Способ испытаний скрепленных с корпусом зарядов ракетных двигателей твердого топлива

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 ракетной технике, а именно к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ), и, в частности, может найти применение при испытаниях скрепленных с корпусом крупногабаритных (массой более 3000 кг и диаметром более 1000 мм) зарядов в ракетных системах различного назначения, преимущественно эксплуатирующихся на подвижных носителях автомобильного или железнодорожного типа.

Срок сохраняемости современных РДТТ составляет 20-25 лет и является одним из основных требований технического задания (ТЗ) на разработку твердотопливных зарядов. Для подтверждения сохраняемости зарядов в течение гарантийных сроков (ГС) используют методы ускоренных (форсированных по времени) испытаний. Режимы этих испытаний назначают из условий моделирования физико-химических процессов старения (деструкции, структурирования, массопереноса и т.д.) и накопления усталостных повреждений от воздействия силовых и температурных нагрузок в материалах РДТТ при длительной эксплуатации.

Методы форсированного моделирования этих одновременно происходящих процессов базируются на использовании принципов температурно-временной и напряженно-временной аналогии. Основным условием, определяющим достоверность результатов моделирования, является адекватность физико-химических процессов, происходящих в системе заряд-корпус при штатной эксплуатации и в процессе форсированного испытания.

Известен способ испытания заряда твердого ракетного топлива, предложенный в патенте RU 2409756 (опубл. 20.01.2011), включающий термостатирование заряда и огневые стендовые испытания.

Этот способ применяется к зарядам вкладного типа и направлен на оценку сроков служебной пригодности по методу ускоренных климатических испытаний (УКИ). Время термостатирования УКИ определяется на основе принципов температурно-временной эквивалентности к реальным условиям эксплуатации РДТТ с использованием известного уравнения Аррениуса и введением поправки на время воздействия на изделие солнечной радиации, оцениваемой по определенным соотношениям.

Одним из наиболее существенных недостатков данного способа испытаний РДТТ является необходимость длительного воздействия на заряд повышенных (по сравнению со штатными условиями эксплуатации) температур, вследствие чего в материале заряда могут происходить физико-химические процессы, не характерные для штатных условий хранения и эксплуатации РДТТ. Кроме того, в процессе УКИ не учитывается накопление в СРТТ структурных повреждений, обусловленных длительным действием на заряд внешних нагрузок в течение ГС и ограничивающих его несущую способность.

В результате снижается достоверность прогноза параметров прочностной работоспособности и подтверждения сроков служебной пригодности крупногабаритных зарядов, скрепленных с корпусом РДТТ.

Следует отметить также, что, как показывает опыт, для некоторых видов скрепленных с корпусом крупногабаритных зарядов РДТТ, изготовленных по современной технологии низкотемпературной вулканизации (равновесная температура Тр заряда находится в диапазоне эксплуатационных температур Тэ) и содержащих такие элементы конструкции, как, например, замкнутые щелевые вырезы, недопустимо нагревание изделия выше определенного предела из-за опасности его длительного осевого обжатия и потери устойчивости конструктивных элементов заряда.

Следовательно, способ испытаний заряда РДТТ, изложенный в патенте RU 2409756, имеет конструкторские и материаловедческие ограничения для применения к крупногабаритным зарядам РДТТ скрепленного типа.

Наиболее близким к заявляемому изобретению является способ испытаний скрепленных зарядов РДТТ, предложенный в патенте RU 2217746 (опубл. 27.11.2003 г.), включающий термостатирование заряда при форсированных нагрузках и последующую проверку работоспособности огневыми стендовыми испытаниями.

В прототипе технический результат моделирования повреждений, накопленных в заряде при длительной эксплуатации и работе ДУ, достигается воздействием форсированными температурными нагрузками за счет термостатирования РДТТ при максимальных положительных и отрицательных температурах эксплуатации. Значения этих нагрузок определяют по соотношению, позволяющему учесть эффекты изменения физико-механических характеристик топлива при старении. В качестве критерия моделирования происходящих изменений структуры и свойств топлива заряда используют равенство накопленной усталости заряда при проводимом форсированном испытании и эксплуатации в естественных условиях. В прототипе указывается, что предлагаемый метод подтверждения сроков сохраняемости воспроизводит реальные процессы, протекающие в заряде, и учитывает нагрузки, действующие на него в процессе эксплуатации.

Но в крупногабаритных скрепленных с корпусом зарядах РДТТ, базирующихся на подвижных транспортных средствах, не представляется возможным моделировать комплекс реальных эксплуатационных силовых воздействий в течение ГС одними только повышенными температурными нагрузками. Это связано с особенностями эксплуатации и изготовления указанного типа РДТТ. Современные технологии изготовления крупногабаритных скрепленных с корпусом зарядов позволяют существенно снизить равновесную температуру до Тр=(13-16°C), приближая ее к нижней границе температурного диапазона эксплуатации (min ТЭ=10-12°С), что существенно снижает эксплуатационную напряженность заряда в условиях штатной эксплуатации. При равновесной температуре в системе заряд-корпус отсутствуют температурные напряжения. Следовательно, снижается достоверность известного способа и диапазон конструкций и составов топлив зарядов, к которым он может быть применен.

Вместе с тем, при длительной эксплуатации крупногабаритных зарядов существенное влияние на прочностную работоспособность оказывают массовые силы от собственного веса и вибрационных транспортных нагрузок (Войцеховский А.И., Королев М.С., Чесноков Б.В. Основные методы назначения режимов лабораторных транспортных испытаний конструкций ракетно-космической техники // Космонавтика и ракетостроение №4 (77), 2014 г., - с. 134-139).

Наиболее эксплуатационно нагруженные области локализуются в краевых зонах скрепленного с корпусом заряда. Оценка прочности проводится по параметрам напряженного состояния с использованием силовых критериев прочности (Аликин В.Н., Милехин Ю.М., Пак З.П. Пороха, топлива, заряды. Том 1. Методы математического моделирования для исследования зарядов твердого топлива. - М.: Химия 2003 г.; Москвитин В.В. Сопротивление вязкоупругих материалов. - М.: Наука, 1972), учитывающих особенности механического поведения топлива в условиях вибронагружения, в частности, при транспортировке и эксплуатации на подвижном носителе в течение времени tтр.

Закономерности деформирования и разрушения материала заряда существенно зависят от частотных параметров (ωтр=2πfтp) повторно-переменной нагрузки, соотношения амплитудной и статической составляющей напряжений и количества циклов динамического нагружения.

При проведении форсированного испытания по подтверждению регламентированных техническим заданием сроков сохраняемости крупногабаритных зарядов, эксплуатирующихся на подвижном носителе, учет влияния этих факторов предлагаемым в прототипе изменением только температурной нагрузки не представляется возможным, что снижает эффективность известного способа.

Известный способ обладает недостаточными эксплуатационными возможностями, пригоден для узкой номенклатуры зарядов, как в части их конструктивного выполнения, так и в части составов топлива.

Задачей предлагаемого технического решения является разработка эффективного с расширенными эксплуатационными возможностями способа испытаний скрепленных с корпусом зарядов ракетных двигателей твердого топлива, обеспечивающего повышение достоверности и сокращение длительности испытаний и одновременно позволяющего расширить область его применения на крупногабаритные изделия с пониженной равновесной температурой, изготовленные на основе высокоэнергетических композиций топлива с ограниченным температурным диапазоном применения (0-35°C), преимущественно эксплуатируемых на подвижных (автомобильных, железнодорожных) носителях.

Поставленная задача решается заявляемым способом испытаний скрепленных с корпусом зарядов ракетных двигателей твердого топлива, включающим термостатирование заряда при форсированных нагрузках и последующую проверку работоспособности огневыми стендовыми испытаниями. Особенность заключается в том, что на заряд воздействуют последовательным приложением статической и повторно-переменной форсированных нагрузок, уровень и длительность которых определяют из условия равенства накопленных повреждений в режиме штатной эксплуатации и при форсированных испытаниях, а непосредственно перед огневыми стендовыми испытаниями проводят контроль структурной целостности скрепленного заряда.

В частности, для испытаний выбирают заряд с наибольшей равновесной температурой.

В частности, требуемый уровень статической форсированной нагрузки создают в процессе термостатирования при пониженной относительно условий штатной эксплуатации температуре в течение времени, не меньшего чем время, необходимое для стабилизации среднеобъемной температуры заряда, которую сохраняют при последующей непрерывно или циклически прикладываемой повторно-переменной форсированной нагрузке, создаваемой путем приложения спектра виброускорений с использованием вибростенда или путем вращения заряда вокруг продольной оси с переменными угловой скоростью и угловым ускорением и/или изменением направления вращения.

В частности, при неподвижном положении заряда в процессе циклического повторно-переменного нагружения проводят контроль условий контакта криволинейного раскрепленного торца заряда с днищем корпуса и структурной целостности границы скрепления заряда с корпусом.

Заявляемый способ иллюстрируется графическими изображениями:

Фиг. 1 - схематичный продольный разрез заряда РДТТ с указанием наиболее нагруженной зоны А.

Фиг. 2 - схема изменения температурного и напряженного (в зоне А) состояния заряда при форсированном испытании.

Фиг. 3 - общий вид установки для форсированного испытания крупногабаритных зарядов РДТТ.

Фиг. 4 - график изменения накопленных повреждений в зоне А в процессе форсированного испытания.

На фиг. 1 приняты следующие обозначения: 1 - корпус, 2 - заряд, 3 - раскрепленный торец заряда.

Предлагаемый форсированный режим испытания включает статическую и повторно-переменную составляющую, которая, в частности, может быть гармонической (Фиг. 2):

,

где - максимальный уровень статических напряжений в форсированных условиях нагружения, включающий температурные напряжения и напряжения от действия массовых сил (σγ); - амплитуда напряжений от гармонической повторно-переменной нагрузки (при вращении .

Работоспособность заряда после форсированного испытания проверяют огневым стендовым испытанием. Параметры форсированного режима (σфT, σфа, ωф, tф) определяют из условия равенства накопленных повреждений на этапе предстартовой эксплуатации (Пэ) и форсированного испытания (Пф)

где Тэ, tэ - эквивалентная температура и длительность эксплуатации в штатных условиях; Тф, tф - температура и длительность форсированного испытания (ФИ).

Изобретение создает такие условия испытания, которые приводят к протеканию процессов, вызывающих в заряде уровень накопленных повреждений, адекватный таковому при штатных условиях эксплуатации на подвижном носителе. При этом закономерности и факторы, определяющие указанные процессы, должны быть идентичные в штатных и форсированных условиях испытания. Для рассматриваемых зарядов параметры повторно-переменного нагружения (σэст, σаэ, fтр, tтр) определяют условия сохраняемости и последующей работоспособности разрабатываемого РДТТ. Поэтому выполнение критериального условия (1) должно обеспечиваться за счет форсирования и оптимизации указанных параметров с учетом технических возможностей современной экспериментальной базы для испытания крупногабаритных РДТТ (весом 3000÷50000 кг, диаметром 1000÷2500 мм).

Форсирование (сокращение длительности tф<<tэ) испытания базируется на использовании принципов напряженно-временной аналогии (Г.Д. Федоровский. Эндохронные модели длительной прочности, структурных переходов и повреждаемости сплошных сред // Механика твердого тела. Вестник Нижегородского университета им. Н.И. Лобачевского, №4 (4), 2011 г., - с. 1822-1823), предусматривающих увеличение по сравнению со штатными условиями эксплуатации нагрузок при форсированном испытании.

Интенсивность постоянной составляющей может быть увеличена благодаря изготовлению изделия с повышенной равновесной температурой (Тр) и/или за счет уменьшения среднеобъемной температуры заряда при форсированном испытании. Этим достигается повышение температурной нагрузки , увеличивающей контактное напряжение в зоне скрепления заряда с корпусом. Для зоны канала заряда увеличение (в 1,5-2,0 раза) ΔT не является критичным. Эффективным инструментом повышения равновесной температуры является снижение давления в системе корпус - заряд - технологическая оснастка на этапе отверждения заряда.

