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 (РДТТ), и предназначено для гашения РДТТ при наземной отработке, в том числе удлиненных РДТТ сложной конфигурации корпуса. Установка для гашения ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях содержит полую штангу с форсункой, связанную с системой подачи охлаждающей жидкости телескопически сочлененными между собой полыми поршнями с коллекторами, форсунками и выполненными у днищ поршней радиальными каналами. На полом поршне, расположенном в выдвинутом положении за соплом ракетного двигателя твердого топлива, соосно закреплена крыльчатка, а сочленение этого полого поршня со смежным полым поршнем, расположенным ближе к системе подачи охлаждающей жидкости, выполнено с зазором с возможностью вращения под действием возникающего на крыльчатке осевого момента вращения при ее обтекании паром охлаждающей жидкости в процессе гашения. Изобретение позволяет обеспечить эффективное гашение РДТТ и получение достоверной информации о состоянии материальной части, в том числе удлиненных РДТТ сложной конфигурации корпуса. 5 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 удлиненных РДТТ сложной конфигурации корпуса.

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 камеры сгорания, 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.

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.

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 также более совершенная установка для гашения ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях, являющаяся ближайшим аналогом предлагаемого изобретения. Установка содержит полую штангу с форсункой, связанную с системой подачи охлаждающей жидкости телескопически сочлененными между собой полыми поршнями с коллекторами, форсунками и выполненными у днищ поршней радиальными каналами (см. патент РФ №2580239).

В процессе гашения происходит последовательная раздвижка полых поршней и создание нескольких зон распыления охладителя вдоль камеры сгорания РДТТ с целью охлаждения ее поверхности.

Следует отметить, что при ОСИ удлиненных РДТТ сложной конфигурации корпусов необходимо создавать дополнительные зоны распыления с соответствующими форсунками. Создание нескольких зон распыления, при ограниченном общем расходе в системе подачи охлаждающей жидкости, приводит к необходимости удаленного расположения форсунок друг от друга и уменьшения их количества в каждой из локальных зон распыления - равномерность охлаждения поверхности камеры сгорания РДТТ снижается.

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

Технической задачей данного изобретения является повышение эффективности гашения с целью получения достоверной информации на момент окончания работы РДТТ о состоянии материальной части и работоспособности РДТТ, в том числе удлиненных РДТТ сложной конфигурации корпусов.

Технический результат достигается тем, что в установке для гашения ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях, содержащей полую штангу с форсункой, связанную с системой подачи охлаждающей жидкости телескопически сочлененными между собой полыми поршнями с коллекторами, форсунками и выполненными у днищ полых поршней радиальными каналами, на полом поршне, расположенном в выдвинутом положении за соплом ракетного двигателя твердого топлива, соосно закреплена крыльчатка, а сочленение этого полого поршня со смежным полым поршнем, расположенным ближе к системе подачи охлаждающей жидкости, выполнено с зазором с возможностью вращения под действием возникающего на крыльчатке осевого момента вращения при ее обтекании паром охлаждающей жидкости в процессе гашения.

Закрепление на полом поршне, расположенном в выдвинутом положении за соплом ракетного двигателя твердого топлива, соосно крыльчатки, и выполнение сочленения этого полого поршня со смежным полым поршнем, расположенным ближе к системе подачи охлаждающей жидкости с зазором с возможностью вращения под действием возникающего на крыльчатке осевого момента вращения при ее обтекании паром охлаждающей жидкости в процессе гашения, обеспечивает осевое вращение штанги с форсунками и полых поршней с форсунками на этом подшипнике. В процессе вращения турбулентные зоны распыления охлаждающей жидкости охватывают большие охлаждаемые поверхности РДТТ, обеспечивая их равномерное охлаждение.

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 РДТТ. На фиг. 2 показан вид А фиг. 1. На фиг. 3 показан общий вид установки гашения РДТТ в раздвинутом положении при ОСИ РДТТ. На фиг. 4 показан вид Б фиг. 3. На фиг. 5 показано сечение А-А фиг. 4.

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, 4. На каждом поршне установлен коллектор 5, а у днища 6 поршня выполнены радиальные каналы 7. На коллекторах 5 поршней 3 установлены форсунки 8 с возможностью размещения при гашении в камере сгорания 9. На полом поршне 4, расположенном в выдвинутом положении за соплом 10, соосно закреплена крыльчатка 11. Сочленение этого полого поршня 4 с смежным полым поршнем 4, расположенным ближе к системе 2 подачи охлаждающей жидкости, выполнено с зазором 12 с возможностью вращения под действием возникающего на крыльчатке 11 осевого момента вращения при ее обтекании паром охлаждающей жидкости в процессе гашения. Зазор 12 образован, например, посадкой движения между сопрягаемыми цилиндрическими поверхностями полых поршней 4. Вдоль образующей сопрягаемой цилиндрической поверхности полого поршня 4, расположенного ближе к системе подачи охлаждающей жидкости, могут быть выполнены продольные каналы 13, соединяющие зазор 12 с коллектором 5.

