Установка для испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе

Авторы патента:

Минченков Александр Михайлович (RU)

Каримов Владислав Закирович (RU)

Патрулин Сергей Владимирович (RU)

F02K9/96 - отличающиеся специальными устройствами для испытания или проверки и измерений

Владельцы патента RU 2514326:

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

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 области машиностроения и может быть использовано при разработке оборудования для огневых стендовых испытаний (ОСИ) высотных ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ).

При наземной огневой отработке высотных РДТТ необходимо моделировать условия высотности и прежде всего давление окружающей среды.

Известна установка для испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе, содержащая выхлопной диффузор и скрепленный с ним переходный отсек, установленный непосредственно после испытуемого двигателя и герметично соединенный с его соплом (см., А.М.Винницкий и др. "Конструкция и отработка РДТТ", Москва, "Машиностроение", 1980 г. с.110-117, рис.7.12, в) - наиболее близкий аналог.

Известная установка позволяет при ОСИ РДТТ в условиях стенда 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.

Однако в известной установке не предусмотрены конструктивные элементы, обеспечивающие охлаждение РДТТ после окончания его работы.

Охлаждение РДТТ необходимо в связи с использованием для тепловой защиты пластиковых корпусов современных РДТТ эластичных теплозащитных покрытий (ТЗП), активный процесс догорания которых происходит после окончания работы двигателя.

Вследствие догорания невозможно надежно установить массу унесенного ТЗП, толщины деструкции и т.д., то есть не представляется возможным получить точную информацию о состоянии ТЗП корпуса двигателя на момент окончания работы РДТТ.

В отдельных случаях, как показывает опыт отработки РДТТ, может происходить возгорание ТЗП корпуса после окончания работы двигателя за счет отдачи тепла от скопления раскаленных шлаков в нижней части корпуса РДТТ, при этом полностью теряется информация о работоспособности ТЗП и двигателя в целом.

При проведении ОСИ РДТТ в известной установке возможно в условиях стенда проведение охлаждения двигателя водой, являющейся наиболее эффективным охладителем, например, с помощью обычных брандспойтов.

Но в этом случае поверхности двигателя охлаждаются компактной струей воды неравномерно, не исключается разрушающее воздействие струи на поверхность продеструктированного ТЗП корпуса.

Охлаждение подачей воды в корпус непосредственно через выхлопной диффузор малоэффективно из-за большой его длины, а достаточно быстрое отсоединение диффузора от переходного отсека невозможно, что приводит к недопустимой по времени задержке начала процесса охлаждения.

Кроме того, при проведении ОСИ РДТТ в известной установке в условиях подземного стенда, в огневой бокс которого допуск обслуживающего персонала разрешается через сутки после проведения испытания, осуществление охлаждения двигателя практически невозможно.

Таким образом, в известной установке не представляется возможным проведение эффективного охлаждения двигателя, что не позволяет обеспечить необходимую безопасность испытания и требуемую точность информации о работоспособности РДТТ, полученной при ОСИ.

Технической задачей данного изобретения является обеспечение эффективного охлаждения РДТТ после ОСИ в диффузоре за счет автоматической подачи охладителя в камеру сгорания двигателя.

Технический результат достигается тем, что в установке для испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе, содержащей 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.

Размещение в переходном отсеке установки для испытаний элементов системы охлаждения, связанных с системой подачи охлаждающей жидкости, позволяет начать охлаждение двигателя после ОСИ в любой заданный момент, при этом возможно максимально сократить время начала охлаждения.

Выполнение элементов системы охлаждения в виде полой штанги с форсункой позволяет наиболее просто и рационально осуществить подачу охладителя в двигатель через сопло.

Установка полой штанги с возможностью поворота позволяет в первоначальном положении расположить форсунку вне потока газов, истекающих в процессе ОСИ из сопла двигателя, а в конечном положении разместить форсунку непосредственно напротив выходного сечения сопла для обеспечения эффективного охлаждения двигателя.

Наличие фиксаторов начального и конечного положения полой штанги позволяет надежно ее закрепить в этих положениях с установкой форсунки в требуемом положении.

Разработанная совокупность существенных признаков предлагаемого технического решения позволяет получить требуемый технический результат.

На фиг.1 представлен общий вид установки для испытаний РДТТ.

На фиг.2 показан разрез А-А фиг.1.

На фиг.3 показан разрез Б-Б фиг.2.