Для реализации требуемого уровня повторно-переменной нагрузки в зоне скрепления с корпусом при форсированном испытании может использоваться стационарный вибростенд. Однако для изделий повышенных весогабаритных параметров (длина L=3-7 метров, вес - 10000÷50000 кг) подобные стенды в настоящее время не выпускаются промышленностью.

Поэтому, альтернативно, для обеспечения амплитудной составляющей напряженного состояния в зоне контакта заряда с корпусом предлагается использовать циклическое (с круговой частотой ) вращение вокруг продольной оси в горизонтальном положении скрепленного с корпусом заряда, установленного на поворотных ложементах (Фиг. 3, поз 4). При этом вращение сменяется неподвижным положением скрепленного с корпусом заряда.

Изготовление автоматизированного привода для вращения заряда на поворотных ложементах не представляет технических трудностей. Опыт показал, что рациональная скорость вращения заряда составляет n=1-20 об/мин. В течение каждого оборота в зоне границы скрепления заряда с корпусом действуют изменяющиеся по уровню и направлению (в системе координат, жестко привязанной к заряду) поперечные перегрузки интенсивностью Ny=0-1,0, обусловленные действием на заряд силы тяжести. При транспортировке рассматриваемого типа зарядов (горизонтальное положение) зона границы скрепления с корпусом нагружена регламентированными в ТЗ поперечными перегрузками (Войцеховский А.И., Королев М.С., Чесноков Б.В. Основные методы назначения режимов лабораторных транспортных испытаний конструкций ракетно-космической техники // Космонавтика и ракетостроение №4 (77), 2014 г. - с. 134-139). Следовательно, предложенная схема форсированного испытания обеспечивает коэффициент форсирования амплитудной составляющей напряжения в зоне скрепления заряда с корпусом (Фиг. 1, зона А). В большинстве случаев этого оказывается достаточно для сокращения времени проведения форсированного испытания до tф=2÷5 месяцев при подтверждении сроков эксплуатации tгc≈20 лет. Количественная оценка длительности форсированного испытания tф определяется из соотношения (1) при реализованных параметрах (, , ωф, tф).

Предложенный способ был экспериментально апробирован на скрепленном с корпусом 1 заряде 2 канального типа с раскрепленными торцами 3 (Фиг. 1).

При разработке реальной конструкции ДУ расчетными методами (МКЭ) установлено, что в условиях штатной эксплуатации изделия максимальный уровень статических напряжений в вершине замка манжетного раскрепления (ЗМР) составляет 0,063 МПа, суммарная (эквивалентная) амплитуда напряжений от вибронагрузки составляет 0,015 МПа, общая длительность транспортирования за период ГС составляет 1,5 года, диапазон частот вибронагрузок 1-10 Гц.

Максимальный уровень накопленных в заряде повреждений в условиях штатной эксплуатации с учетом эффектов физико-химического старения топлива составляет на момент окончания ГС Пmах=0,85.

Для имитации указанной повреждаемости в процессе форсированного испытания с учетом реализованных особенностей механического и равновесного состояния индивидуального изделия, являющегося объектом испытаний, были определены режимы ФИ.

Температура статического форсированного испытания составила Тф=2±1°C, что обеспечило максимальный уровень напряжений в опасной зоне заряда МПа. Специально изготовленный автоматизированный стенд обеспечивал режим вращения заряда со скоростью n=3-6 об/мин. Общая длительность форсированного испытания составила tф=120 суток, в том числе длительность статического термостатирования заряда составила 90 суток, а продолжительность этапа вращения изделия - 30 суток. При этом режим непрерывного вращения заряда в течение t1=12 часов периодически чередовался с отдыхом (отсутствие вращения) t2=12 часов.

Кинетика накопления повреждений в опасной зоне заряда в виде огибающей параметра П(t) представлена на Фиг. 4.

К моменту окончания ФИ уровень накопленных повреждений достигает максимального значения (Пф=0,85), что находится на уровне повреждений, накапливаемых в заряде в условиях штатной эксплуатации в течение ГС.

В процессе комплексного неразрушающего контроля (УЗК, радиография) заряда после завершения ФИ было подтверждено сохранение структурной целостности системы заряд - корпус ДУ. Положительные результаты последующего огневого стендового испытания позволили подтвердить параметры сохраняемости изделия в течение заданных ТЗ длительных сроков эксплуатации и эффективность предлагаемого способа испытаний.

