Установка для гашения ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях

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 области ракетной техники, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ), и предназначено для гашения РДТТ при наземной отработке, в том числе РДТТ большого удлинения, а также высотных РДТТ при испытании в газодинамических трубах (ГДТ).

В процессе отработки РДТТ возникает необходимость оценки состояния материальной части РДТТ путем дефектации ее после огневых стендовых испытаний (ОСИ). По результатам дефектации элементов РДТТ (корпуса, сопла) определяются состояние теплозащитных покрытий, степень уноса, деструкции и разрушения материалов. Однако за период от окончания работы РДТТ до проведения дефектации материалы конструкции подвергаются дополнительным воздействиям, которые обусловлены догоранием остатков твердого топлива в камере сгорания, выравниванием температуры по толщине стенок, взаимодействием с атмосферным кислородом. Выделяемая в этот период теплота вызывает дополнительное коксование теплозащитных материалов, тепловое повреждение силовых элементов конструкции.

Описанные процессы приводят к ошибочной оценке результатов испытаний и надежности работы конструкции РДТТ, что, в свою очередь, может существенно повысить погрешности расчетов удельного импульса тяги, требуемых толщин стенок корпуса и его теплозащиты.

Наиболее эффективным средством фиксации состояния материальной части РДТТ после ОСИ является гашение, при котором происходит быстрое прекращение процессов горения в двигателе и устраняются или минимизируются эффекты последействия.

Известны установки гашения (см. Конструкция и отработка РДТТ / Под редакцией A.M. Виницкого. - М.: Машиностроение, 1980. - Стр. 117), которые содержат устройства подачи воды компактной струей, например, с помощью обычных брандспойтов. При этом хладагент (вода) подается со стороны сопла РДТТ.

В этом случае поверхность РДТТ охлаждается неравномерно, возможно механическое и термическое разрушение как теплоемких элементов сопла, так и деструктированных слоев теплозащитного покрытия из-за высокой кинетической энергии струи.

Известна установка для гашения РДТТ при испытаниях (см. патент РФ №2477810). Установка содержит источник хладагента, соединенное с ним через управляющий клапан устройство подачи хладагента в камеру сгорания.

Недостатком установки является подача хладагента в камеру сгорания через систему узла давления (через штуцер в донной части), использующегося для измерения давления в камере сгорания РДТТ, что изменяет штатную конструкцию РДТТ и является недопустимым при зачетных испытаниях.

Известна также установка для испытаний высотных РДТТ (см. патент РФ №2514326), являющаяся ближайшим аналогом предлагаемого изобретения. Составной частью данной установки является установка гашения, содержащая связанную с системой подачи охлаждающей жидкости полую штангу с форсункой.

При проведении гашения форсунка находится напротив выходного сечения сопла, что не позволяет создавать зоны распыления охлаждающей жидкости вдоль камеры РДТТ, включая труднодоступные участки. Не обеспечивается одно из основных требований при гашении - равномерное охлаждение всей поверхности камеры сгорания РДТТ (см. Конструкция и отработка РДТТ / Под редакцией A.M. Виницкого. - М.: Машиностроение, 1980. - Стр. 117, 118). Особенно большая неравномерность охлаждение камеры сгорания РДТТ в этом случае характерна для двигателей большого удлинения. Кроме того, нахождение форсунки напротив выходного сечения сопла не позволяет выполнить еще одно из основных требований - охлаждение элементов соплового аппарата должно быть менее интенсивным, чем охлаждение облицовок камеры сгорания РДТТ.

Следует отметить, что в начальный момент гашения РДТТ падение давления в камере сгорания за счет снижения температуры продуктов сгорания опережает рост давления за счет прихода массы хладагента, вследствие чего наблюдается подсос окружающего воздуха в камеру сгорания РДТТ во время гашения, процессы горения интенсифицируются, а эффекты последействия возрастают.

Таким образом, в известной установке не представляется возможным проведение эффективного охлаждения двигателя и получение с требуемой точностью информации о состоянии материальной части и работоспособности РДТТ.

Технической задачей данного изобретения является получение достоверной информации на момент окончания работы РДТТ о состоянии материальной части и работоспособности РДТТ, в том числе РДТТ большого удлинения, а также высотных РДТТ при испытании в газодинамических трубах (ГДТ).

Технический результат достигается тем, что в установке для гашения ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях, содержащей 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, при этом 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, при этом по периметру коллекторов перетекания охлаждающей жидкости установлены форсунки. На полом поршне может быть установлен центрирующий механизм, выполненный в виде поворотных стержней с фиксаторами начального и конечного положений.

Размещение между полой штангой с форсункой и системой подачи охлаждающей жидкости телескопически сочлененных между собой полых поршней, при этом 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, при этом по периметру коллекторов перетекания охлаждающей жидкости установлены форсунки, обеспечивает последовательную раздвижку полых поршней и создание нескольких зон распыления охладителя вдоль удлиненной камеры сгорания и элементов соплового аппарата РДТТ. При этом форсунки, установленные на различных коллекторах перетекания охлаждающей жидкости, имеют величину расхода в зависимости от требуемой интенсивности охлаждения, что позволяет выполнять равномерное охлаждение всей поверхности камеры сгорания удлиненного РДТТ, включая труднодоступные участки, а также менее интенсивное охлаждение элементов соплового блока РДТТ.

Следует отметить, что реакция опоры, а как следствие и трение при выдвижении поршней, зависит от длины телескопически сочлененных между собой полых поршней при их консольном расположении. При этом последовательная раздвижка поршней обеспечивает уменьшение длины консоли выдвигаемой части телескопически сочлененных между собой полых поршней, трение на выдвижение каждого последующего поршня уменьшается, что положительно сказывается на динамике - время раздвижки уменьшается.

Кроме того, при ОСИ высотных РДТТ в газодинамических трубах (ГДТ) дополнительные зоны распыления могут создаваться вдоль ГДТ соответствующими форсунками, располагающимися при выдвинутом положении поршней в ГДТ. При этом распыление охлаждающей жидкости (например, воды) на нагретые стенки диффузора ГДТ создает паровую завесу, исключающую подсос окружающего воздуха в камеру сгорания РДТТ во время гашения. В этом случае в камеру РДТТ подсасывается водяной пар, тем самым предотвращается интенсификация процессов горения, а эффекты последействия уменьшаются. Подсос наблюдается в начальный момент гашения, когда падение давления в камере сгорания за счет снижения температуры продуктов сгорания опережает рост давления за счет прихода массы охлаждающей жидкости.

Установка на полом поршне центрирующего механизма, выполненного в виде поворотных стержней с фиксаторами начального и конечного положения, позволяет проводить испытания в ГДТ большой длины. При этом центрирующий механизм обеспечивает соосное расположение телескопически сочлененных между собой полых поршней относительно ГДТ и РДТТ и тем самым требуемое расположение форсунок для эффективного гашения высотных РДТТ.

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

На фиг. 1 показан общий вид установки гашения РДТТ перед ОСИ удлиненного РДТТ.

На фиг. 2 показан вид А фиг. 1.

На фиг. 3 показан общий установки гашения РДТТ в раздвинутом положении при ОСИ удлиненного РДТТ.

На фиг. 4 показан вид Б фиг. 3.

На фиг. 5 показан общий вид установки гашения РДТТ перед ОСИ в ГДТ.

На фиг. 6 показан вид В фиг. 5.

На фиг. 7 показан общий вид установки гашения РДТТ в раздвинутом положении при ОСИ в ГДТ.

На фиг. 8 показан вид Г фиг. 7.

На фиг. 9 показано сечение Α-A фиг. 7.

Установка для гашения РДТТ содержит полую штангу 1 с форсункой. Между полой штангой 1 с форсункой и системой 2 подачи охлаждающей жидкости размещены телескопически сочлененные между собой полые поршни 3. У юбки 4 (направляющей части) каждого поршня установлен коллектор 5 перетекания охлаждающей жидкости, а у днища каждого поршня выполнены радиальные каналы 6, соединяющие полость поршня 3 в его выдвинутом положении с коллектором 5 перетекания охлаждающей жидкости смежного поршня 3. По периметру коллекторов 5 перетекания охлаждающей жидкости установлены форсунки 7 с возможностью размещения при гашении соответственно в камере сгорания 8 и у сопла 9 РДТТ, а при ОСИ в ГДТ с возможностью размещения при гашении и в диффузоре 10 ГДТ.

При испытании в ГДТ на полом поршне 3 может быть установлен центрирующий механизм 11, выполненный в виде поворотных стержней 12 с фиксаторами 13 начального положения и фиксаторами 14 конечного положения.

Работа установки гашения заключается в следующем.

При работе РДТТ установка для гашения РДТТ находится вне зоны высокотемпературной газовой струи. По окончании работы РДТТ из системы подачи 2 охлаждающая жидкость (например, вода) под давлением поступает в полость первого поршня 3 ряда телескопически сочлененных между собой полых поршней 3. Раздвижка поршней 3 относительно друг друга происходит поочередно и обусловлена тем, что охлаждающая жидкость из каждого предыдущего поршня 3 через полость коллектора 5 поступает в полость последующего поршня 3 через радиальные каналы 6 при крайнем выдвинутом положении поршня, когда радиальные каналы 6 совмещаются с коллектором 5. Последней выдвигается полая штанга 1 с форсункой. Соответственно по мере выдвижения поршней и заполнения охлаждающей жидкостью коллекторов 5 начинают поочередно работать форсунки 7. При этом каждая из форсунок располагается в требуемой зоне распыления и обеспечивает необходимый расход охлаждающей жидкости. Таким образом, обеспечивается равномерное охлаждение всей поверхности камеры сгорания удлиненного РДТТ, включая труднодоступные участки, а также менее интенсивное охлаждение элементов соплового блока РДТТ - выполняются основные требований к условиям охлаждения РДТТ.

При гашении высотных РДТТ в газодинамических трубах (ГДТ) некоторые коллекторы 5 располагаются в диффузоре ГДТ, а соответствующие форсунки 7 создают дополнительные зоны распыления охлаждающей жидкости вдоль ГДТ. На стенках диффузора 10, нагретых в процессе ОСИ, происходит испарение охлаждающей жидкости, что создает паровую завесу, исключающую подсос окружающего воздуха через ГДТ в камеру сгорания РДТТ во время гашения.

В ГДТ большой длины при раздвижке поршней 3 происходит раскрытие в рабочее положение центрирующего механизма 11 - поворотные стержни 12 выходят из зацепления с фиксаторами начального положения 13 и поворачиваются до упора в фиксаторы конечного положения 14. В процессе дальнейшей раздвижки поршней 3 центрирующий механизм 11 заходит первоначально в направляющий конический участок, а затем в цилиндрический участок диффузора 10 и располагается в цилиндрическом участке диффузора 10 при выдвинутом положении поршней 3. При этом поворотные стержни 12 выполняют функцию опор, обеспечивающих соосное расположение телескопически сочлененных между собой полых поршней 3 с ГДТ и РДТТ и требуемое расположение форсунок 7 для эффективного гашения высотных РДТТ.

Эффективное гашение РДТТ обеспечивает получение достоверной информации о состоянии материальной части, в том числе удлиненных РДТТ и высотных РДТТ при испытании в ГДТ.

1. Установка для гашения ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях, содержащая связанную с системой подачи охлаждающей жидкости полую штангу с форсункой, отличающаяся тем, что между полой штангой с форсункой и системой подачи охлаждающей жидкости размещены телескопически сочлененные между собой полые поршни, при этом 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, при этом по периметру коллекторов перетекания охлаждающей жидкости установлены форсунки.

2. Установка по п. 1, отличающаяся тем, что на полом поршне установлен центрирующий механизм, выполненный в виде поворотных стержней с фиксаторами начального и конечного положений.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для определения скорости горения твердого ракетного топлива при стационарном и переменном давлении в камере сгорания.

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.

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 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.

Изобретение относится к стендовому оборудованию и может быть использовано при испытаниях жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) космического назначения, связанных с определением тепловых режимов элементов ЖРД и двигательной установки (ДУ). На вакуумном стенде для тепловых испытаний ЖРД, включающем вакуумную камеру 1 со стапелем 2 для установки ЖРД 3 с соплом, имеющим радиационно-охлаждаемый насадок (РОН) 4, газодинамическую трубу 5 с эжектором 6, отсечной клапан 7 в канале газодинамической трубы (ГДТ), охлаждаемые экраны 8 на внутренних стенках вакуумной камеры 1, вакуумную систему 9, магистраль с пускоотсечным клапаном 10, сообщающую полость газодинамической трубы 5 между РОН 4 и отсечным клапаном 7 с вакуумной системой 9. На стыке среза РОН 4 с ГДТ 5 выполнен компенсатор температурного расширения в виде, состоящего из рассчитанной на радиальное температурное расширение РОН 4 тонкостенной цилиндрической или усеченно-конической мембраны 11 из жаростойкой стали, герметично соединенной посредством сварки со стенкой РОН 4 на его срезе и, с другой стороны, - через цилиндрическую стальную проставку 12 с окружающим ГДТ 5, рассчитанным на осевое температурное расширение РОН 4, тонкостенным сильфоном 13 с фланцем 14, который герметично (через уплотнение 15) соединен с фланцем 16 на охлаждаемой внешней стенке тракта охлаждения газодинамической трубы 5, при этом полость ГДТ от РОН 4 до отсечного клапана в канале ГДТ 5 подключена к системе вакуумирования 9 через пускоотсечной клапан 10. Изобретение обеспечивает повышение функциональных возможностей в части обеспечения наиболее полной имитации условий теплообмена, соответствующих объективным условиям при огневых испытаниях ЖРД и ДУ космического назначения. 2 ил.

