Способ определения скорости горения твердого ракетного топлива



Способ определения скорости горения твердого ракетного топлива
Способ определения скорости горения твердого ракетного топлива
Способ определения скорости горения твердого ракетного топлива

 


Владельцы патента RU 2494275:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Федеральный центр двойных технологий "Союз" (ФГУП "ФЦДТ "Союз") (RU)

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 ракетной технике и может быть использовано для определения скорости горения твердого ракетного топлива (ТРТ) в зависимости от давления. Полученные экспериментальные данные (особенно при низких давлениях для низкотемпературного ТРТ) часто вызывают большие сомнения, и поэтому они бывают мало пригодны для надежного прогнозирования скоростей горения в натурных РДТТ, а также для точных расчетов баллистических параметров ТРТ.

В настоящее время известны способы определения скорости горения ТРТ с регистрацией положения поверхности горения при использовании киносъемки, светорегистраторов, измерения емкости или электропроводности продуктов сгорания, а также теоретические способы расчета скорости горения по зависимости давления от времени, полученной при испытаниях ракетного двигателя твердого топлива /4, 7/. Однако все указанные способы обладают Принципиальными недостатками - это сложность конструкций, в которых сжигается ТРТ и несовершенство систем регистрации прохождения фронта горения. Для этих способов характерно большое количество брака определения скорости горения. Известны также способы определения скорости горения ТРТ с использованием микроволновой техники /5, 6/. Скорость горения здесь определяется по регистрации сигнала падающей и отраженной СВЧ волн от поверхности горения образца ТРТ с одновременной записью давления в камере сгорания. Недостатком СВЧ методов является неточность определения скорости горения, связанная с неопределенностью диэлектрической проницаемости различных ТРТ.

Известен высокопроизводительный способ определения скорости горения ТРТ с использованием плавких проволочных электрических сигнализаторов /2, 3/. При прохождении фронта горения через эти сигнализаторы они плавятся и перегорают, сопротивление цепи сигнализаторов мгновенно резко возрастает, и эти моменты времени фиксируются системой регистрации. Скорость горения определяется из отношения:

U=dL/(tк-tн),

где dL - расстояние между сигнализаторами или база (длина контрольного участка образца, на котором определяется скорость горения),

tк, tн - времена плавления сигнализаторов.

Недостатком данного способа является то, что электросигналы проволочек подвержены влиянию электрических помех. Кроме того, при низких давлениях испытаний (P=5…20 ата) для ТРТ, имеющих низкую температуру пламени, проволочки плавятся с большими задержками относительно времени прохождения фронта горения, т.е. они являются косвенными сигнализаторами фронта горения. Эти задержки могут достигать нескольких секунд, что является физически существенной величиной и ставит под сомнение заявленную для этого способа погрешность в определении времени горения образца в 1…5 миллисекунд.

В качестве прототипа выбран способ, описанный в патенте «Установка для определения скорости горения твердого ракетного топлива» /1/. Там для определения моментов Тф прохождения фронта пламени в качестве сигнализаторов в образце используются подсыпки дымного ружейного пороха (ДРП) или измельченного ТРТ. Подсыпки в момент Тф быстро сгорают и вызывают соответствующие пички на осциллограмме давления. Недостатком данного способа является материалозатратный, трудозатратный и пожароопасный метод сборки образцов, а также неточности в определении скорости горения из-за сложности обеспечения параллельности торцов образца и сверлений.

Технической задачей изобретения является создание способа определения скорости горения ТРТ, позволяющего, с высокой точностью определять время горения и длину контрольного участка образца без использования косвенных сигнализаторов прохождения фронта пламени. Решение этой задачи позволяет существенно снизить разбросы определения скорости горения, повысить экономичность и пожаробезопасность способа.

Поставленная задача решается тем, что в известном способе определения скорости горения ТРТ, включающем монтаж и сжигание стержневого образца ТРТ с запальным проводником в камере сгорания, имеющей систему регистрации непрерывного изменения давления, а также вентили подачи и сброса давления, выполняются следующие операции. Перед монтажом измеряют длину Lo небронированного образца, опускают его, в бронестаканчик предварительно заполненный неотвержденным бронесоставом таким образом, чтобы этот бронесостав полностью закрыл боковую поверхность образца. После этого проводят отверждение этого состава и выполняют на открытом торце бронированного образца пропил, перпендикулярный этому торцу, глубиной 5…8% от длины образца. Измеряют глубину пропила Lп, устанавливают в него запальный проводник и соединяют концы проводника с гермовыводом. Затем монтируют образец вместе с гермовыводом в камере сгорания, герметизируют и подают нее начальное давление из внешнего источника вентилем подачи давления. После этого поджигают образец и поддерживают давление в камере сгорания на уровне Pз, сбрасывая избыточное давление через вентиль сброса в течение времени сброса давления

t c = ( L o L п ) / ( U 1 * P з ν ) * K c ,                         (1)

где U1 и ν - прогнозируемые параметры закона скорости горения испытуемого ТРТ.