Цикличная схема повторно-переменного нагружения позволяет моделировать режим периодических остановок подвижного носителя при штатной эксплуатации РДТТ и одновременно проводить промежуточный контроль накопления повреждений и сохранения структурной целостности в опасных зонах заряда, а также условия контактного взаимодействия раскрепленных торцов заряда с днищами корпуса. Это, в свою очередь, позволяет оценить реальный остаточный прочностной ресурс заряда и повысить достоверность прогнозирования сроков служебной пригодности РДТТ.

Таким образом, предлагаемый способ испытаний скрепленных с корпусом зарядов ракетных двигателей твердого топлива практически реализуем и позволяет решить поставленную задачу.

1. Способ испытаний скрепленных с корпусом зарядов ракетных двигателей твердого топлива, включающий термостатирование заряда при форсированных нагрузках и последующую проверку работоспособности огневыми стендовыми испытаниями, отличающийся тем, что 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, а непосредственно перед огневыми стендовыми испытаниями проводят контроль структурной целостности скрепленного заряда.

2. Способ испытаний по п. 1, отличающийся тем, что для испытаний выбирают заряд с наибольшей равновесной температурой.

3. Способ испытаний по п. 1, отличающийся тем, что требуемый уровень статической форсированной нагрузки создают в процессе термостатирования при пониженной относительно условий штатной эксплуатации температуре в течение времени, не меньшего чем время, необходимое для стабилизации среднеобъемной температуры заряда, которую сохраняют при последующей непрерывно или циклически прикладываемой повторно-переменной форсированной нагрузке, создаваемой путем приложения спектра виброускорений с использованием вибростенда или путем вращения заряда вокруг продольной оси с переменными угловой скоростью и угловым ускорением и/или изменением направления вращения.

4. Способ испытаний по п. 3, отличающийся тем, что при неподвижном положении заряда в процессе циклического повторно-переменного нагружения проводят контроль условий контакта криволинейного раскрепленного торца заряда с днищем корпуса и структурной целостности границы скрепления заряда с корпусом.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способам определения характеристик новых композиций твердого ракетного топлива, в частности для прямоточных воздушно-реактивных двигателей.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к ракетной технике, и может быть использовано при отработке корпусов ракетных двигателей твердого топлива.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей на твердом топливе.

Изобретение относится к испытаниям ракетной техники, а именно к испытаниям и утилизации ракетных двигателей твердого топлива, имеющих сопла, направленные перпендикулярно оси стенда.

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).

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.

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 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).

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 на твердом топливе, и предназначено для гашения РДТТ при наземной отработке, в том числе высотных РДТТ. Установка для гашения ракетного двигателя на твердом топливе при испытаниях содержит поворотную штангу-трубу, связанную с приводом ее перемещения, распылительный насадок, источник хладагента и герметизирующий экран. На герметизирующем экране соосно распылительному насадку размещен кольцевой эжектор, содержащий сопло эжектирующего газа, сопло эжектируемого газа и диффузор. Сопло эжектируемого газа образовано наружной поверхностью распылительного насадка и охватывающей распылительный насадок наружной поверхностью сопла эжектирующего газа. На магистрали подвода эжектирующего газа установлен управляющий клапан, причем на герметизирующем экране установлен датчик давления. Распылительный насадок закреплен на пилонах внутри диффузора, а в пилонах выполнены каналы, соединяющие распылительный насадок с коллектором подачи хладагента, установленным с наружной стороны диффузора, причем полость коллектора соединяется с источником хладагента через штангу-трубу. Изобретение позволяет обеспечить получение достоверной информации о состоянии материальной части и работоспособности РДТТ, подвергающихся после окончания работы в высотных условиях эффектам последействия. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

