Отличающиеся специальными устройствами для испытания или проверки и измерений (F02K9/96)
F02 Двигатели внутреннего сгорания (газораспределительные механизмы для них, смазка, выхлоп и глушение выхлопа F01); силовые установки, работающие на горячих газах или продуктах сгорания
(22617)
F02K Реактивные двигательные установки (размещение и крепление реактивных двигательных установок на наземных транспортных средствах или транспортных средствах вообще B60K; размещение и крепление реактивных двигательных установок на судах B63H; управление положением в пространстве, направлением и высотой полета летательного аппарата B64C; размещение и крепление реактивных двигательных установок на летательных аппаратах B64D; установки, в которых энергия рабочего тела распределяется между реактивными движителями и движителями иного типа, например воздушными винтами F02B,F02C; конструктивные элементы реактивных двигателей, общие с газотурбинными установками, воздухозаборники и управление топливоподачей в воздушно-реактивных двигателях F02C)
(2873)
F02K9 Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель; управление этими установками (химический состав топлив C06B,C06D)
(1616)
F02K9/96 Отличающиеся специальными устройствами для испытания или проверки и измерений(102)
Предлагаемое изобретение относится к контрольно-измерительной технике и может быть использовано в ракетной технике в качестве системы аварийной защиты (САЗ) жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Настройку САЗ осуществляют, используя адаптивную настройку контролируемых параметров САЗ к режимам работы двигателя.
Способ функционального диагностирования жидкостного ракетного двигателя при огневом испытании // 2781738
Изобретение относится к области функционального диагностирования сложных технических систем, в частности жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ основан на использовании текущих измеренных в процессе огневого испытания значений параметров функционирования ЖРД, математической модели нормально функционирующего двигателя и характеристиках, полученных при автономных испытаниях, с помощью которых формируются диагностические признаки, определяющие нормальное или ненормальное функционирование с указанием момента времени возникновения и локализации неисправности.
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при испытаниях насосных систем подачи порошкообразного металла в камеру сгорания ЖРД. Стенд содержит корпусную оснастку, технологические емкости, систему подачи горючего в камеру сгорания и систему управления процессами испытаний и контроля параметров.
Изобретение относится к ракетной технике, может найти применение при проведении штатных и форсированных испытаний скрепленных с корпусом крупногабаритных зарядов в ракетных системах различного назначения, эксплуатирующихся на подвижных носителях автомобильного, железнодорожного и авиационного типа.
Изобретение может быть использовано для анализа функционирования широкого класса технических систем, в частности, в ракетно-космической технике для контроля состояния жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) на переходных режимах огневых стендовых испытаний.
Изобретение относится к регулированию параметров объекта с помощью входящих в его состав регулирующих устройств, в частности в ракетно-космической технике для регулирования жидкостного ракетного двигателя.
Изобретение относится к области авиационного и ракетного двигателестроения и может быть использовано при исследовании рабочих процессов в прямоточных воздушно-реактивных и гибридных ракетных двигателях в условиях стендовых испытаний.
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано как стендовое оборудование для определения скорости горения твердых ракетных топлив (ТРТ) и скорости сублимации полимерных покрытий, например теплозащитных покрытий, бронирующих составов твердотопливных ракетных двигателей, при обдуве высокотемпературным газом.
Ракетная каретка с управляемым вектором тяги // 2739546
Изобретение относится к испытательной технике, конкретно к оборудованию для высокоскоростных трековых испытаний, и может быть использовано для разгона объектов испытаний на ракетном треке. Ракетная каретка содержит несущую платформу, установленную на пилонах, опирающихся на опорно-направляющие башмаки, расположенные на ней ложементы для установки испытываемого изделия и ракетного двигателя, элементы тормозной системы и антикрыло.
Ракетная каретка с управляемым торможением // 2739537
Изобретение относится к испытательной технике, к оборудованию для высокоскоростных трековых испытаний и может быть использовано для разгона объектов испытаний на ракетном треке. Ракетная каретка содержит несущую платформу, установленную на опорно-направляющие башмаки с элементами тормозной системы, расположенные на ней ложементы для установки испытываемого изделия и ракетного двигателя, и антикрыло или систему антикрыльев.
Характеристики термического окисления реактивного топлива оценивают посредством стандартного метода испытания термической стабильности авиационного топлива для турбореактивных двигателей. Этот метод испытания имитирует условия теплового напряжения, которым подвергается реактивное топливо в процессе эксплуатации, и часто осуществляется посредством лабораторных устройств, известных как установки.
Изобретение относится к области измерения основных внутрибаллистических характеристик в камере сгорания с использованием текущих значений толщины свода горящего образца. Предлагается способ определения скорости горения образца твердого ракетного топлива.