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 2 подачи охлаждающая жидкость (например, вода) под давлением поступает в полость первого полого поршня ряда телескопически сочлененных между собой полых поршней. Раздвижка полых поршней относительно друг друга происходит поочередно и обусловлена тем, что охлаждающая жидкость из каждого предыдущего поршня через полость коллектора 5 поступает в полость последующего поршня через радиальные каналы 7 только при крайнем выдвинутом положении предыдущего поршня. Так за полыми поршнями 4 выдвигаются полые поршни 3. Последней выдвигается полая штанга 1 с форсункой. В крайнем выдвинутом положении полых поршней 4 крыльчатка 11 располагается у среза сопла 10. Полые поршни 3 с форсунками 8 и штанга 1 с форсункой располагаются в камере сгорания 9. Соответственно, по мере выдвижения поршней и заполнения охлаждающей жидкостью коллекторов 5 начинают поочередно работать форсунки 8. При этом каждая из форсунок располагается в требуемой зоне распыления и обеспечивает необходимый расход охлаждающей жидкости. В самой камере сгорания 9 под действием высокой остаточной температуры происходит интенсивное испарение капель распыляемой охлаждающей жидкости. Пар охлаждающей жидкости, истекая из камеры сгорания 9 через сопло 10, оказывает газодинамическое воздействие на крыльчатку 11, создавая относительно ее продольной оси момент сил, вращающих крыльчатку 11 совместно с полым поршнем 4, на котором она закреплена, а также полыми поршнями 3 с форсунками 8 и штангой 1 с форсункой. От коллектора 5 охлаждающая жидкость по продольным каналам 13 дополнительно подается в зазор 12 для уменьшения трения при вращении. При этом продольное осевое усилие, действующее на крыльчатку 11 со стороны истекающего из камеры сгорания пара охлаждающей жидкости, уравновешивается результирующей силой давления охлаждающей жидкости, действующей на днище 6 полого поршня 4, на котором эта крыльчатка 11 закреплена.

За счет вращения распыленные струи охлаждающей жидкости на выходе из форсунок имеют дополнительные составляющие окружных скоростей, что обеспечивает отклонение результирующего вектора скорости и винтовое движение струй охлаждающей жидкости. Образующиеся турбулентные зоны распыления покрывают, в том числе, труднодоступные участки. Таким образом, обеспечивается равномерное охлаждение всей поверхности камеры сгорания удлиненного РДТТ сложной конфигурации корпуса.

Подача охлаждающей жидкости продолжается до снижения температуры камеры сгорания ниже температуры разложения связующих теплозащитного покрытия корпуса РДТТ (контролируется датчиками температуры на корпусе) или прекращением парообразования в камере сгорания (контролируется визуально по истечению пара).

В предлагаемой установке в качестве охлаждающей жидкости может использоваться вода, являющаяся эффективным, недорогим и общедоступным хладагентом.

Таким образом, предлагаемая установка позволяет получить эффективное гашение РДТТ за счет подачи жидкого охладителя через вращающиеся форсунки. Эффективное гашение обеспечивает получение достоверной информации о состоянии материальной части, в том числе удлиненных РДТТ сложной конфигурации корпуса.

Установка для гашений ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях, содержащая полую штангу с форсункой, связанную с системой подачи охлаждающей жидкости телескопически сочлененными между собой полыми поршнями с коллекторами, форсунками и выполненными у днищ поршней радиальными каналами, отличающаяся тем, что на полом поршне, расположенном в выдвинутом положении за соплом ракетного двигателя твердого топлива, соосно закреплена крыльчатка, а сочленение этого полого поршня со смежным полым поршнем, расположенным ближе к системе подачи охлаждающей жидкости, выполнено с зазором с возможностью вращения под действием возникающего на крыльчатке осевого момента вращения при ее обтекании паром охлаждающей жидкости в процессе гашения.



 

Похожие патенты:

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

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.

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.

Изобретение относится к области энергомашиностроения и предназначено для осуществления испытаний энергоустановок с последующим проведением контроля параметров и состава продуктов сгорания.

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.

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.

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.

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

Изобретение относится к радиотехническому испытательному оборудованию, предназначенному для проведения стендовых испытаний ракетных двигателей космических аппаратов, в частности для измерения электромагнитного излучения.

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.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей твердого топлива, и предназначено для гашения РДТТ при наземной отработке, в том числе удлиненных РДТТ сложной конфигурации корпуса. Установка для гашения ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях содержит полую штангу с форсункой, связанную с системой подачи охлаждающей жидкости телескопически сочлененными между собой полыми поршнями с коллекторами, форсунками и выполненными у днищ поршней радиальными каналами. На полом поршне, расположенном в выдвинутом положении за соплом ракетного двигателя твердого топлива, соосно закреплена крыльчатка, а сочленение этого полого поршня со смежным полым поршнем, расположенным ближе к системе подачи охлаждающей жидкости, выполнено с зазором с возможностью вращения под действием возникающего на крыльчатке осевого момента вращения при ее обтекании паром охлаждающей жидкости в процессе гашения. Изобретение позволяет обеспечить эффективное гашение РДТТ и получение достоверной информации о состоянии материальной части, в том числе удлиненных РДТТ сложной конфигурации корпуса. 5 ил.

Наверх