При экспериментальном определении поправки к суммарному импульсу тяги двигателя при стендовых огневых испытаниях, включающих регистрацию диаграммы тяги датчиком силы, определяют силу сопротивления перемещению подвижных опор стенда с закрепленным на них двигателем путем приложения силовых нагрузок. До начала огневого испытания двигателя силовую нагрузку, превышающую ожидаемую величину сопротивления перемещению подвижных опор стенда с закрепленным на них двигателем, прикладывают поочередно в противоположном направлении действия тяги двигателя и в прямом направлении действия тяги двигателя, а после окончания огневого испытания двигателя - поочередно в прямом направлении действия тяги двигателя и в противоположном направлении действия тяги двигателя. Во время приложения силовой нагрузки регистрируют диаграммы этих силовых нагрузок тем же датчиком силы, которым регистрируют тягу двигателя при огневом испытании. Поправку к суммарному импульсу тяги двигателя определяют как разность произведения силы сопротивления перемещению подвижных опор стенда с закрепленным на них двигателем в прямом направлении действия тяги двигателя на суммарное время прогрессивных участков диаграммы тяги двигателя и произведения силы сопротивления перемещению подвижных опор стенда с закрепленным на них двигателем, в противоположном направлении действия тяги двигателя на суммарное время дегрессивных участков диаграммы тяги испытуемого двигателя. Изобретение позволяет повысить точность определения экспериментального значения суммарной тяги двигателя. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к измерительной технике: устройству приборов, предназначенных для определения скорости горения твердых топлив, используемых в аккумуляторах давления нефтеносных скважин, ствольных системах различного назначения, работающих при высоких давлениях. Установка для определения скорости горения твердого топлива содержит источник давления газов, камеру сгорания, датчик давления, затвор с укрепленным топливным образцом, запалом и гермовыводом. Камера сгорания выполнена из нескольких радиально установленных в горизонтальной плоскости одинаковых камер. В каждой из камер размещен контрольный образец в виде цилиндрической бесканальной шашки, снабженной со стороны запала форсажными канальными шашками и надетой на бесканальную шашку с натягом в 1…2 мм эластичной трубкой, соединяющей шашку с измерительной вставкой. Длина эластичной трубки превышает длину шашки на величину, составляющую 0,7…1,4 от внутреннего диаметра эластичной трубки. В центральной части вставки расположены светопровод и фотодатчик. В полость корпуса помещена вода, заполняющая около 90% этой полости, и установлена сменная сопловая втулка с расходным отверстием, диаметр которого подбирается для каждого типа топлива. Изобретение позволяет проводить прямое измерение скорости горения твердого топлива при высоком давлении, а также исключить применение внешнего источника давления газа. 3 ил.

