Способ измерения величины зазора между раструбом и арматурой



Способ измерения величины зазора между раструбом и арматурой
Способ измерения величины зазора между раструбом и арматурой

 


Владельцы патента RU 2500914:

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

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.

 

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.

Известен способ измерения геометрических параметров внутренних поверхностей деталей по слепку, описанный в авторском свидетельстве №962749. Способ заключается в том, что в характерные точки наружного профиля калибра, являющегося базовой поверхностью и имитирующего максимальный профиль раструба, укладывают слепки из пластичного материала толщиной, превышающей величину расчетного зазора между раструбом и арматурой. Совмещают внутренний профиль арматуры с наружным профилем калибра, обеспечивая действительный кольцевой зазор между профилями, что приводит к пластической деформации слепков до величины действительного зазора. Снимают арматуру с калибра и измеряют толщину слепков.

Недостатком известного способа является то, что при измерении толщины слепков происходит их смятие, что значительно снижает точность измерения. Другим недостатком способа является его высокая трудоемкость.

Зазор между раструбом и арматурой предназначен для размещения в нем клеевого состава, обеспечивающего неразъемное соединение деталей. Низкая точность измерения величины зазора (в частности средней величины зазора по сечениям) между раструбом и арматурой не позволяет обеспечить оптимальную толщину клеевого состава между деталями, что неблагоприятно сказывается на надежности сопла ракетного двигателя.

Технической задачей настоящего изобретения является повышение точности и снижение трудоемкости измерения величины зазора между раструбом и арматурой.

Технический результат достигается тем, что в способе, при котором внутренний профиль арматуры совмещают с профилем предельного калибра и измеряют величину зазора между внутренним профилем арматуры и профилем калибра, при измерении зазора арматуру базируют на объемном калибре в виде полого тела вращения с наружным профилем, имитирующим максимальный профиль раструба, у которого 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 которых 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:

δ c = h 0 + a 0 l i a i , ( 1 )

где h0 - действительный размер настроечной меры, мм;

li - действительная длина втулки калибра, мм;

а 0 - показание индикатора, настроенного на ноль;

а i - показание индикатора, зафиксированное в процессе измерения.

Способ поясняется чертежами, представленными на фиг.1, 2.

На фиг.1 показан калибр с насаженной арматурой.

На фиг.2 показан индикатор часового типа с мерой настроечной.

На фигурах обозначено:

1 - арматура;

2 - калибр;

3 - индикатор часового типа;

4 - ограничитель;

5 - измерительный наконечник;

6 - мера настроечная;

7 - втулка калибра;

δc - измеряемый зазор;

li - действительная длина втулки калибра;

h0 - действительный размер настроечной меры.

Способ осуществляют следующим образом.

Арматуру 1 устанавливают на предельном калибре 2 с базированием по торцу и диаметру. Наружный профиль калибра имитирует максимальный профиль раструба. Индикатор часового типа 3 с ограничителем 4 и измерительным наконечником 5 настраивают на начальное показание a 0 с помощью меры настроечной 6. Фиксируют начальное показание a 0 индикатора 3. Последовательно в отверстия втулок 7 калибра 2, расположенных не менее чем в двух радиальных сечениях, со стороны его внутренней полости заводят измерительный наконечник 5 индикатора 3 до упора торца ограничителя 4 в торец втулок 7 калибра 2. При этом измерительный наконечник 5 индикатора 3 упирается во внутреннюю поверхность арматуры 1. Фиксируют показания индикатора а i. Рассчитывают величину зазора δc между раструбом и арматурой в данной точке профиля по формуле (1).

Процедуру измерения повторяют для всех необходимых точек профиля.

При необходимости рассчитывают среднюю величину зазора по радиальным сечениям профиля:

δ p = h 0 + a 0 i = 1 n ( l i + a i ) ( 2 )

и среднюю величину зазора по всему профилю:

δ k = j = 1 m δ p j m , ( 3 )

где n - количество втулок калибра в радиальном сечении;

m - количество радиальных сечений, в которых измеряют зазор.

Расчетные значения величин зазоров сравнивают с допускаемыми и судят о годности изделия.

Таким образом, использование изобретения позволит с высокой точностью измерить величину зазора между раструбом и арматурой сопла ракетного двигателя. При этом снижается трудоемкость операции измерения.

Способ измерения величины зазора между раструбом и арматурой, имеющих конический или криволинейный профиль сопрягаемых поверхностей, при котором внутренний профиль арматуры совмещают с профилем предельного калибра и измеряют величину зазора между внутренним профилем арматуры и профилем калибра, отличающийся тем, что при измерении зазора арматуру базируют на объемном калибре в виде полого тела вращения с наружным профилем, имитирующим максимальный профиль раструба, у которого 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 которых 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.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при экспериментальной отработке заборных устройств, установленных в топливных баках ракет, для экспериментального определения гидравлических остатков незабора топлива. Стенд содержит сливную емкость, расходную магистраль, в которой установлены датчики сплошности, расходомер, гидравлический насос, отсечной кран, а также устройство для заправки и слива, к которому подключен дозатор для дозаправки воды. Дозатор воды настроен на рабочий объем, равный объему ожидаемого гидравлического остатка незабора испытуемого топливного бака, подключенного к расходной магистрали. Верхняя часть сливной емкости выполнена в виде вертикального сужающегося кверху конусного насадка с конусностью 15°, на котором установлены второй датчик сплошности и емкость для перелива. В состав стенда входит магистраль закольцовки с запорным клапаном, встроенная в расходную магистраль на входе в насос, и магистраль заправки с клапаном, встроенная в расходную магистраль на выходе из насоса, второй конец которой подключен к расходной магистрали перед отсечным краном. Перед заправкой испытуемого бака полностью заполняют водой расходную магистраль и сливную емкость, а затем производят дозаправку гидросистемы дозированным объемом воды, равным ожидаемому гидравлическому остатку незабора. После этого производят испытание. При срабатывании обоих датчиков сплошности в любой последовательности закрывают отсечной кран, фиксируют момент прорыва газа в магистраль расхода и момент полного заполнения сливной емкости. Затем, зная расход и указанные моменты времени, а также объем дозаправки дозатором вычисляют величину гидравлического остатка незабора. Технический результат - повышение точности определения гидравлического остатка в испытуемом баке ракеты и снижение трудоемкости экспериментальных работ. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх