Способ испытаний парашютных систем и стенд для его осуществления

Группа изобретений относится к испытательной технике и может быть использована для испытаний парашютных систем. Способ испытаний парашютных систем включает разгон парашютной системы, размещенной в контейнере, закрепленном на раме ракетной тележки с ракетным двигателем на твердом топливе (РДТТ), по рельсовым направляющим ракетного трека до заданной скорости, отстрел крышки контейнера, присоединенной к чехлу парашюта, и одновременное перекрытие сопла РДТТ. Стенд содержит размещенную на рельсовых направляющих ракетного трека ракетную тележку с РДТТ, закрепленный на раме ракетной тележки контейнер с отстреливаемой крышкой, соединенной с чехлом размещенного в контейнере, по крайней мере, одного парашюта. На ракетной тележке над срезом сопла РДТТ разрушаемой связью параллельно рельсовым направляющим шарнирно закреплена заслонка с возможностью перекрытия сопла РДТТ. Техническим результатом группы изобретений является исключение воздействия раскаленных газов догорания ракетного топлива на парашют. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано для исследования функционирования парашютных систем на ракетном треке.

Известен способ и установка для испытаний объекта парашютной техники с системой амортизации, включающий подъем при помощи крана с тележкой, оборудованной лебедкой с тросом, на высоту, сброс и приземление его со скоростью, соответствующей скорости натурного приземления (см. АС СССР №184630, МПК B64D 21/00, опубл. 21.07.66, Бюл. №15).

Недостатком данных способа и установки является невозможность проведения испытаний раскрытия парашюта при реальных скоростях десантирования до 500 м/с, т.к. для этого требуется подъем на высоту более 12500 м и практически отсутствие аэродинамического сопротивления спускаемого объекта и парашюта в сложенном состоянии (что практически достичь невозможно).

Использование же для подъема объекта парашютной техники самолетов требует затрат значительных средств, зависит от метеорологических условий, осложняет видеорегистрацию процесса раскрытия и последующего движения парашюта, повышает опасность испытаний оригинальных парашютных систем, связанную с возможностью нерасчетного взаимодействия их с самолетом.

Известен способ испытаний парашютных систем, выбранный в качестве прототипа, включающий разгон парашютной системы, размещенной в контейнере, закрепленном на раме ракетной тележки с ракетным двигателем твердого топлива (РДТТ), по рельсовым направляющим ракетного трека до заданной скорости, отстрел крышки контейнера, присоединенной к чехлу парашюта, определение его прочностных и аэродинамических характеристик (Б.Э. Кэрт, В.И. Козлов, Н.А. Макаровец «Математическое моделирование и экспериментальная отработка систем разделения реактивных снарядов» Тула, Санкт-Петербург, 2006 г., стр. 550-555).

Известна трековая установка (стенд) для отработки парашютных систем, выбранный в качестве прототипа, содержащий размещенную на рельсовых направляющих ракетного трека ракетную тележку с РДТТ, закрепленный на раме ракетной тележки контейнер с отстреливаемой крышкой, соединенной с чехлом размещенного в контейнере по крайней мере одного парашюта (Б.Э. Кэрт, В.И. Козлов, И.А. Макаровец «Математическое моделирование и экспериментальная отработка систем разделения реактивных снарядов» Тула, Санкт-Петербург, 2006 г., стр. 553).

Недостатком указанных способа и стенда является сложность проведения испытаний парашюта (или каскада парашютов) больших размеров (диаметром более 3 м) на ракетных треках ограниченной длины. Практика показала, что в используемом в прототипе РДТТ ПРД-58 после работы в течение 3 с с расчетной тягой продолжается (без создания тяги) еще в течение ~ 2 с выход из сопла двигателя шлейфа раскаленных газов, под воздействием которых в створе ракетного двигателя парашютная ткань теряет прочность и парашют разрушается. Исключить это возможно только увеличением времени свободного пробега ракетной тележки на ~ 2 с, для чего необходимо увеличить соответственно длину (на ~ 1 км) ракетного трека и энерговооруженность ракетной тележки для компенсации потери скорости на свободном пробеге.

Задачей заявляемого изобретения является исключение воздействия раскаленных газов догорания ракетного топлива на парашют.

Технический результат: расширение эксплуатационных возможностей заявляемых способа и стенда, снижение затрат.

Поставленная задача решается тем, что в заявляемом способе испытаний парашютных систем, включающем разгон парашютной системы, размещенной в контейнере, закрепленном на раме ракетной тележки с РДТТ, по рельсовым направляющим ракетного трека до заданной скорости, отстрел крышки контейнера, присоединенной к чехлу парашюта, в отличие от прототипа одновременно с отстрелом крышки контейнера перекрывают сопло РДТТ.

