Способ подтверждения внутрибаллистических и энергетических характеристик твердотопливного заряда ракетного двигателя и стендовое устройство

При подтверждении внутрибаллистических и энергетических характеристик твердотопливного заряда ракетного двигателя сжигают серию зарядов с различной скоростью горения в камере-имитаторе с расходным круглым отверстием критического сечения с замером давления в камере-имитаторе. Перед сжиганием заряд термостатируется до температуры, обеспечивающей скорость горения заряда и давление в двигателе с минимальными отклонениями от их номинальных значений и определяемой по формуле, защищаемой настоящим изобретением. Стендовое устройство для подтверждения внутрибаллистических и энергетических характеристик твердотопливного заряда ракетного двигателя содержит металлический стапель с горизонтальной поворотной плитой для крепления камеры-имитатора с расходным круглым отверстием критического сечения, датчик замера давления в камере-имитаторе и силоизмеритель между поворотной плитой и стапелем. Стапель имеет вертикальную упорную стенку, к которой крепится кронштейн с подшипниковым узлом для вертикального вала поворотной плиты. Силоизмеритель закреплен на вертикальной упорной стенке стапеля и соприкасается с боковой поверхностью поворотной плиты. Поворотная плита и вертикальная упорная стенка стапеля связаны в горизонтальной плоскости витой пружиной для начального поджатия поворотной плиты стапеля к силоизмерителю. Поворотная плита под камерой-имитатором имеет вертикальные стойки, соприкасающиеся с полом стенда через концевые подшипники, оси которых перпендикулярны оси силоизмерителя. Камера-имитатор заключена в теплоизолирующий кожух и имеет трубопровод с соплом, ось которого параллельна оси силоизмерителя. Оси трубопровода с соплом и силоизмерителя перпендикулярны вертикальной упорной стенке стапеля. Группа изобретений позволяет снизить погрешность при определении внутрибаллистических и энергетических характеристик твердотопливного заряда ракетного двигателя. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Настоящее изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при отработке твердотопливного заряда для двигателя, в конструкции которого предусмотрен предельный клапан, гарантирующий сброс давления в камере сгорания сверх допустимого.

Твердое топливо таких двигателей характерно высокой чувствительностью скорости горения "u" к давлению pк в камере сгорания (u=u1·pν, где u1 - коэффициент, соответствующий определенному топливу, ν - показатель степени в законе скорости горения, ν~0,6…0,7) и большим разбросом скорости горения "Δu" от номинала Δu~10…15% для зарядов в разных партиях изготовления, что создает значительные трудности в подтверждении требуемых расходных характеристик газа "Gτ" и внутрибаллистических характеристик (ВБХ) в целом.

В настоящее время при отработке таких зарядов используется камера-имитатор с разными критическими сечениями выходного отверстия в зависимости от скорости горения заряда, определенной в приборе постоянного давления (ППД) для каждой партии зарядов. Например, используется ряд из 10 сопел, каждое из которых соответствует определенному интервалу скоростей горения и служит для непревышения предельного давления и обеспечения минимальных отклонений давления от номинального значения. При этом для точного определения характеристик камера-имитатор не содержит регулятор давления.

Принцип применения различных критических сечений выходных сопел (регулирование сопел) в зависимости от температуры заряда для обеспечения не превышения давления в камере сгорания приведен, например, в кн. "Теория ракетного двигателя на твердом топливе", авт.Шапиро Я.М., Мазинг Г.Ю., Прудников Н.Е., М. 1966 г., Военное издательство МО СССР, с. 172…177.

При использовании набора сопел для испытаний зарядов двигателя создается дополнительная погрешность в определении разбросов внутрибаллистических характеристик, в том числе при анализе аномальных огневых стендовых испытаний (ОСИ), т.к. изменяется полный импульс давления (J) в камере сгорания, что не дает возможность точно оценить изменение внутрибаллистических и энергетических характеристик (ВБХ и ЭХ) двигателя.