Изобретение относится к устройствам для испытания электрических ракетных двигателей, в частности к измерителям реактивной тяги. Измеритель реактивной тяги электрического ракетного двигателя содержит рычажный элемент, на одном из концов которого размещена приемная пластина из графита, опорный элемент, тензометрический датчик и комплект средств, обеспечивающий расчет реактивной тяги, где тензометрический датчик одним концом жестко связан с опорным элементом, а другим концом жестко связан с рычажным элементом с образованием в тензометрическом датчике свободной от жесткой связи области, способной к микроскопическому параллельному сдвигу относительно жестко связанных концов тензометрического датчика.
Изобретение относится к области экспериментальной отработки прочности эластичных шарниров (ЭШ) поворотных управляющих сопел ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ) и может быть использовано при оптимизации конструкции ЭШ.
Способ измерения массы газа при работе ракетного двигателя малой тяги в режиме одиночных включений, в импульсных режимах и устройство для его реализации. Предложены способ и устройство для измерения массы газов (водорода Н2 и кислорода O2) при огневых испытаниях ракетных двигателей малых тяг при работе в режиме одиночных включений и в импульсных режимах.
Изобретение относится к испытательным стендам для жидкостных ракетных двигателей малой тяги (ЖРДМТ). Тягоизмерительное устройство состоит из корпуса, выполненного в виде круговой балки, упругих элементов, представляющих собой радиально ориентированные лепестки прямоугольного сечения, соединяющие корпус устройства и технологический фланец, на котором крепится испытуемый двигатель, а их количество, длина и параметры профиля обеспечивают требуемую собственную частоту конструкции, не менее чем в десять раз превышающую частоту измеряемых импульсов тяги, кроме того, в устройстве используются высокоточные лазерные датчики перемещения, которые в процессе работы двигателя могут быть установлены либо в барокамере в герметичном корпусе, либо вне ее.
Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ проведения испытаний для определения надежности жидкостного ракетного двигателя, включающий ресурсно-циклические испытания 4÷5 двигателей до предельного состояния на эксплуатационных режимах и 8÷9 двигателей на форсированных режимах со ступенчатым изменением величины режимной нагрузки от двигателя к двигателю.
Стенд для измерения стартовых параметров активно-реактивного выстрела или реактивного патрона содержит двигатель с платформой, закрепленный на станине с возможностью осевого перемещения и поджатый к силоизмерителю, и датчик давления, установленный в переднем дне двигателя.
Торсиометр для измерения деформации // 2703610
Изобретение относится к торсиометру, содержащему корпус (12), в котором может поступательно перемещаться подвижный элемент (14), перемещающийся в продольном направлении под воздействием осевого давления, представляющего предназначенный для измерения момент вращения.
Изобретение относится к области машиностроения и направлено на совершенствование установок для стендовых испытаний регуляторов расхода газа. Предлагаемая стендовая установка для определения величины шарнирного момента регуляторов расхода газа содержит установленные в камеру сгорания заряд твердого топлива и воспламенитель, регулятор расхода с регулирующим элементом и привод, между которыми установлен датчик кинематических характеристик.
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при испытаниях сопел ракетных двигателей больших степеней расширения с целью их отработки и подтверждения работоспособности. При имитации высотных условий при испытании ракетных двигателей тепловые, механические и газодинамические нагрузки на сопло создают продукты сгорания ракетного двигателя, которые отводят в атмосферу с использованием выхлопного диффузора и эжекторной установки.
Изобретение относится к измерительной технике: устройству приборов, предназначенных для определения скорости горения твердых топлив (ТТ), используемых в аппаратах для глубоководных систем, ствольных системах различного назначения и др., работающих при высоких давлениях (от двадцати до сотен мегапаскалей).
Стенд для испытания герметизирующей заглушки углового сопла включает основание, емкость пневмодавления, электропневмоклапан, дроссельную шайбу, переходник для монтажа испытуемой заглушки, имитатор раструба сопла, системы измерения и видеонаблюдения.
Изобретение относится к испытаниям жидкостных ракетных двигателей малой тяги. Устройство состоит из упругой балки с двумя силоизмерительными датчиками (весоизмерительным и задающим), на которой крепится испытуемое изделие и измерительный датчик, узла подвеса, силозадающего устройства сильфонного типа, смонтированных в едином корпусе.
Изобретение относится к испытаниям жидкостных ракетных двигателей малой тяги. Устройство для измерения массы жидких компонентов топлива при работе ракетного двигателя малой тяги в режиме одиночных включений и в импульсных режимах, состоящее из электропневмоклапана, градуированных стеклянных трубок различного диаметра, при этом каждая трубка соединена с общим коллектором с помощью электропневмоклапанов и отсечного электропневмоклапана, согласно изобретению между полостью наддува устройства и выходным коллектором установлен датчик перепада давлений с возможностью измерения перепада давлений до и после пуска двигателя при достижении стабилизации показаний датчика и передачи сигнала в компьютерную систему измерения, обработки и отображения информации, а трубки содержат компоненты топлива, их количество, диаметр и длина обеспечивают работу двигателя от минимального единичного включения двигателя до режима с максимальным числом и длительностью импульсов при работе двигателя в импульсном режиме.