На фиг.4 показан вид В фиг.2.

Сопло 1 ракетного двигателя расположено в переходном отсеке 2, к которому присоединен цилиндр 3.

В переходном отсеке 2 по хорде окружности герметично установлена полая штанга 4 с вогнутой форсункой 5.

Штанга 4 имеет возможность поворачиваться вокруг своей оси.

Полая штанга 4 одним концом через конусный запорный клапан 6 соединена с водяным шлангом 7.

На другом конце полой штанги 4 установлена пружина кручения 8 и выполнен упор 9.

Упор 9 полой штанги 4 взаимодействует с ограничителями 10 начального и конечного положения штанги 4, закрепленными на переходном отсеке 2.

В процессе ОСИ при работе двигателя полая штанга 4 с вогнутой форсункой 5 зафиксирована в начальном положении пироболтом 11, при этом форсунка 5 выведена из потока истекающих из сопла 1 продуктов сгорания твердого топлива.

В конце работы двигателя при достижении в камере сгорания давления порядка 2 кгс/см² подается команда на срабатывание пироболта 11, после разрыва которого освобождается полая штанга 4 и под действием пружины кручения 8 поворачивается вокруг своей оси до соприкосновения упора 9 с ограничителем 10 конечного положения штанги 4.

При повороте штанги 4 и вместе с ней конусного запорного клапана 6 отверстие в клапане 6 совмещается с водяным шлангом 7, и начинается подача жидкого охладителя под давлением в полую штангу 4 и в камеру сгорания двигателя через форсунку 5, выходное сечение которой при повороте штанги 4 направляется к срезу сопла 1.

Охладитель, испаряясь в камере сгорания двигателя, создает условия, исключающие догорание ТЗП корпуса двигателя после окончания работы РДТТ.

В предлагаемой установке для охлаждения двигателя используется вода, являющаяся самым эффективным, недорогим и общедоступным охладителем.

Форсунка, через которую подается охлаждающая жидкость в камеру сгорания двигателя, в процессе испытания не подвергается воздействию продуктов сгорания твердого топлива, так как выведена из потока газов, истекающих из сопла двигателя, а после окончания работы двигателя автоматически направляется к срезу сопла, что позволяет повысить надежность работы оборудования и обеспечить многократное его использование без ремонта и замены.

Предлагаемая конструкция установки для испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе опробована при ОСИ крупногабаритного РДТТ, на которых подтверждена высокая надежность работы установки.

Предлагаемое изобретение позволяет наиболее эффективно, просто и надежно обеспечить охлаждение РДТТ после ОСИ.

Установка для испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе, содержащая выхлопной диффузор и скрепленный с ним переходный отсек, установленный непосредственно после испытуемого двигателя и герметично соединенный с его соплом, отличающаяся тем, что в переходном отсеке установлена связанная с системой подачи охлаждающей жидкости поворотная полая штанга с форсункой, снабженная фиксаторами начального и конечного положения.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей с имитацией высотных условий.

Экспериментальный ракетный двигатель твердого топлива // 2506445

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.

Способ определения скорости горения твердого ракетного топлива // 2505699

При определении скорости горения твердого ракетного топлива производят монтаж и сжигание стержневого образца с запальным проводником в камере сгорания, имеющей систему регистрации давления.

Способ измерения величины зазора между раструбом и арматурой // 2500914

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.

Способ определения скорости горения твердого ракетного топлива // 2494275

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.

Способ моделирования процесса газификации остатков жидкого компонента ракетного топлива в условиях пониженного давления и устройство для его реализации // 2493414

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.

Способ высотных испытаний крупногабаритного рдтт и установка для его осуществления // 2492341

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

Способ определения погрешностей изготовления корпуса ракетного двигателя по геометрическим параметрам // 2491442

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

Способ испытаний раздвижного сопла ракетного двигателя в барокамере с газодинамической трубой и стендовое раздвижное сопло для его реализации // 2482322

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

Система запуска ракетного двигателя твердого топлива и заборник давления ракетного двигателя твердого топлива // 2482321

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

Генератор импульсов давления в акустических полостях камер сгорания и газогенераторов жрд // 2523921

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.

Способ установки геометрической оси камеры жрд и компенсирующее замыкающее устройство для его реализации // 2526998

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.

Стенд для испытания сопла // 2528467

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.

Установка для определения окислительной стойкости углерод-углеродного композиционного материала // 2529749

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.