Задачей изобретения является создание способа испытаний, позволяющего существенно уменьшить погрешность в определении ВБХ и ЭХ ракетного двигателя.

Указанная задача выполняется за счет того, что в известном способе подтверждения внутрибаллистических и энергетических характеристик твердотопливного заряда ракетного двигателя, заключающемся в сжигании серии зарядов с различной скоростью горения в камере-имитаторе, заряды испытываются с одинаковым расходным круглым отверстием критического сечения с замером давления в камере-имитаторе, каждый заряд термостатируется до температуры, обеспечивающей скорость горения заряда и давление в двигателе с минимальными отклонениями от их номинальных значений и определяемой по формуле:

где tтерм - температура термостатирования заряда перед огневым стендовым испытанием (ОСИ);

tmax - максимальная температура в диапазоне эксплуатации;

tmin - минимальная температура в диапазоне эксплуатации;

u П П Д i - скорость горения заряда в конкретной партии, определенная в приборе постоянного давления (ППД);

umax - максимальная скорость горения заряда при максимальной температуре в диапазоне эксплуатации;

umin - минимальная скорость горения заряда при минимальной температуре в диапазоне эксплуатации.

Предложенный способ подтверждения ВБХ и ЭХ (как пример для конкретного заряда при ОСИ) иллюстрируется диаграммами.

На фиг. 1 изображена диаграмма tтерм (вертикальная ось) от " u П П Д i " (горизонтальная ось), как иллюстрация предложенной в формуле математической зависимости t т е р м ( u П П Д i ) . Точка пересечения с наклонной линией зависимости перпендикуляра от конкретного значения " u П П Д i " и определяет конкретную температуру t т е р м i .

На фиг. 2 изображены номинальная и предельные зависимости давления в камере p(τ) с применением одного расходного отверстия с одинаковым dкр и термостатированием предложенным способом.

На фиг. 3 изображены номинальная и предельные зависимости давления в камере p(τ) с одинаковым dкр, но без предложенного термостатирования.

График фиг. 2 имеет узкий разброс давлений в камере p(τ) с малым разбросом полного времени работы заряда (τп) по сравнению с графиками фиг. 3, где предельные скорости горения и предельная температура заряда вызывают запредельное давление в камере или запредельное время работы двигателя, что может привести к прогару ТЗП камеры.

Для осуществления указанного способа подтверждения ВБХ и ЭХ твердотопливного заряда предложено стендовое устройство, показанное на фиг. 4, 5 и 6. На фиг. 4 изображен фронтальный вид предложенного стендового устройства, на фиг. 5 изображен вид сверху стендового устройства, на фиг. 6 изображен вид сбоку стендового устройства.

Проведенные стендовые сжигания штатных твердотопливных зарядов (с различной скоростью горения) по предложенному способу подтверждения ВБХ и ЭХ (с предварительным термостатированием) иллюстрируются диаграммами (см. фиг. 2), которыми подтверждаются предельные зависимости p(τ) и номинальная зависимость pnom(τ).

Предложенный способ подтверждения ВБХ и ЭХ заряда в камере-имитаторе позволяет сократить количество комплектующих элементов, необходимых для проведения ОСИ при отработке заряда, а также существенно уменьшить разбросы замеренных параметров, тем самым повысить надежность конструкции двигателя в целом.

Для реализации предложенного способа подтверждения ВБХ и ЭХ твердотопливного заряда ракетного двигателя используется стендовое устройство.

Предложенное стендовое устройство использует известный принцип "Статического стенда вращения" для определения импульса тяги специального двигателя типа "сегнерово колесо" (см., например, кн. "Экспериментальные методы определения параметров двигателей специального назначения", авт.И.М. Гладков, B.C. Мухамедов, Е.Л. Валуев, В.И. Черепов, М. 1993 г., МИТ).

Задача изобретения - упростить конструкцию стендового устройства с возможностью использовать силоизмеритель с широким диапазоном измерений для двигателей с разной тягой с одним соплом (например, в диапазоне Rтяги=1-50 кгс) с сохранением требуемой погрешности определения зависимости Rтяги(τ).