Kс=0.8…0.9 - коэффициент времени сброса давления.

После истечения времени tc закрывают вентиль сброса. Давление в камере сгорания возрастает и после момента tк - соответствующего времени достижения максимального давления снова открывают вентиль сброса. Среднее давление Pоп, при котором происходит горение образца, определяют по данным системы регистрации:

P о п = 1 / ( t к t н ) * t н t к P ( t ) d t ,            (2)

где tн - время начала подъема давления при зажигании образца.

Скорость горения ТРТ, соответствующую заданному давлению Рз, определяют по формуле:

U ( P з ) = ( L o L п ) / ( t к t н ) * ( P з / P о п ) ν           (3)

Минимальная глубина пропила, составляющая 5% от длины образца, выбрана исходя из того, что она позволяет исключить возможную ошибку измерения контрольного участка (базы), возникающую из-за краевых неровностей, имеющих место на открытом торце образца после отверждения бронесостава. Верхняя граница пропила 8% позволяет максимально использовать длину образца в качестве контрольного участка и снизить расходы испытуемого ТРТ.

Время окончания сброса давления tc, находится из условия, что образец сгорает на 80…90% от всей длины, т.е. Kс=0.8…0.9. При этом для расчета Kс используется заранее известный (из общих представлений о горении аналогичных ТРТ) закон скорости горения U(P)=U1*Рν. После закрытия вентиля сброса в момент tc давление в замкнутом объеме камеры сгорания начинает подниматься, а после полного сгорания образца оно падает из-за охлаждения газов, поэтому время достижения максимального давления Рмах соответствует времени tк - окончания горения образца.

Отсутствие трудоемких операций изготовления и установки сигнализаторов (пожароопасных подсыпок ДРП, измельченного ТРТ, проволочек и др.) существенно упрощает процедуру испытаний. При этом исключен разгонный участок образца ТРТ. что снижает затраты на ТРТ, увеличивает базу, и, следовательно, точность определения скорости горения. Кроме того, при испытаниях низкотемпературных ТРТ увеличена точность обработки в связи с отсутствием косвенных сигнализаторов, часто являющихся причиной ошибочного определения моментов прохождения фронта пламени.

Пример реализации описанного выше способа определения скорости горения рассмотрен при испытании образца низкотемпературного ТРТ в камере сгорания, описанной в прототипе. Скорость горения определялась следующим образом. После изготовления, фиг.1. небронированного стержневого образца -1 сечением 16×16 мм была измерена его длина Lo=72 мм. Затем образец опускался в бронестаканчик - 2, внутренним диаметром 23 мм и глубиной 72 мм. заполненный неотвержденным бронесоставом. Этот бронесостав полностью закрыл боковую поверхность образца и отверждался в течение суток. После этого на открытом торце бронированного образца выполнялся перпендикулярный этому торцу пропил - 3 и измерялась его глубина, Lп=4,9 мм. Затем в пропил устанавливался запальный проводник - 4, соединенный с гермовыводом - 5.

В камере сгорания, Фиг.2, монтировался бронированный образец с гермовыводом. После герметизации крышкой - 13 корпуса камеры сгорания - 12 в нее подавалось вентилем подачи давления - 15 начальное давление из внешнего источника - 6 до уровня Рн=37 ата, контролируемое по манометру - 7. Это начальное давление обеспечивало горение образца при среднем давлении Роп, близком к заданному давлению Рз=50 ата.

Поджиг образца осуществлялся подачей на запал электрического напряжения из блока запала - 8. В процессе горения образца изменение давления P(t) непрерывно фиксировалось системой регистрации: датчиком - 9, преобразователем сигналов - 10 и компьютером - 11. Испытатель поддерживал давление в камере сгорания, контролируемое по манометру, на уровне заданного давления Рз=50 ата, сбрасывая избыточное давление через вентиль сброса - 14. Сразу после момента времени tc=15 с (рассчитанному в соответствии с прогнозируемым законом горения U=0.068*P0.98 для испытуемого ТРТ) вентиль сброса закрывался. После достижения максимального давления Рмах=51.8 ата, испытатель снова открывал вентиль сброса, окончательно сбрасывая давление из камере сгорания.