Способ моделирования процесса газификации остатков жидкого ракетного топлива и устройство для его реализации // 2534668

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.

Способ и стенд для определения гидравлических остатков незабора топлива в баке ракеты // 2543702

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.

Стенд для определения гидравлических остатков незабора топлива в баке ракеты // 2543703

Комплекс автоматизированного управления ракетными формированиями и формированиями реактивных систем залпового огня крупного калибра // 2552132

Изобретение относится к комплексам автоматизированного управления ракетными формированиями и формированиями реактивных систем залпового огня крупного калибра. Технический результат - повышение эффективности поражения целей за счет придания ракетным формированиям и формированиям реактивных систем залпового огня крупного калибра свойств разведывательно-ударного комплекса, функционирующего по принципу «разведал-поразил». Комплекс содержит электронно-вычислительную машину, аппаратуру передачи данных со средствами связи, средства автоматизации, блок сопряжения оперативно-тактической и радиолокационной информации, который подключен к коммутирующему устройству сопряжения и к двум аппаратурам передачи данных со средствами связи. Одна из аппаратур предназначена для информационного обмена радиолокационной информацией со средствами разведки, а другая - для информационного обмена оперативно-тактической информацией с вышестоящим, подчиненным и взаимодействующим органами управления. Устройство сопряжения содержит блок управления, позволяющий обрабатывать радиолокационную информацию от средств разведки, при этом сохранена возможность обработки в нем оперативно-тактической информации, поступающей от вышестоящего, подчиненного и взаимодействующего органов управления. Для принятой к поражению цели в комплексе предусмотрена возможность определения корректур установок стрельбы и данных полетного задания с целью обслуживания стрельбы в режиме реального времени. 1 ил.

Способ термовакуумных испытаний термокаталитических двигателей в составе космического аппарата // 2553587

При термовакуумных испытаниях термокаталитических двигателей в составе космического аппарата на камеру термокаталитического разложения рабочего тела с соплом устанавливают герметичную заглушку, магистраль межблочного трубопровода через проверочную горловину и технологическую магистраль сообщают со стендовым средством вакуумирования, мановакуумметром и газовым пультом, между которыми установлен вентиль. После завершения этапа испытаний космического аппарата с открытой крышкой вакуумной камеры подсоединяют цепи нагревателя двигателя к блоку управления. После установки крышки вакуумной камеры откачивают вакуумную камеру, контролируют формирование информации блоком управления по факту замыкания контактов сигнализатора давления, закрывают вентиль и вакуумируют магистраль межблочного трубопровода до уровня давления, меньшего уровня давления размыкания контактов сигнализатора давления. Подают команды на включение клапанов двигателя, контролируют формирование блоком управления информации по фактам включения источника питания соответствующих клапанов и размыкания контактов сигнализатора давления. Подают команды на включение нагревателя двигателя, контролируют формирование блоком управления информации по фактам включения источника питания нагревателя двигателя, работу термопары и нагревателя двигателя проверяют путем контроля темпа изменения температуры, соответствующего включению нагревателя двигателя. Отключают нагреватель двигателя и выдерживают паузу на остывание двигателя. Завершают вакуумирование магистрали межблочного трубопровода, открывают вентиль и подают от газового пульта в магистраль межблочного трубопровода технологический газ под давлением, достаточным для замыкания контактов сигнализатора давления. Затем проверяют формирование информации блоком управления по факту замыкания контактов сигнализатора давления. Подают команды на отключение клапанов двигателя и контролируют телеметрическую информацию, формируемую блоком управления по факту отключения источника питания соответствующих клапанов. Изобретение позволяет упростить схему испытаний термокаталитических двигателей, а также снизить их продолжительность. 3 ил.

Стапель для измерения осевой силы тяги ракетного двигателя // 2554668

Изобретение относится к области испытаний ракетных двигателей, а именно к стапелям для измерения осевой силы тяги ракетных двигателей. Стапель для измерения осевой силы тяги ракетного двигателя содержит неподвижную раму, подвижную часть с узлами крепления двигателя, переходник и преобразователи силы. На переходнике установлен опорный полый стакан, внутри которого размещены один или несколько полых поршней, причем внутри каждого полого поршня на упругих мембранах установлена втулка. Преобразователи силы закреплены на втулке соосно. Изобретение позволяет повысить точность измерения осевой силы тяги при стендовых испытаниях ракетного двигателя твердого топлива. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.