Изобретение относится к области энергомашиностроения и предназначено для осуществления испытаний энергоустановок с последующим проведением контроля параметров и состава продуктов сгорания. Способ испытания энергоустановок, основанный на управлении процессом испытания, включающем в себя поэтапную подачу компонентов топлива в камеру сгорания, их сжигание и смешение с балластировочной средой, контроль параметров энергоустановки, согласно изобретению продукты сгорания направляют в емкость с химически нейтральным газом, затем осуществляют контроль параметров и состава продуктов сгорания, в том числе полноты сгорания горючего, причем перед началом и по завершении подачи компонентов топлива в камеру сгорания осуществляют продувку полостей, магистралей энергоустановки, а также наддув емкости химически нейтральным газом, создавая в ней избыточное давление, а отбор пробы продуктов сгорания на анализ проводят из емкости без ограничения времени анализа. При запуске и остановке энергоустановки продукты сгорания сбрасываются в атмосферу, а забор продуктов сгорания в емкость с химически нейтральным газом, из которой проводят отбор пробы, проводят на стационарном режиме работы энергоустановки. Рассмотрен стенд для реализации способа. Изобретение обеспечивает повышение экологичности энергоустановки за счет снижения выброса вредных веществ в продуктах сгорания, предотвращения накопления в системах утилизации продуктов сгорания энергоустановки непрореагировавших компонентов топлива с целью обеспечения пожаровзрывобезопасности, а также повышение надежности работы энергоустановок. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ моделирования процесса тепло- и массообмена элемента конструкции летательного аппарата (ЭКЛА) с окружающей средой в условиях снижения абсолютного давления основан на введении в экспериментальную модельную установку (ЭМУ) потока газа, обеспечении условий взаимодействия потока газа в зоне контакта с ЭКЛА, измерении температуры, давления, скорости. К ЭКЛА подают дополнительное количество теплоты путем сжигания пиротехнической смеси, закрепленной на ЭКЛА. Параметры потока газа, давление и состав газа в ЭМУ выбирают в соответствии с параметрами атмосферы на текущей высоте при движении ЭКЛА. Дополнительное количество теплоты подают путем нагрева ЭКЛА тепловым эквивалентом пиротехнической смеси, например электронагревателем. В зону нагрева ЭКЛА дополнительно подают энергию в виде акустического, лазерного воздействия, параметры которых определяют из условия повышения эффективности нагрева ЭКЛА. Устройство для реализации способа включает в свой состав экспериментальный стенд, в виде замкнутого объема для создания пониженного абсолютного давления, ЭМУ, содержащую систему фиксации ЭКЛА, датчики температуры, давления, входной и выходной патрубки, газоанализатор для определения процентного содержания газов на входе и выходе. В состав ЭМУ дополнительно введены пиротехническая смесь с системой зажигания, скоростная видеокамера, система подготовки потока газа, система поворота ЭКЛА с закрепленным источником подвода теплоты относительно направления потока газа, акустический, лазерный излучатели, электрический нагреватель. Изобретение позволяет расширить границы моделирования процесса тепло- и массообмена элемента конструкции ЭКЛА с окружающей средой в условиях снижения абсолютного давления. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ моделирования процесса газификации жидкого компонента ракетного топлива в баке ступени ракеты-носителя, основанный на подводе в экспериментальную модельную установку (ЭМУ) теплоты, проведении измерений температуры, давления в различных точках ЭМУ, сбросе парогазовой смеси (ПГС) через дренажную магистраль (ДМ), при этом осуществляют подвод газа наддува и кондуктивный подвод теплоты в ЭМУ, количество которых определяют из условия равенства парциальных давлений газа наддува и паров жидкости в ЭМУ и топливном баке, а суммарное давление соответствует началу сброса ПГС в ДМ, диаметр ДМ определяют из условия сброса заданного избытка давления за такое же время, как и в реальном баке, при этом давление срабатывания дренажного клапана выбирают предварительно из заданного интервала, нижняя граница которого - минимальное давление наддува в баке, а верхняя - максимальное давление, при котором сохраняется прочность конструкции ЭМУ, осуществляют определение области параметров процесса газификации, при которых появляется конденсат на внутренней поверхности ДМ и кристаллизация, осуществляют дополнительный подвод тепла к ДМ для предотвращения ее замерзания. Рассмотрено устройство для реализации способа, включающее в свой состав ЭМУ в виде модельного бака, содержащего поддон для жидкости, датчики температуры, давления, входной патрубок, ДМ, дренажный клапан, газоанализатор, при этом дополнительно в ЭМУ введены нагревательные элементы для жидкости и ДМ, в ДМ установлена аппаратура регистрации конденсата и его кристаллизации, а ЭМУ и ДМ выполнены из материала, аналогичного материалу исследуемого топливного бака ракеты-носителя. Изобретение обеспечивает выявление условий появления конденсата в дренажной магистрали с последующей кристаллизацией при заправке ракеты-носителя криогенными компонентами топлива или стоянки в заправленном состоянии на старте при тепловом нагружении топливного бака от окружающей среды. 2 н.п. ф-лы, 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 содержит барокамеру и выхлопной диффузор с выходной секцией, включающей две торцевые, внешнюю и внутреннюю стенки, образующие кольцевое пространство рубашечной системы охлаждения. По периметру задней торцевой стенки выходной секции выхлопного диффузора равномерно расположены отверстия или форсунки, обеспечивающие выход рабочей жидкости из рубашечной системы охлаждения за срез выхлопного диффузора. Изобретение позволяет повысить эффективность охлаждения стенок выходной секции диффузора за счет формирования равномерного течения рабочей жидкости вдоль горячей стенки рубашечной системы охлаждения, а также позволяет обеспечить орошение струи продуктов сгорания ракетного двигателя за срезом выхлопного диффузора. 2 з.п. ф-лы, 5 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.

Наверх