По формуле (2) и данным системы регистрации, определялось среднее давление Роп=49,5 ата, при котором происходило горение образца. Начало горения tн=0.2 с было зафиксировано на кривой давления по началу подъема давления при зажжении образца, а окончание - по времени достижения максимального давления tк=19.2 с. Средняя скорость горения образца U(50)=3.5 мм/с, соответствующая заданному давлению Pз=50 ата, была определена по формуле (3). В испытаниях моменты времени tн и tк фиксировались достаточно точно автоматически на компьютере специально разработанной программой обработки осциллограммы давления.

Абсолютная погрешность определения базы Lб=Lо-Lп в данном способе не хуже погрешности определения базы для прототипа и аналогов. Это объясняется тем, что непараллельность торцов образца или между сверлениями для проволочек в некоторых случаях достигает 1…2 мм, тогда как в предлагаемом способе (при использовании пропилов) она не более 0,5 мм. В то же время, относительная погрешность определения скорости горения при испытаниях данным способом снижается за счет увеличения базы в 1.5…2 раза по сравнению с прототипом.

Данные, полученные при испытаниях описанным способом, могут использоваться для прогнозирования скорости горения в натурных РДТТ. Проведенные работы по определению скорости горения различных ТРТ полностью подтвердили высокую технико-экономическую эффективность предлагаемого способа.

Использованные литературные источники

1. Ю.М. Милехин, М.А. Кондаков, С.А. Гусев. Б.В. Кононов. А.Т. Завьялов. В.И. Калашников. «Установка для определения скорости горения твердого ракетного топлива». Патент РФ №2395480 от 27.07.2010.

2. Ю.М. Милехин, Ю.П. Бабаков, В.А. Гамий, В.И. Калашников, В.С. Куренков. «Способ определения скорости горения твердого ракетного топлива». Патент РФ №2267636 от 10.01.06.

3. М. Баррер и др. "Ракетные двигатели", Оборонгиз. М., 1962, стр.207.

4. "Исследование РДТТ" под редакцией М. Саммерфилда, Иностранная литература, М., 1963, стр.120-136.

5. Strand L.D., Schultz A.D., Reedy G.K. "Метод микроволнового эффекта Допплера для определения нестационарной скорости горения". Journal of Spacecraft and Rockets. 1974. vol.11. N=2.

6. Ю.М. Милехин, Ю.П. Бабаков, В.И. Калашников, А.Н. Ключников, «Установка для определения скорости горения ТРТ». Патент РФ №2194874 от 20.12.2002.

7. Ю.М. Милехин, Н.В. Сало, В.И. Калашников, А.Н. Ключников, В.М.Меркулов, «Модельный двигатель для определения скорости горения ТРТ». Патент РФ №2215170 от 27.10.2003.

Способ определения скорости горения твердого ракетного топлива (ТРТ), включающий монтаж и сжигание стержневого образца ТРТ с запальным проводником в камере сгорания, имеющей систему регистрации давления, а также вентили подачи и сброса давления, отличающийся тем, что перед монтажом измеряют длину Lo небронированного образца, опускают его в бронестаканчик, предварительно заполненный неотвержденным бронесоставом таким образом, чтобы этот бронесостав полностью закрыл боковую поверхность образца, отверждают бронесостав, после чего выполняют на открытом торце бронированного образца пропил, перпендикулярный этому торцу, глубиной 5…8% от длины образца, измеряют глубину пропила Lп, устанавливают в него запальный проводник, соединяют концы проводника с гермовыводом, затем монтируют образец вместе с гермовыводом в камере сгорания, герметизируют и подают в нее начальное давление из внешнего источника вентилем подачи давления, поджигают образец и поддерживают давление в камере сгорания на уровне заданного давления Pз, сбрасывая избыточное давление через вентиль сброса в течение времени сброса давления
tc=(Lo-Lп)/(U1·Pзν)·Кс,
где U1 и ν - прогнозируемые параметры закона скорости горения испытуемого ТРТ,
Кс=0,8…0,9 - коэффициент времени сброса давления,
затем закрывают этот вентиль и после момента времени tк, соответствующего максимальному давлению в камере сгорания, снова открывают вентиль сброса, после чего определяют среднее давление Pоп по данным системы регистрации
P о п = 1 / ( t к t н ) t н t к P ( t ) d t ,
где tн - время начала подъема давления при зажигании образца,
и определяют скорость горения ТРТ, соответствующую давлению Pз, по формуле
U(Рз)=(Lo-Lп)/(tк-tн)·(Рз/Роп)ν.



 

Похожие патенты:

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.