Поставленная задача решается также тем, что в заявляемом стенде для испытаний парашютных систем, содержащем размещенную на рельсовых направляющих ракетного трека ракетную тележку с РДТТ, закрепленный на раме ракетной тележки контейнер с отстреливаемой крышкой, соединенной с чехлом размещенного в контейнере, по крайней мере, одного парашюта, в отличие от прототипа на ракетной тележке над срезом сопла РДТТ разрушаемой связью параллельно рельсовым направляющим шарнирно закреплена заслонка с возможностью перекрытия сопла в результате вращения относительно оси, перпендикулярной вертикальной плоскости, в которой расположена продольная ось РДТТ.

Разгон парашютной системы, размещенной в контейнере, закрепленном на раме ракетной тележки с РДТТ, по рельсовым направляющим ракетного трека до заданной скорости, отстрел крышки контейнера, присоединенной к чехлу парашюта, перекрытие сопла РДТТ одновременно с отстрелом крышки контейнера позволяют производить раскрытие парашюта сразу после падения тяги РДТТ, что дает возможность проводить необходимые исследования на ракетном треке на ~ 1 км меньшей длины и, соответственно, при в ~ 2 раза меньших затратах энергии на разгон ракетной тележки. Т.е. расширяются эксплуатационные возможности предлагаемого способа и снижаются затраты на проведение испытаний.

Выполнение стенда для испытаний парашютных систем содержащим размещенную на рельсовых направляющих ракетного трека ракетную тележку с РДТТ, закрепление на раме ракетной тележки контейнера с отстреливаемой крышкой, соединенной с чехлом размещенного в контейнере, по крайней мере, одного парашюта, позволяют на заданной скорости производить раскрытие парашюта путем отстрела крышки.

Шарнирное закрепление разрушаемой связью заслонки над срезом сопла РДТТ ракетной тележки с возможностью перекрытия сопла в результате вращения относительно оси, перпендикулярной вертикальной плоскости, в которой расположена продольная ось РДТТ, позволяет сразу после падения тяги РДТТ закрыть сопло и снизить температуру потока за РДТТ до атмосферной, что дает возможность проводить необходимые исследования на ракетном треке на ~ 1 км меньшей длины и, соответственно, при в ~ 2 раза меньших затратах энергии на разгон ракетной тележки. Т.е. расширяются эксплуатационные возможности предлагаемого стенда и снижаются затраты на проведение испытаний.

Изобретение поясняется чертежами:

- на фиг. 1 изображен вид сбоку ракетной тележки на ракетном треке до раскрытия парашюта;

- на фиг. 2 изображена заслонка в исходном положении;

- на фиг. 3 изображен вид сбоку ракетной тележки на ракетном треке после раскрытия парашюта;

- на фиг. 4 изображена заслонка после закрытия сопла РДТТ;

- на фиг. 5 изображен вид сзади заслонки после закрытия сопла РДТТ.

Стенд для испытаний парашютных систем содержит размещенную на рельсовых направляющих 1 ракетного трека 2 ракетную тележку 3 с ракетным двигателем твердого топлива 4. На раме 5 ракетной тележки 3 на определенной высоте (не менее половины диаметра купола парашюта) от рельсовых направляющих 1 закреплен контейнер 6 с отстреливаемой крышкой 7, соединенной с чехлом (на фигуре не показан) размещенного в контейнере по крайней мере одного парашюта 8 парашютной системы (в данном примере парашют один). Над срезом сопла 9 РДТТ 4 разрушаемой связью (например, разрывным болтом 10) параллельно рельсовым направляющим 1 шарнирно закреплена заслонка 11 с возможностью перекрытия сопла 9 в результате вращения относительно оси 12, перпендикулярной вертикальной плоскости, в которой расположена продольная ось РДТТ 4.

Башмаки 13 ракетной тележки 3 могут быть выполнены тормозными. По ходу движения ракетной тележки 3 могут быть установлены на заданных расстояниях источники питания (на фигуре не показаны), с которых подаются электрические сигналы на отстрел крышки 7 контейнера 6, подрыв разрывного болта 10 крепления заслонки 9, включения тормозных башмаков 13. На ракетной тележке 3 и по ходу ее движения могут быть установлены датчики и оптическая аппаратура (на фигуре не показаны) для регистрации параметров процесса раскрытия и работы парашюта 8.

Способ испытаний парашютных систем осуществляется при работе стенда следующим образом.

Задается реализуемый в натурном случае предельный скоростной напор при открытии и работе парашюта. Перед проведением эксперимента по данным параметрам определяют тип РДТТ 4, их количество, длину разгонного участка ракетного трека, длину рабочего участка и длину участка торможения.

Запускают РДТТ 4, разгоняют парашютную систему 8, размещенную в контейнере 6, закрепленном на раме 5 ракетной тележки 3 с РДТТ 5, по рельсовым направляющим 1 ракетного трека 2 до заданной скорости. Далее производят отстрел крышки контейнера 7, присоединенной к чехлу парашюта 8. Одновременно с отстрелом крышки 7 контейнера 6 производят подрыв разрывного болта 10. Под действием импульса, полученного заслонкой при подрыве разрывного болта 10, и инерционных сил, возникающими при торможении ракетной тележки 3 аэродинамическими силами, действующими на нее, заслонка 11 поворачивается относительно оси 12 и перекрывает сопло 9 РДТТ 4. Крышка 7 после отстрела захватывается набегающим потоком воздуха, извлекает из контейнера 6 размещенный в чехле парашют 8. После выбора слабины строп парашюта 8 с него крышкой 7 стягивается чехол и он наполняется воздухом. Далее воспроизводится движение парашюта 8 со скоростью, близкой натурной, проверяется его прочность, а с помощью инерционных, хронографических и оптических измерений определяются параметры его функционирования.

Заслонка 11 инерционными силами, возникающими при торможении ракетной тележки 3 аэродинамическими силами, действующими на ракетную тележку 3 и парашют 8, прижимается к соплу 10, исключая прямое воздействие продуктов догорания ракетного топлива на парашют. Выходящие по контуру заслонки продукты догорания ракетного топлива охлаждаются набегающим потоком воздуха. В конце процесса испытаний включаются в работу тормозные башмаки и ракетная тележка 3 останавливается.

Таким образом, предложенный способ испытаний парашютных систем и стенд для его осуществления по сравнению с прототипом позволяют расширить эксплуатационные возможности заявляемых способа и стенда и существенно снизить затраты на проведение испытаний.

1. Способ испытаний парашютных систем, включающий разгон парашютной системы, размещенной в контейнере, закрепленном на раме ракетной тележки с ракетным двигателем твердого топлива (РДТТ), по рельсовым направляющим ракетного трека до заданной скорости, отстрел крышки контейнера, присоединенной к чехлу парашюта, отличающийся тем, что одновременно с отстрелом крышки контейнера перекрывают сопло РДТТ.

2. Стенд для испытаний парашютных систем, содержащий размещенную на рельсовых направляющих ракетного трека ракетную тележку с РДТТ, закрепленный на раме ракетной тележки контейнер с отстреливаемой крышкой, соединенной с чехлом размещенного в контейнере, по крайней мере, одного парашюта, отличающийся тем, что на ракетной тележке над срезом сопла РДТТ разрушаемой связью параллельно рельсовым направляющим шарнирно закреплена заслонка с возможностью перекрытия сопла в результате вращения относительно оси, перпендикулярной вертикальной плоскости, в которой расположена продольная ось РДТТ.



 

Похожие патенты:
Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано преимущественно в аэродинамических трубах больших дозвуковых скоростей для более детального изучения картины обтекания моделей крыльевых профилей.

Изобретение относится к технологиям автоматической идентификации базовой линии на изображении поверхностной сетке аэродинамического профиля для использования в моделировании.

Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на конструкцию летательного аппарата в наземных условиях и может быть использовано при стендовых испытаниях.

Изобретение относится к области экспериментальных исследований летательных аппаратов в аэродинамических трубах и может быть использовано при динамических испытаниях моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах.

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам для проведения испытаний приводов и движителей летательных аппаратов. Стенд для определения характеристик электроприводов и движителей беспилотных летательных аппаратов содержит корпус стенда, основание с кронштейнами крепления электропривода и датчика крутящего момента.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к аэродинамическим трубам. Устройство содержит задающее устройство, исполнительный механизм, датчики температуры, давления, положения, а также регулятор давления.

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний и предназначено для использования в аэродинамических трубах (АДТ), где требуется проведение исследований явлений аэроупругости.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к аэродинамическим трубам. Устройство содержит задающее устройство, исполнительный механизм, датчики температуры, давления, положения, регулятор давления.

Изобретение относятся к области экспериментальной аэрогазодинамики. Универсальная рабочая камера Эйфеля аэрогазодинамической установки содержит рабочую камеру, источник модельного газа на ее входе, а на выходе камеры - диффузор.

Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на головную часть (обтекатель) ракеты в наземных условиях.

Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для измерения аэродинамических сил и моментов, действующих на купол планирующего парашюта при эксперименте в аэродинамической трубе.

Изобретение относится к области авиационной техники и предназначено для измерения аэродинамических моментов и сил, действующих на купол планирующего парашюта в аэродинамической трубе.

Группа изобретений относится к испытательной технике и может быть использована для испытаний парашютных систем. Способ испытаний парашютных систем включает разгон парашютной системы, размещенной в контейнере, закрепленном на раме ракетной тележки с ракетным двигателем на твердом топливе, по рельсовым направляющим ракетного трека до заданной скорости, отстрел крышки контейнера, присоединенной к чехлу парашюта, и одновременное перекрытие сопла РДТТ. Стенд содержит размещенную на рельсовых направляющих ракетного трека ракетную тележку с РДТТ, закрепленный на раме ракетной тележки контейнер с отстреливаемой крышкой, соединенной с чехлом размещенного в контейнере, по крайней мере, одного парашюта. На ракетной тележке над срезом сопла РДТТ разрушаемой связью параллельно рельсовым направляющим шарнирно закреплена заслонка с возможностью перекрытия сопла РДТТ. Техническим результатом группы изобретений является исключение воздействия раскаленных газов догорания ракетного топлива на парашют. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Наверх