Изобретение относится к способам определения остатков жидкости в топливном баке и может быть использовано при экспериментальной отработке систем питания объектов ракетно-космической отрасли, в которых используют диафрагменные топливные баки малой емкости.
Изобретение относится к области испытаний ракетных двигателей малой тяги. Устройство для высотных испытаний ракетных двигателей выполнено с кормовым диффузором для обеспечения безотрывного течения продуктов сгорания в сопле ракетного двигателя при испытаниях и включает две вакуумные камеры и две вакуумные задвижки.
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для экспериментальной отработки жидкостных ракетных двигательных установок, в частности, с целью имитации высотных условий при их создании и модернизации.
Способ экспериментального определения параметров запуска двигателя при стендовых испытаниях // 2674112
Способ экспериментального определения параметров запуска двигателя при стендовых испытаниях, основанный на проведении испытания и регистрации диаграммы тяги изделия двухмостовым силоизмерительным датчиком.
Устройство для контроля диаметра критического сечения регулируемого сопла реактивного двигателя // 2670285
Изобретение относится к области машиностроения и предназначено для контроля диаметра критического сечения регулируемого сопла при производстве авиационных или ракетных реактивных двигателей. Устройство для контроля диаметра критического сечения регулируемого сопла реактивного двигателя включает контрольный калибр, а также средства его перемещения и измерения усилия перемещения.
Изобретение относится к области ракетной и измерительной техники и может быть использовано при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ). С помощью датчиков измеряют величину виброускорения, преобразуют полученные данные в вейвлет-коэффициенты по алгоритму непрерывного преобразования, определяют масштаб разложения, имеющий максимальную энергию вейвлет-коэффициентов, определяют толщинную резонансную частоту на данном масштабе, по величине и изменениям которой судят о скорости горения.
Изобретение относится к общей области аэронавтики, в частности оно относится к контролю ракетного двигателя. Способ содержит: этап (Е10) получения измерения контролируемого параметра, измеряемого датчиком и соответствующего рабочей точке двигателя, причем эту рабочую точку определяют по меньшей мере по одному параметру регулирования двигателя; этап (Е20) оценки значения контролируемого параметра для этой рабочей точки на основании регулируемого значения или фильтрованного заданного значения указанного по меньшей мере одного параметра регулирования двигателя, определяющего рабочую точку; этап (Е40) сравнения ошибки между измерением контролируемого параметра и его оценкой относительно по меньшей мере одного порога, определенного на основании погрешности на указанной ошибке, оцененной для рабочей точки; и этап (Е60) передачи уведомления в случае перехода указанного по меньшей мере одного порога.
Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ и устройство моделирования процесса газификации остатков жидкого компонента ракетного топлива в баках отработавшей ступени (ОС) ракеты-носителя, основанный на введении в экспериментальную модельную установку (ЭМУ) теплоносителя (ТН), обеспечении условий взаимодействия в зоне контакта ТН с поверхностью жидкого газифицируемого компонента ракетного топлива, проведении измерений температуры, давления в различных точках ЭМУ, сброс парогазовой смеси (ПГС) в вакуумную камеру через дренажную магистраль (ДМ) и дренажный электропневмоклапан (ДЭПК), осуществлении подачи в ЭМУ теплоносителя и газа наддува до обеспечения заданных параметров парциального давления паров жидкости, соответствующего заданной секундной массе испарения жидкости при заданном начальном давлении наддува, а суммарное давление соответствует началу сброса ПГС в вакуумную камеру, осуществлении сброса ПГС из ЭМУ через ДМ и ДЭПК в вакуумную камеру на различных интервалах времени, соответствующих различным интервалам длительности работы сопел газореактивной системы ориентации и стабилизации ОС, и определении области параметров ТН, температуры ДМ, ДЭПК, длительности интервалов времени сброса ПГС, при которых появляется конденсат на внутренней поверхности ДМ, ДЭПК и его кристаллизация, осуществлении дополнительного подвода теплоты к ДМ, ДЭПК, минимальную величину которой определяют из условия предотвращения кристаллизации паров жидкости в ДМ и ДЭПК.
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.
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.
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. 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.
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. 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.
Реверберационная камера // 2614454
Изобретение относится к радиотехническому испытательному оборудованию, предназначенному для проведения стендовых испытаний ракетных двигателей космических аппаратов, в частности для измерения электромагнитного излучения.
Стенд для испытаний энергетических установок с накоплением отработанного технологического газа // 2611119
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 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.
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.
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.
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.
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.
Вакуумный стенд для огневых испытаний жидкостного ракетного двигателя космического назначения // 2602464
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).