Поставленная задача выполнена в стендовом устройстве, содержащем металлический стапель с горизонтальной поворотной плитой для крепления камеры-имитатора с расходным круглым отверстием критического сечения, датчик замера давления в камере-имитаторе, силоизмеритель между поворотной плитой и стапелем, стапель имеет вертикальную упорную стенку, к которой крепится кронштейн с подшипниковым узлом для вертикального вала поворотной плиты, силоизмеритель закреплен на вертикальной упорной стенке стапеля и соприкасается с боковой поверхностью поворотной плиты, которая под камерой-имитатором имеет вертикальные стойки, соприкасающиеся с полом испытательного стенда через концевые подшипники, оси которых параллельны вертикальной упорной стенке стапеля, поворотная плита и вертикальная упорная стенка стапеля связаны в горизонтальной плоскости витой пружиной для начального поджатия поворотной плиты к силоизмерителю, камера-имитатор заключена в теплоизолирующий кожух, камера-имитатор имеет трубопровод с соплом, ось которого параллельна оси силоизмерителя, при этом оси трубопровода с соплом и силоизмерителя перпендикулярны вертикальной упорной стенке стапеля, расстояния от оси вертикального вала поворотной плиты до оси силоизмерителя "l" и до оси сопла трубопровода "L" связаны соотношением:

где Fсил - показания силоизмерителя,

Rсоп - сила реактивной тяги сопла камеры-имитатора.

Стендовое устройство состоит из металлического стапеля (см. фиг. 4), вертикальная упорная стенка 1 которого закреплена на полу 2 испытательного стенда. Горизонтальная поворотная плита 3 имеет вертикальный вал 4 в подшипниковом узле 5, который с помощью кронштейна 6 (см. фиг. 5) закреплен на вертикальной упорной стенке 1.

На поворотной плите 3 (в противоположной вертикальному валу 4 стороне) установлена камера-имитатор 7 с твердотопливным зарядом и пиропатроном 8 (инициатор поджига заряда). Между вертикальным валом 4 и камерой-имитатором 7 на вертикальной упорной стенке 1 закреплен силоизмеритель 9 (первичный преобразователь), ось которого перпендикулярна поверхности вертикальной упорной стенки 1 и боковой поверхности соприкасающейся поворотной плиты 3 и находится на определенном расстоянии "l" от оси вертикального вала 4 (см. фиг. 5).

Поворотная плита 3 и вертикальная упорная стенка 1 в горизонтальной плоскости связаны витой пружиной 10 (см. фиг. 5) для начального поджатия поворотной плиты 3 к силоизмерителю 9 (практически с неизменным усилием в процессе работы).

Камера-имитатор 7 (см. фиг. 5) имеет трубопровод 11, оканчивающийся соплом 12 (ось сопла параллельна оси силоизмерителя 9 и отстоит от оси вертикального вала 4 на определенном расстоянии "L"). На камере-имитаторе 7 через патрубок установлен датчик замера давления 13 в камере сгорания. К камере-имитатору 7 через газоотвод 14 подсоединена теплоизолированная емкость 15, имитирующая начальный свободный объем камеры сгорания штатного двигателя.

Поворотная плита 3 (см. фиг 6) снизу (под установленной камерой-имитатором 7) имеет вертикальные стойки 16 с концевыми подшипниками 17, контактирующими с полом 2 испытательного стенда, причем оси подшипников параллельны вертикальной упорной стенке 1 стапеля.

Камера-имитатор 7 окружена теплоизолирующим кожухом 18.

Ось силоизмерителя 9 и ось сопла 12 находятся в одной горизонтальной плоскости для исключения погрешности в измерении вектора тяги. Ось сопла 12 отстоит от оси вертикального вала 4 на определенном расстоянии "L" (см. фиг. 5), которое определяется габаритами стенда.

В соответствии с заявленным способом термостатированный заряд в камере-имитаторе перед огневым стендовым испытанием устанавливают на плите 3 и сохраняют его температуру до окончания ОСИ с помощью теплоизолирующего кожуха 18.