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

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

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

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 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.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в газогидравлических магистралях жидкостных ракетных двигателей. В способе установки геометрической оси камер жидкостного ракетного двигателя в номинальном положении, основанном на исключении влияния технологических отклонений при изготовлении агрегатов, деталей и сборочных единиц, а также усадки материала в сварных швах стыков газовых магистралей между турбонасосным агрегатом и головками камер на угловое отклонение геометрических осей камер от номинального положения, согласно изобретению измерение фактических параметров замыкающего компенсирующего устройства, его изготовление, подгонка и сварка выполняются на заключительной стадии сборки магистралей после выполнения всех сварных швов стыкуемых агрегатов деталей и сборочных единиц. Способ реализуется компенсирующим замыкающим устройством газовых магистралей, содержащим компенсационную втулку с проточками по ее стыкам для установки подкладных колец, в котором согласно изобретению проточки для установки подкладных колец выполнены длиной, равной длине подкладных колец, а над проточками просверлены сквозные отверстия, в которых установлены фиксаторы для перемещения подкладных колец в зону сварных швов стыков деталей и сборочных единиц; проточки в фиксаторах под отвертку развернуты перпендикулярно плоскости проекции скоса; фиксаторы установлены по периметру через углы, равные 120°; в отверстиях компенсационной втулки и головках фиксаторов выполнены фаски для исключения непроваров корня сварных швов. Изобретение обеспечивает повышение точности ее установки и снижение потерь вектора тяги работающего в полете или на стенде двигателя. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к технике, связанной с испытанием сопл, и может быть использовано при проведении модельных испытаний. Устройство содержит подводящий трубопровод, соединенный с ресивером, выполненным с возможностью разъемного соединения с испытываемым соплом в двух взаимно перпендикулярных плоскостях посредством съемных фланцевых накладок и с возможностью опирания измерительными средствами на корпус ресивера, в котором подводящий трубопровод снабжен упругой вставкой. Кроме того, ресивер снабжен отверстиями, одно из которых выполнено в его торце, а другое на его боковой поверхности, причем горловины отверстий имеют одинаковые сечения и снабжены съемными фланцевыми накладками, выполненными с возможностью крепления в них испытываемого сопла в двух взаимно перпендикулярных направлениях. При этом в качестве измерительных средств используют однокомпонентные датчики силы, закрепленные на корпусе ресивера, измерительные штанги которых размещены в трех взаимно перпендикулярных направлениях, а их концы уперты в корпус ресивера с возможностью его удержания. Технический результат заключается в повышении точности измерения и эффективности испытаний сопла, а также снижении трудоемкости изготовления и эксплуатации устройства. 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании деталей из углерод-углеродного композиционного материала (УУКМ), работающих в условиях воздействия высокотемпературной окислительной среды на поверхности деталей ракетной техники. Установка для определения окислительной стойкости углерод-углеродного композиционного материала, в том числе с защитным покрытием, включающая камеру из огнеупорного материала для размещения образца испытуемого материала и сопло для подачи газового потока в камеру, выполненное в передней стенке установки, снабжена набором съемных передних стенок различной толщины, в которых сопло расположено под разными углами к продольной оси камеры установки, при этом камера установки размещена в металлическом корпусе с теплозащитным кожухом, причем, теплозащитный кожух и камера выполнены разъемными. Изобретение обеспечивает имитацию воздействия высокотемпературного газового потока на детали ракетной техники в условиях, приближенных к реальным, и определение окислительной стойкости УУКМ при воздействии высокотемпературного газового потока под разными углами и на различном расстоянии. 6 ил.

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована при проведении физического моделирования процессов газификации остатков жидкого топлива в баках отделяющихся частей (ОЧ) ступени ракет-носителей (РН) в условиях малой гравитации с использованием экспериментальных модельных установок в земных условиях, а также и при натурных пусках РН с системами газификации. Способ моделирования процесса газификации остатков жидкого компонента ракетного топлива (КРТ) в баках ОЧ ступени РН, основанном на введении в экспериментальную установку теплоносителя (ТН) с заданными параметрами, обеспечении заданных условий взаимодействия в зоне контакта ТН с поверхностью жидкого газифицируемого КРТ, проведении измерений температуры, давления в различных точках ЭУ, при этом проводят дополнительные измерения скорости потока ТН в различных точках ЭУ, влажности газа на выходе из ЭУ, и рассчитывают на основе проведенных измерений значения суммарной теплоты, поступившей в объем ЭУ в течение всего эксперимента. Изобретение обеспечивает повышение достоверности результатов экспериментальных исследований, снижение затраты на проведение экспериментов при обнаружении недостоверных измерений или неисправности оборудования путем прекращения эксперимента и повышение надежность измерений. 2 н. и 3 з.п. ф-лы.
Наверх