Изобретение относится к испытаниям ракетной техники, а именно к испытаниям и утилизации ракетных двигателей твердого топлива, имеющих сопла, направленные перпендикулярно оси стенда. Устройство для стендовой отработки ракетного двигателя твердого топлива, имеющего сопла, направленные перпендикулярно оси двигателя, включает газоотражатели. Каждый газоотражатель содержит раму, сваренную из металлического уголка, и экран, выполненный из металлического листа. Напротив каждого сопла ракетного двигателя с возможностью демонтажа установлен газоотражатель под углом 45° к оси двигателя. Экран газоотражателя покрыт огнестойким асбестовым полотном как минимум в один слой. При стендовой отработке ракетного двигателя твердого топлива, имеющего сопла, направленные перпендикулярно оси двигателя, устанавливают снаряженный двигатель на силовой пол с упором его передней части в упорный бык, запускают его и измеряют параметры работы. Перед испытанием напротив каждого сопла на силовой пол стенда устанавливают и закрепляют сваркой газоотражатель, имеющий экран, покрытый огнестойким асбестовым полотном как минимум в один слой. Экран каждого газоотражателя располагают под углом 45° к оси двигателя. После окончания испытаний газоотражатели демонтируют. Изобретение позволяет обеспечить целостность стендового и измерительного оборудования. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей на твердом топливе. Установка для гашения ракетного двигателя на твердом топливе при испытаниях содержит источник жидкого хладагента, а также соединенное с ним через трубопровод и управляющий клапан кольцевое сверло с отверстиями в стаканообразном корпусе, закрепленное в механизме привода вращения и подачи кольцевого сверла. Внутри стаканообразного корпуса размещен подпружиненный поршень с возможностью перекрытия отверстий при перемещении. На поршне установлены толкатели с осевыми отверстиями, при этом в отверстиях стенок стаканообразного корпуса и толкателях размещены поворотные форсунки. В стаканообразном корпусе кольцевого сверла соосно установлено центрирующее сверло. Изобретение позволяет повысить достоверность получаемой при испытаниях информации о состоянии материальной части ракетного двигателя твердого топлива за счет повышения эффективности его гашения. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к ракетной технике, и может быть использовано при отработке корпусов ракетных двигателей твердого топлива. Устройство для испытаний на прочность раскрепляющей манжеты корпуса ракетного двигателя содержит неподвижное кольцо, подвижное кольцо, клинья, прижимы и динамометр. Неподвижное кольцо закреплено снаружи на фланце корпуса двигателя, а подвижное кольцо установлено с внутренней стороны корпуса с возможностью соосного осевого перемещения относительно неподвижного кольца по скрепленным с ним направляющим. Клинья установлены на периферии подвижного кольца, равномерно по окружности, и имеют внутренние и наружные профилированные поверхности. Клинья расположены в зазоре между внутренней поверхностью раскрепляющей манжеты и теплозащитным покрытием корпуса. Прижимы выполнены с профилированной поверхностью, сопрягаемой с наружной поверхностью раскрепляющей манжеты. Динамометр соединен с неподвижным кольцом и упирается в подвижное кольцо. Изобретение позволяет повысить качество контроля изготовления корпуса ракетного двигателя за счет проведения контроля раскрепляющей манжеты путем приложения усилия, имитирующего усилие, воздействующее на манжету при усадке заряда в процессе отверждения топлива. 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способам определения характеристик новых композиций твердого ракетного топлива, в частности для прямоточных воздушно-реактивных двигателей. При определении единичного импульса твердого топлива сжигают бронированный образец исследуемого топлива в объеме газа и измеряют реактивную силу истекающих продуктов сгорания. Образец топлива размещают в модели камеры дожигания, газодинамически подобной камере дожигания натурного двигателя, и обдувают потоком газа с параметрами, соответствующими обдуву заряда твердого топлива натурного двигателя. Часть поверхности образца покрывают бронировкой, обеспечивающей задержку воспламенения бронированной поверхности в течение времени, составляющего 10-50% от длительности сгорания образца исследуемого топлива без бронировки. Изобретение позволяет повысить достоверность измерения единичного импульса твердого топлива, а также сократить длительность и количество натурных испытаний двигателя. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к ракетным двигателям твердого топлива, и, в частности, может найти применение при испытаниях скрепленных с корпусом крупногабаритных зарядов в ракетных системах различного назначения, преимущественно эксплуатирующихся на подвижных носителях автомобильного или железнодорожного типа. При испытании скрепленного с корпусом заряда ракетного двигателя твердого топлива осуществляют термостатирование заряда при форсированных нагрузках и последующую проверку работоспособности огневыми стендовыми испытаниями. На заряд воздействуют последовательным приложением статической и повторно-переменной форсированных нагрузок, уровень и длительность которых определяют из условия равенства накопленных повреждений в заряде в режиме штатной эксплуатации и при форсированных испытаниях. Непосредственно перед огневыми стендовыми испытаниями проводят контроль структурной целостности скрепленного заряда. Изобретение позволяет повысить достоверность и сократить длительность испытаний скрепленных с корпусом зарядов ракетных двигателей твердого топлива. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при испытании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) и других энергетических установок. Стенд для испытаний энергетических установок содержит систему подачи компонентов топлива с агрегатами управления и систему подачи технологического газа, при этом на выходе энергетической установки установлен трубопровод, связанный с газгольдером, газгольдер соединен с компрессором, который в свою очередь соединен с системой баллонов высокого давления, газгольдер установлен на подвижной платформе, полость наддува газом расходной емкости с компонентом топлива соединена со входом компрессора, а выход компрессора соединен со входом газа в систему баллонов высокого давления. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к радиотехническому испытательному оборудованию, предназначенному для проведения стендовых испытаний ракетных двигателей космических аппаратов, в частности для измерения электромагнитного излучения. Реверберационная камера содержит корпус, источник электромагнитного излучения, измерительную антенну, экран, выполненный из электропроводящего материала, узлы крепления элементов конструкции камеры к корпусу камеры, переизлучатель электромагнитного излучения, выполненный с возможностью вращения, и узел вращательного движения переизлучателя. Экран расположен в полости камеры между источником электромагнитного излучения и измерительной антенной. Переизлучатель выполнен в виде цилиндрической обечайки с расположенными на ее поверхности щелевыми отверстиями. В качестве источника электромагнитного излучения использован ракетный двигатель, генерирующий направленный поток заряженных частиц, а в качестве корпуса - осесимметричный корпус вакуумной камеры. Выходной канал ракетного двигателя ориентирован в направлении продольной оси симметрии корпуса вакуумной камеры. Переизлучатель расположен со стороны выходного канала ракетного двигателя, выполнен с возможностью вращения относительно продольной оси симметрии и соединен с узлом вращательного движения. Внутренний диаметр переизлучателя превышает поперечный размер ракетного двигателя, а продольная ось симметрии переизлучателя ориентирована вдоль направления движения генерируемого ракетным двигателем потока заряженных частиц. Изобретение позволяет повысить достоверность и точность измерения возбуждаемых ракетным двигателем электромагнитных колебаний в процессе испытаний на электромагнитную совместимость с радиотехническим оборудованием космического аппарата. 14 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей твердого топлива с имитацией высотных условий. Стенд для высотных испытаний ракетных двигателей содержит барокамеру, узел впрыска рабочей жидкости через струйные форсунки и выхлопной диффузор, оси струйных форсунок расположены под углом впрыска по отношению к оси выхлопного диффузора. Угол впрыска определяется соотношением, защищаемым настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить эффективность охлаждения наиболее теплонапряженного входного участка выхлопного диффузора в условиях сверхзвукового высокотемпературного течения продуктов сгорания при работе ракетного двигателя на твердом топливе. 3 ил.

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.

Наверх