После срабатывания пиропатрона 8 и воспламенения заряда продукты сгорания по газоотводу 14 заполняют теплоизолированную емкость 15, которая демпфирует возможный всплеск давления в камере сгорания в процессе воспламенения заряда.

Сила реактивной тяги сопла Rсоп 12 поджимает чувствительную головку первичного преобразователя (силоизмерителя) 9 к боковой вертикальной поверхности горизонтальной поворотной плиты 3. Расстояние "l" от горизонтальной оси силоизмерителя 9 до вертикальной оси вала 4 выбирается исходя из условия диапазона измерения конкретного силоизмерителя. При более "грубом" силоизмерителе (с увеличенным диапазоном измерения силы) его устанавливают ближе к оси вала 4 и тем самым точно подтверждают реактивную силу Rсоп от сопла двигателя в соответствии с соотношением (где Fсил - показания силоизмерителя).

Используя при обработке результатов ОСИ массу сгоревшего топлива и интеграл тяги JRсоп(τ), определяют практический удельный импульс заряда для подтверждения энергетических характеристик двигателя и расходные характеристики продуктов сгорания заряда.

Огневые испытания на предложенном стендовом устройстве позволяют рационально использовать имеющиеся силоизмерители для определения энергетических характеристик заряда с минимальной погрешностью при ограниченном количестве опытов.

1. Способ подтверждения внутрибаллистических и энергетических характеристик твердотопливного заряда ракетного двигателя, заключающийся в сжигании серии зарядов с различной скоростью горения в камере-имитаторе с расходным круглым отверстием критического сечения с замером давления в камере-имитаторе, отличающийся тем, что заряд перед сжиганием термостатируется до температуры, обеспечивающей скорость горения заряда и давление в двигателе с минимальными отклонениями от их номинальных значений и определяемой по формуле:

где tтерм - температура термостатирования заряда перед огневым стендовым испытанием (ОСИ);
tmax - максимальная температура в диапазоне эксплуатации;
tmin - минимальная температура в диапазоне эксплуатации;
u П П Д i _ скорость горения заряда в конкретной партии, определенная в приборе постоянного давления (ППД);
umax - максимальная скорость горения заряда при максимальной температуре в диапазоне эксплуатации;
umin - минимальная скорость горения заряда при минимальной температуре в диапазоне эксплуатации.

2. Стендовое устройство для подтверждения внутрибаллистических и энергетических характеристик твердотопливного заряда ракетного двигателя, содержащее металлический стапель с горизонтальной поворотной плитой для крепления камеры-имитатора с расходным круглым отверстием критического сечения, датчик замера давления в камере-имитаторе, силоизмеритель между поворотной плитой и стапелем, отличающееся тем, что стапель имеет вертикальную упорную стенку, к которой крепится кронштейн с подшипниковым узлом для вертикального вала поворотной плиты, силоизмеритель закреплен на вертикальной упорной стенке стапеля и соприкасается с боковой поверхностью поворотной плиты, поворотная плита и вертикальная упорная стенка стапеля связаны в горизонтальной плоскости витой пружиной для начального поджатия поворотной плиты стапеля к силоизмерителю, поворотная плита под камерой-имитатором имеет вертикальные стойки, соприкасающиеся с полом стенда через концевые подшипники, оси которых перпендикулярны оси силоизмерителя, камера-имитатор заключена в теплоизолирующий кожух, камера-имитатор имеет трубопровод с соплом, ось которого параллельна оси силоизмерителя, при этом оси трубопровода с соплом и силоизмерителя перпендикулярны вертикальной упорной стенке стапеля, расстояния от оси вертикального вала поворотной плиты до оси силоизмерителя "l" и до оси сопла трубопровода "L" связаны соотношением:

где Fсил - показания силоизмерителя,
Rсоп - сила реактивной тяги сопла камеры-имитатора.

3. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что оси силоизмерителя и сопла трубопровода находятся в общей горизонтальной плоскости.

4. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что камера-имитатор снабжена теплоизолированной емкостью, имитирующей начальный свободный объем камеры сгорания штатного двигателя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), снабженных устройствами гашения колебаний (демпферами).

Экспериментальный газогенератор для определения параметров продуктов сгорания твердых топлив, включающий корпус, переднюю крышку, сопловой блок и заряд торцевого горения из твердого топлива, а также датчик тяги, выполненный с возможностью упора в опорную плиту.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей твердого топлива.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендам для проведения гидроиспытаний корпусов ракетных двигателей на твердом топливе, как на рабочее давление, так и на давление формования твердотопливного заряда.

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.

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.
Изобретение относится к комплексам автоматизированного управления ракетными формированиями и формированиями реактивных систем залпового огня крупного калибра.

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 в динамических условиях.

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.

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.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для определения скорости горения твердого ракетного топлива при стационарном и переменном давлении в камере сгорания. Способ включает подготовку, монтаж и сжигание цилиндрического образца твердого ракетного топлива в камере сгорания, имеющей систему регистрации давления и вентили подачи и сброса давления, нанесение пропилов на поверхность образца, поджигание образца, поддержание и контроль давления в камере на уровне заданного, определение скорости горения по расчетным соотношениям. Поддержание и контроль давления осуществляется автоматически, а сжигание образца осуществляется в камере сгорания, заполненной до начала горения инертным газом, сжатым до требуемого уровня. Перед монтажом у испытуемого образца, со стороны наружной цилиндрической поверхности, на фиксируемых расстояниях от переднего торца образца в радиальном направлении ножевыми резцами наносят две или более кольцевых радиальных просечек и затем бронируют образец по цилиндрической поверхности, причем просечки наносят в начале и конце каждого контрольного участка. Скорость горения твердого ракетного топлива определяют на контрольном участке горящего свода образца по расчетным соотношениям. Изобретение повысить точность определения скорости горения твердого ракетного топлива. 5 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей твердого топлива. Установка для гашения ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях содержит связанную с системой подачи охлаждающей жидкости полую штангу с форсункой. Между полой штангой с форсункой и системой подачи охлаждающей жидкости размещены телескопически сочлененные между собой полые поршни, причем у юбки каждого поршня установлен коллектор перетекания охлаждающей жидкости, а у днища каждого поршня выполнены радиальные каналы, соединяющие полость поршня в его выдвинутом положении с коллектором перетекания охлаждающей жидкости смежного поршня. По периметру коллекторов перетекания охлаждающей жидкости установлены форсунки. На полом поршне установлен центрирующий механизм, выполненный в виде поворотных стержней с фиксаторами начального и конечного положений. Изобретение позволяет получить достоверную информацию о состоянии материальной части, в том числе ракетных двигателей большого удлинения, а также высотных ракетных двигателей при огневых стендовых испытаниях в газодинамических трубах. 1 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к моделированию процесса сжигания продуктов газификации неизрасходованных остатков жидких компонентов ракетного топлива в баках отработанной ступени ракеты-носителя. В способе моделирования, включающем введение в экспериментальную установку продуктов газификации из каждого бака, зажигание рабочей смеси, проведение измерений параметров процесса, в соответствии с изобретением при моделировании процесса сжигания продуктов газификации окислителя, исследуемый состав приготавливают путем смешения газообразного окислителя, паров воды и гелия, а при моделировании процесса сжигания продуктов газификации горючего, исследуемый состав приготавливают путем смешения теплоносителя, газообразного горючего и гелия. Устройство для реализации способа, включающее в свой состав коллектор, экспериментальный бак, магистрали подачи компонентов топлива, при этом в его состав введены баллоны, наполненные продуктами газификации компонентов топлива и соединенные через регулируемые клапаны, и дроссели с коллектором, система зажигания продуктов газификации. Изобретение обеспечивает расширение экспериментальных методов исследований сжигания сложных составов, а также снижение затрат при проведении экспериментальных исследований. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх