сквозных каналов осевого электрода. Изобретение обеспечивает создание нескольких импульсов во время одного испытания камер сгорания и газогенераторов ЖРД на устойчивость при высокой стабильности величины импульса. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх