Способ определения скорости горения твердого ракетного топлива

Авторы патента:

Федорычев Александр Васильевич (RU)

Мишкин Илья Романович (RU)

Якимцев Игорь Васильевич (RU)

Милёхин Юрий Михайлович (RU)

Ключников Александр Николаевич (RU)

F02K9/96 - отличающиеся специальными устройствами для испытания или проверки и измерений

Владельцы патента RU 2505699:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Федеральный центр двойных технологий "Союз" (ФГУП "ФЦДТ "Союз") (RU)

При определении скорости горения твердого ракетного топлива производят монтаж и сжигание стержневого образца с запальным проводником в камере сгорания, имеющей систему регистрации давления. Перед монтажом небронированный образец опускают в бронестаканчик с неотвержденным бронесоставом и отверждают бронесостав. Затем в плоскости осевого сечения бронированого образца выполняют на его торцах пропилы с вершинами, перпендикулярными оси образца. Устанавливают в пропил со стороны бронированного торца отрезок огнепроводного шнура. Изолируют полость пропила с установленным отрезком огнепроводного шнура. Устанавливают в пропил со стороны открытого торца запальный проводник, соединяют концы проводника с гермовыводом и монтируют образец вместе с гермовыводом в камере сгорания. Подают в камеру сгорания начальное давление от внешнего источника, поджигают образец и поддерживают давление в камере сгорания на уровне заданного давления, сбрасывая избыточное давление до момента появления всплеска давления в камере сгорания. Сбрасывают давление и определяют скорость горения твердого ракетного топлива по защищаем настоящим изобретением соотношениям. Изобретение позволяет упростить подготовку образца твердого ракетного топлива к испытаниям и повысить точность определения его скорости горения. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для определения скорости горения твердых ракетных топлив (ТРТ) в зависимости от давления и температуры топлива. Опыт отработки ТРТ показывает, что экспериментальные значения скорости горения (особенно при низких давлениях для низкотемпературных и безметальных ТРТ) характеризуются существенным разбросом (до ±10…15%). Ошибка определения чувствительности скорости горения к изменениям давления и температуры топлива достигает при этом ±25…40%. Это практически исключает возможность надежного определения характеристик стационарного горения топлива и области устойчивых стационарных режимов горения, что является одним из условий обеспечения устойчивой работы РДТТ.

В настоящее время известны способы определения скорости горения ТРТ с регистрацией перемещения поверхности горения методами кино- или видеосъемки процесса горения топлива, с использованием микроволновой техники [5, 6], светорегистраторов, измерения емкости или электропроводности продуктов сгорания, а также теоретические способы определения скорости по зависимости давления от времени, полученной при испытаниях ракетного двигателя [4, 7].

Все эти способы обладают рядом недостатков, основным из которых является несовершенство систем регистрации перемещения фронта горения - основной характеристики для расчета скорости горения. Недостатком микроволнового СВЧ-метода является ошибка определения скорости горения, обусловленная неопределенностью в диэлектрической проницаемости различных ТРТ.

Известен способ определения скорости горения ТРТ с использованием плавких проволочных электрических сигнализаторов [2, 3]. При прохождении фронта горения через эти сигнализаторы они плавятся и перегорают, что сопровождается скачкообразным возрастанием сопротивления электрической цепи сигнализаторов. Эти моменты времени фиксируются системой регистрации.

Скорость горения определяется из соотношения:

где L₀ - расстояние между сигнализаторами или база (длина контрольного участка образца, на котором определяется скорость горения); τ₁ и τ₂ - моменты времени, соответствующие перегоранию первого и второго сигнализаторов.

Недостатком данного способа является несоответствие моментов времен выхода поверхности горения на сигнализатор и перегорания сигнализатора. Этот эффект обусловлен тепловой инерционностью сигнализаторов, которые плавятся при прохождении через них не поверхности горения, а фронта пламени, положение которого относительно поверхности горения сильно зависит от давления, температуры продуктов сгорания топлива и усугубляется гетерогенной структурой топлива. Для низкотемпературных топлив с выраженной гетерогенной структурой (наличие частиц охладителей и окислителей, сильно различающихся по размерам), имеющих температуру в приповерхностных слоях газовой фазы, сопоставимую или более низкую по сравнению с температурой плавления сигнализаторов, отмеченный эффект может достигать нескольких секунд (от 2 до 11 с). Это вносит существенную ошибку в определение времени выгорания контрольного участка и, соответственно, скорости горения низкотемпературных топлив, особенно в области низких давлений, где имеет место выраженная двухпламенная структура волны горения. Температура первичного пламени, как правило, на 100…250°C ниже температуры плавления сигнализаторов. Здесь речь идет о сигнализаторах, изготавливаемых из медной проволоки. Сигнализаторы из более легкоплавких материалов (олово, цинк) имеют температуру плавления, сопоставимую с температурой поверхности горения топлива, но не обладают достаточной механической прочности, часто рвутся при монтаже в образец топлива, что исключает возможность их применения для определения скорости горения в опытном и серийном производстве. Сказанное выше ставит под сомнение заявленную для этого способа погрешность в определении времени горения образца в 1…5 миллисекунд для рассматриваемых топлив. Следует отметить, что метод определения скорости горения с использованием плавких проволочных электрических сигнализаторов характеризуется значительными затратами ручного труда, связанными с монтажом сигнализаторов в образце, не обладает должной помехозащищенностью при действии различного рода наводок и помех при регистрации электрического сигнала.

От перечисленных недостатков, связанных с особенностями работы электрических сигнализаторов, свободен способ, описанный в патенте «Установка для определения скорости горения твердого ракетного топлива» [1]. Там для определения моментов τ₁- прохождения фронта пламени в качестве сигнализаторов в образце используются подсыпки дымного ружейного пороха (ДРП) или измельченного ТРТ. Подсыпки в момент выхода на них фронта горения (поверхности горения) сгорают, создавая всплеск газоприхода и соответственно давления в камере сгорания, который фиксируется датчиком давления. Этот способ выбран авторами в качестве прототипа.

Недостатком данного способа является низкая технологичность сборки образцов, наличие опасных ручных операций, а также неточности в определении скорости горения из-за сложности обеспечения параллельности торцов образца и сверлений. Амплитуда всплесков давления, как правило, невелика, что снижает надежность определения их местоположения на осциллограмме давления и, соответственно, времени выгорания контрольного участка.

Технической задачей изобретения является разработка способа определения скорости горения ТРТ, позволяющего с высокой точностью определять длину и время горения контрольного участка без использования сигнализаторов прохождения фронта пламени и подсыпки ДРП. Решение этой задачи позволит существенно снизить разбросы скорости горения, повысить технологичность подготовки (сборки) образца к испытанию и снизить затраты на определение скорости горения.

Поставленная задача решается тем, что в известном способе определения скорости горения ТРТ, включающем монтаж и сжигание стержневого образца ТРТ с запальным проводником в камере сгорания, имеющей систему регистрации непрерывного изменения давления, а также вентили подачи и сброса давления, выполняются следующие операции. Перед монтажом образец опускают в бронестаканчик, предварительно заполненный неотвержденным бронирующим составом таким образом, чтобы этот состав полностью закрыл боковую поверхность образца и верхний (на момент бронирования) торец, после чего проводят отверждение бронирующего состава. На открытом и бронированном торцах в плоскости осевого сечения образца перпендикулярно оси выполняют по одному пропилу шириной ~ 2…2,5 мм на глубину 6…10% длины образца со стороны открытого торца (верхний пропил) и со стороны бронированного торца (нижний пропил). Измеряют расстояние между вершинами пропилов, которое равно своду горения L₀. Устанавливают в пропил со стороны бронированного торца отрезок огнепроводного шнура, имеющего собственную скорость горения 50…150 см/с, и изолируют полость пропила с размещенным в ней огнепроводным шнуром несколькими слоями изоляционной ленты, одновременно поджимая и фиксируя ею отрезок шнура для обеспечения контакта между шнуром и поверхностью топлива в вершине нижнего пропила. Изоляция полости пропила осуществляется с целью предотвращения проникновения в нее горячих газов при горении образца. Устанавливают в пропил со стороны открытого торца запальный проводник и соединяют концы проводника с гермовыводом. Монтируют образец вместе с гермовыводом в камере сгорания, герметизируют камеру сгорания с установленным образцом и подают в нее начальное давление из внешнего источника вентилем подачи давления. После этого поджигают образец и поддерживают давление в камере сгорания на заданном уровне р_зад, сбрасывая избыточное давление через вентиль сброса в течение времени прохождения фронта горения от вершины верхнего пропила до вершины нижнего пропила. При выходе поверхности горения на огнепроводный шнур последний сгорает со скоростью, многократно превышающей скорость горения испытуемого топлива, в камере сгорания реализуется всплеск давления, сигнализирующий о выгорании контрольного участка образца и фиксируемый по манометру. После этого осуществляют сброс давления из камеры сгорания через вентиль сброса. Перечисленные выше операции повторяют при подготовке и сжигании последующих образцов.

Время горения контрольного участка определяют по характерным точкам на осциллограмме давления - моменту начала устойчивого роста давления на начальном участке горения образца (τ_н) и моменту начала всплеска давления на конечном участке горения образца (τ_к). Приближенно время появления всплеска давления оценивается по формуле

где: u₁ и ν - ожидаемые значения параметра u₁ степенного закона горения топлива и чувствительности скорости горения к изменению давления.

Скорость горения определяют по формуле

Значение скорости горения u_on соответствует среднеинтегральному опытному давлению в камере сгорания на интервале времени τ_к - τ_н и температуре топлива T_{0 on}, которая фактически реализовалась на момент испытания при термостатировании образца на заданную температуру T_{0 зад}. Значение T_{0 on} фиксируется на бумажном или электронном носителе в процессе термостатирования образца и полагается известным.

Среднеинтегральное опытное давление в камере сгорания на интервале времени τ_к - τ_н определяют по данным регистрации

Приведение скорости горения к заданным значениям давления и температуры T_{0 зад} осуществляют по формуле

где ν и β - чувствительность скорости горения к изменению давления и температуры топлива, соответственно.

Таким образом, скорость горения ТРТ, соответствующую заданным значениям давления и температуры топлива, определяют по формуле

Перечисленные выше операции повторяют при требуемых уровнях давления и температуры топлива для последующих образцов и таким образом определяют зависимость скорости горения топлива от давления и температуры u(p, T₀).

Применение огнепроводного шнура обусловлено тем, что температура его воспламенения составляет ~ 470…500 К, что практически совпадает с температурой поверхности горения низкотемпературного топлива. Это означает, что срабатывание шнура происходит именно в момент прохода через него поверхности горения топлива, а не фронта пламени, положение которого относительно поверхности горения зависит от давления. Таким образом, устраняется ошибка определения скорости горения, связанная с ошибочным определением моментов прохождения поверхности горения через сигнализаторы.

Длина отрезка огнепроводного шнура, устанавливаемого в пропил, примерно равна длине пропила (т.е. диаметру бронированного образца).

Пропилы на глубину 6…10% выполняют в плоскости осевого сечения образца и перпендикулярно его оси для того, чтобы:

- исключить ошибку измерения длины контрольного участка, обусловленную краевыми неровностями, имеющими место на открытом торце образца после отверждения бронирующего состава;

- облегчить процедуру замера длины контрольного участка;

- обеспечить гарантированный выход вершины нижнего пропила в топливо со стороны бронированного торца образца;

- реализовать при этом возможно максимальную длину контрольного участка;

- иметь возможность устанавливать не один, а два или три отрезка огнепроводного шнура в нижний пропил с целью получения четкого сигнала (всплеска) на осциллограмме давления, фиксирующего момент выхода фронта горения на вершину нижнего пропила, при любом заданном давлении.

Ширина пропилов определяется удобством размещения в них огнепроводного шнура, имеющего поперечный размер ~ 2…2,5 мм.

Отсутствие трудоемких ручных операций изготовления и установки сигнализаторов (пожароопасных подсыпок ДРП, измельченного ТРТ, проволочек и др.) существенно упрощает процедуру подготовки образца к испытаниям и снижает ее пожароопасность.

Точность определения скорости горения низкотемпературных ТРТ увеличивается за счет более точного определения длины контрольного участка образца и времени его выгорания. Последнее обеспечивается за счет получения четкого сигнала (всплеска) на осциллограмме давления в момент выхода фронта горения на огнепроводный шнур и отсутствия запаздывания по времени между выходом фронта горения на огнепроводный шнур и моментом его срабатывания.

Описанный выше способ определения скорости горения реализован при испытании образца низкотемпературного ТРТ в камере сгорания, описанной в прототипе. После изготовления (Фиг.1) стержневой образец топлива (1) сечением 16×16 мм и длиной 72 мм погружался в бронестаканчик (2), внутренним диаметром 23 мм и глубиной 72 мм, заполненный неотвержденным бронирующим составом. После погружения образца в бронестаканчик бронирующий состав полностью закрыл боковую поверхность образца и верхний (на момент бронирования) торец. Отверждение бронирующего состава осуществлялось в течение суток при температуре 40°C. После этого на открытом и бронированном торцах бронированного образца выполнялись в плоскости осевого сечения перпендикулярно оси образца два пропила: (3) - верхний (со стороны небронированного торца), и (4) - нижний (со стороны бронированного торца) глубиной 5,5 мм каждый. Измерялось расстояние между вершинами пропилов, которое составило L₀=65,1 мм.

Далее (Фиг.2) в нижний пропил образца для определения скорости горения (5) осуществлялась установка отрезка огнепроводного шнура (6). С помощью изоляционной ленты (7) осуществлялась фиксация шнура в поджатом состоянии к вершине пропила и изоляция полости пропила. В полость верхнего пропила устанавливался запальный проводник (8), соединенный с гермовыводом (9) на контактной вставке (10).

Образец для определения скорости горения в сборе (далее по тексту - образец) монтировался в камере сгорания (Фиг.3). После герметизации корпуса камеры сгорания (11) крышкой (12) в нее подавалось вентилем подачи давления (13) начальное давление из внешнего источника (14) до уровня р_н=45,5 ата, контролируемое по манометру (15). Это начальное давление обеспечивало горение образца при среднем давлении p_on, близком к заданному давлению р_зад=50 ата.

Воспламенение топлива образца (5) осуществлялось подачей на запал электрического напряжения из блока запала (16). В процессе горения образца изменение давления р(τ) непрерывно фиксировалось системой регистрации: датчиком (17), преобразователем сигналов (18) и компьютером (19). Испытатель поддерживал давление в камере сгорания, контролируемое по манометру (15), на уровне заданного давления р_зад=50 ата,

сбрасывая избыточное давление через вентиль сброса (20). После выхода фронта горения на огнепроводный шнур, размещенный в нижнем пропиле, произошел всплеск давления, что фиксировалось испытателем по манометру (15). После этого испытатель открывал вентиль сброса, окончательно сбрасывая давление из камеры сгорания.

Скорость горения определялась следующим образом. По формуле (2) и данным системы регистрации, определялось среднеинтегральное опытное давление p_{cp on}=49,85 ата, при котором происходило горение образца (Фиг.4). Начало горения τ_н=0,11 с было зафиксировано на кривой давления по началу подъема давления при зажжении образца, а окончание - по времени начала всплеска давления τ_к - 20,93 с. Средняя скорость горения образца u=3,13 мм/с, соответствующая заданному давлению р_зад-=50 ата, определена по формуле (3) при L₀=65,1 мм, T₀=20°C и T_{0 зад}=20°C.

В испытаниях моменты τ_н и τ_к фиксировались с общей относительной инструментальной погрешностью измерения времени горения, не превышающей 0,034%.

Погрешность определения длины контрольного участка L₀ образца (Фиг.1) определяется инструментальной погрешностью измерительного инструмента и непараллельностью вершин пропилов, которая при использовании соответствующего оборудования не превышает 0,4 мм. Предельная относительная ошибка определения длины контрольного участка образца при L₀=65 мм составляет:

- обусловленная инструментальной погрешностью ~±0,08%;

- обусловленная непараллельностью вершин пропилов ±0,62%.

Предельная относительная ошибка канала измерения давления составляет ±0,3%. Таким образом, предельная относительная ошибка определения скорости горения предлагаемым способом не превышает ±0,7%.

С целью надежного определения времени воспламенения образца отрезок огнепроводного шнура может быть установлен и в вершине пропила со стороны открытого торца.

Данные, полученные при испытаниях описанным способом, могут использоваться для прогнозирования скорости горения в натурных РДТТ. Проведенные работы по определению скорости горения низкотемпературных твердых ракетных топлив подтвердили высокую технико-экономическую эффективность предлагаемого способа.

Использованные литературные источники

1. Ю.М.Милехин, М.А.Кондаков, С.А.Гусев, Б.В.Кононов, А.Т.Завьялов, В.И.Калашников. «Установка для определения скорости горения твердого ракетного топлива». Патент РФ №2406864 от 20.12.2010.

2. Ю.М.Милехин, Ю.П.Бабаков, В.А.Гамий, В.И.Калашников, B.C.Куренков. «Способ определения скорости горения твердого топлива». Патент РФ №2267636 от 10.01.06.

3. М. Баррер и др. «Ракетные двигатели».-М :Оборонгиз, 1962, стр.207.

4. «Исследование РДТТ»/ Под редакцией М. Саммерфильда.-М: Иностранная литература. 1963, стр.120-136.

5. Stand L.D., Schultz A.D., Reedy G.K. «Метод микроволнового эффекта Доплера для определения нестационарной скорости горения». Journal of Spacecraft and Rockets, 1974, vol.11, №2.

6. Ю.М.Милехин, Ю.П.Бабаков, В.И.Калашников, А.Н.Ключников. «Установка для определения скорости горения ТРТ». Патент РФ №2194874 от 20.12.2002.

7. Ю.М.Милехин, Н.В.Сало, В.И.Калашников, А.Н.Ключников, В.М.Меркулов. «Модельный двигатель для определения скорости горения ТРТ». Патент РФ №2215170 от 27.10.2003.

1. Способ определения скорости горения твердого ракетного топлива (ТРТ), включающий монтаж и сжигание стержневого образца ТРТ с запальным проводником в камере сгорания, имеющей систему регистрации давления, а также вентили подачи и сброса давления, отличающийся тем, что перед монтажом небронированный образец опускают в бронестаканчик, предварительно заполненный неотвержденным бронесоставом таким образом, чтобы этот бронесостав полностью закрыл боковую поверхность и верхний торец образца, отверждают бронесостав, после чего в плоскости осевого сечения бронированого образца выполняют на его открытом и бронированном торцах пропилы с вершинами, перпендикулярными оси образца, и глубиной каждого пропила 6…10% от длины образца, измеряют расстояние между вершинами пропилов L₀, устанавливают в пропил со стороны бронированного торца от одного до трех отрезков огнепроводного шнура, имеющего скорость горения 50…150 см/с, изолируют полость пропила с установленным отрезком (отрезками) огнепроводного шнура, устанавливают в пропил со стороны открытого торца запальный проводник, соединяют концы проводника с гермовыводом, монтируют образец вместе с гермовыводом в камере сгорания, герметизируют и подают в нее начальное давление из внешнего источника вентилем подачи давления, поджигают образец и поддерживают давление в камере сгорания на уровне заданного давления р_зад, сбрасывая избыточное давление через вентиль сброса до момента τ_к появления всплеска давления в камере сгорания, фиксируемого по манометру, после чего сбрасывают давление из камеры сгорания, определяют среднеинтегральное опытное давление p _{ср оп} по данным системы регистрации

где τ_н - время начала подъема давления при зажигании образца,
и определяют скорость горения ТРТ, соответствующую заданным значениям давления и температуры топлива, по формуле

где ν и β - прогнозируемые значения чувствительности скорости горения испытуемого ТРТ к изменениям давления и температуры топлива, T_{0 зад} и T_{0 oп} - заданное и фактическое на момент испытания образца значение температуры топлива.

2. Способ определения скорости горения твердого ракетного топлива по п.1, отличающийся тем, что, с целью повышения надежности определения времени воспламенения образца ТРТ, в пропил со стороны открытого торца вместе с запальным проводником устанавливают отрезок огнепроводного шнура.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано для измерения зазора между раструбом и арматурой сопла ракетного двигателя, имеющих конический или криволинейный профиль сопрягаемых через клеевой состав поверхностей.

Способ определения скорости горения твердого ракетного топлива // 2494275

При определении скорости горения твердого ракетного топлива монтируют и сжигают стержневой образец твердого ракетного топлива с запальным проводником в камере сгорания, имеющей систему регистрации давления, а также вентили подачи и сброса давления.

Способ моделирования процесса газификации остатков жидкого компонента ракетного топлива в условиях пониженного давления и устройство для его реализации // 2493414

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ моделирования процесса газификации остатков жидкого компонента ракетного топлива в баках отделяющихся частей ступени ракет-носителей, основанном на введении в экспериментальную установку теплоносителя, обеспечении условий взаимодействия в зоне контакта теплоносителя с поверхностью жидкого газифицируемого компонента ракетного топлива, проведении измерений температуры, давления в различных точках экспериментальной установки, при этом перед подачей теплоносителя осуществляют понижение давления в экспериментальной установке до 0,01 МПа через электропневмоклапан.

Способ высотных испытаний крупногабаритного рдтт и установка для его осуществления // 2492341

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к высотным испытаниям крупногабаритного РДТТ. .

Способ определения погрешностей изготовления корпуса ракетного двигателя по геометрическим параметрам // 2491442

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано для определения погрешностей изготовления корпуса ракетного двигателя по геометрическим параметрам.

Способ испытаний раздвижного сопла ракетного двигателя в барокамере с газодинамической трубой и стендовое раздвижное сопло для его реализации // 2482322

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при наземной огневой отработке раздвижного сопла высотного ракетного двигателя. .

Система запуска ракетного двигателя твердого топлива и заборник давления ракетного двигателя твердого топлива // 2482321

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ). .

Способ отработки раздвижного сопла ракетного двигателя с несколькими выдвигаемыми насадками // 2478816

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных двигателей, раздвижные сопла которых имеют несколько выдвигаемых насадков.

Способ гашения работающего рдтт при испытаниях и установка для его осуществления // 2477810

Изобретение относится к области ракетной и измерительной техники и может быть использовано для гашения ракетных двигателей твердого топлива при отработке и наземных испытаниях.

Способ очистки внутренней поверхности камеры горения жидкостного ракетного двигателя // 2476713

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. .

Экспериментальный ракетный двигатель твердого топлива // 2506445

Экспериментальный ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус из композитного материала с передним и сопловым днищами, соединенными между собой посредством цилиндрического участка, скрепленный с корпусом заряд твердого топлива и утопленное сопло. На переднем днище установлен глухой фланец многократного использования, в центре которого с внешней стороны установлено воспламенительное устройство. Наружный радиус заряда, радиус канала заряда, радиус критического сечения сопла и толщина цилиндрического участка силовой оболочки корпуса определены соотношениями, защищаемыми настоящим изобретением. Изобретение позволяет определять удельный импульс тяги и скорость горения твердого ракетного топлива в условиях напряженно-деформированного состояния. 1 ил.

Стенд для высотных испытаний ракетных двигателей с тонкостенными соплами // 2513063

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 с тонкостенными соплами содержит барокамеру, выхлопной диффузор, кольцевой эжектор и соединенный с ним источник эжектирующего рабочего тела. Источник эжектирующего рабочего тела выполнен в виде парогенератора, образованного охватывающим диффузор кожухом, полость которого на входе сообщена с подводом охлаждающей жидкости, а на выходе с кольцевым эжектором. Стенд снабжен форсунками, размещенными в кольцевом эжекторе и имеющими программно разрушающиеся корпусы. Изобретение позволяет имитировать высотные условия при испытании ракетного двигателя с тонкостенным соплом на различных режимах его работы, включая период выключения, а также обеспечить сохранность элементов конструкции двигателя. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Установка для испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе // 2514326

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при разработке оборудования для огневых стендовых испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе. Установка для испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе содержит выхлопной диффузор и скрепленный с ним переходный отсек, установленный непосредственно после испытуемого двигателя и герметично соединенный с его соплом. В переходном отсеке установлена связанная с системой подачи охлаждающей жидкости поворотная полая штанга с форсункой, снабженная фиксаторами начального и конечного положения. Изобретение позволяет обеспечить эффективное охлаждение ракетного двигателя твердого топлива после огневых стендовых испытаний. 4 ил.

Генератор импульсов давления в акустических полостях камер сгорания и газогенераторов жрд // 2523921

Изобретение относится к испытательной технике и, в частности, к испытаниям камер сгорания и газогенераторов жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с целью оценки высокочастотной устойчивости процесса горения. Генератор содержит корпус с подсоединительным патрубком и форкамерой, в котором размещена втулка из диэлектрика, в которой размещены электроды. При этом один из электродов установлен по оси форкамеры и является общим, а остальные электроды расположены по окружности с одинаковым зазором между собой. Причем осевой электрод соединен с остальными электродами, размещенными по окружности, металлическими проволочками диаметром 0,02…0,5 мм. Другие концы электродов предназначены для подключения к источнику высокого напряжения, а концы электродов, размещенных внутри форкамеры, выполнены с утолщением, причем к форкамере подсоединен штуцер для подачи азота продувки. При размещении по окружности четного числа электродов на конце осевого электрода в радиальном направлении к электродам, расположенным по окружности, могут быть выполнены сквозные радиальные пересекающиеся каналы, в которых размещены металлические проволочки. При этом концы каждой из них соединены с соответствующей парой противолежащих электродов, расположенных по окружности, причем в торце осевого электрода выполнено глухое отверстие с резьбой, пересекающее сквозные радиальные каналы, в котором установлен винт, прижимающий металлические проволочки к внутренним кромкам сквозных каналов осевого электрода. Изобретение обеспечивает создание нескольких импульсов во время одного испытания камер сгорания и газогенераторов ЖРД на устойчивость при высокой стабильности величины импульса. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Способ установки геометрической оси камеры жрд и компенсирующее замыкающее устройство для его реализации // 2526998

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в газогидравлических магистралях жидкостных ракетных двигателей. В способе установки геометрической оси камер жидкостного ракетного двигателя в номинальном положении, основанном на исключении влияния технологических отклонений при изготовлении агрегатов, деталей и сборочных единиц, а также усадки материала в сварных швах стыков газовых магистралей между турбонасосным агрегатом и головками камер на угловое отклонение геометрических осей камер от номинального положения, согласно изобретению измерение фактических параметров замыкающего компенсирующего устройства, его изготовление, подгонка и сварка выполняются на заключительной стадии сборки магистралей после выполнения всех сварных швов стыкуемых агрегатов деталей и сборочных единиц. Способ реализуется компенсирующим замыкающим устройством газовых магистралей, содержащим компенсационную втулку с проточками по ее стыкам для установки подкладных колец, в котором согласно изобретению проточки для установки подкладных колец выполнены длиной, равной длине подкладных колец, а над проточками просверлены сквозные отверстия, в которых установлены фиксаторы для перемещения подкладных колец в зону сварных швов стыков деталей и сборочных единиц; проточки в фиксаторах под отвертку развернуты перпендикулярно плоскости проекции скоса; фиксаторы установлены по периметру через углы, равные 120°; в отверстиях компенсационной втулки и головках фиксаторов выполнены фаски для исключения непроваров корня сварных швов. Изобретение обеспечивает повышение точности ее установки и снижение потерь вектора тяги работающего в полете или на стенде двигателя. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 12 ил.

Стенд для испытания сопла // 2528467

Изобретение относится к технике, связанной с испытанием сопл, и может быть использовано при проведении модельных испытаний. Устройство содержит подводящий трубопровод, соединенный с ресивером, выполненным с возможностью разъемного соединения с испытываемым соплом в двух взаимно перпендикулярных плоскостях посредством съемных фланцевых накладок и с возможностью опирания измерительными средствами на корпус ресивера, в котором подводящий трубопровод снабжен упругой вставкой. Кроме того, ресивер снабжен отверстиями, одно из которых выполнено в его торце, а другое на его боковой поверхности, причем горловины отверстий имеют одинаковые сечения и снабжены съемными фланцевыми накладками, выполненными с возможностью крепления в них испытываемого сопла в двух взаимно перпендикулярных направлениях. При этом в качестве измерительных средств используют однокомпонентные датчики силы, закрепленные на корпусе ресивера, измерительные штанги которых размещены в трех взаимно перпендикулярных направлениях, а их концы уперты в корпус ресивера с возможностью его удержания. Технический результат заключается в повышении точности измерения и эффективности испытаний сопла, а также снижении трудоемкости изготовления и эксплуатации устройства. 4 ил.

Установка для определения окислительной стойкости углерод-углеродного композиционного материала // 2529749

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании деталей из углерод-углеродного композиционного материала (УУКМ), работающих в условиях воздействия высокотемпературной окислительной среды на поверхности деталей ракетной техники. Установка для определения окислительной стойкости углерод-углеродного композиционного материала, в том числе с защитным покрытием, включающая камеру из огнеупорного материала для размещения образца испытуемого материала и сопло для подачи газового потока в камеру, выполненное в передней стенке установки, снабжена набором съемных передних стенок различной толщины, в которых сопло расположено под разными углами к продольной оси камеры установки, при этом камера установки размещена в металлическом корпусе с теплозащитным кожухом, причем, теплозащитный кожух и камера выполнены разъемными. Изобретение обеспечивает имитацию воздействия высокотемпературного газового потока на детали ракетной техники в условиях, приближенных к реальным, и определение окислительной стойкости УУКМ при воздействии высокотемпературного газового потока под разными углами и на различном расстоянии. 6 ил.

Способ моделирования процесса газификации остатков жидкого ракетного топлива и устройство для его реализации // 2534668

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована при проведении физического моделирования процессов газификации остатков жидкого топлива в баках отделяющихся частей (ОЧ) ступени ракет-носителей (РН) в условиях малой гравитации с использованием экспериментальных модельных установок в земных условиях, а также и при натурных пусках РН с системами газификации. Способ моделирования процесса газификации остатков жидкого компонента ракетного топлива (КРТ) в баках ОЧ ступени РН, основанном на введении в экспериментальную установку теплоносителя (ТН) с заданными параметрами, обеспечении заданных условий взаимодействия в зоне контакта ТН с поверхностью жидкого газифицируемого КРТ, проведении измерений температуры, давления в различных точках ЭУ, при этом проводят дополнительные измерения скорости потока ТН в различных точках ЭУ, влажности газа на выходе из ЭУ, и рассчитывают на основе проведенных измерений значения суммарной теплоты, поступившей в объем ЭУ в течение всего эксперимента. Изобретение обеспечивает повышение достоверности результатов экспериментальных исследований, снижение затраты на проведение экспериментов при обнаружении недостоверных измерений или неисправности оборудования путем прекращения эксперимента и повышение надежность измерений. 2 н. и 3 з.п. ф-лы.

Способ и стенд для определения гидравлических остатков незабора топлива в баке ракеты // 2543702

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при экспериментальной отработке заборных устройств, установленных в топливных баках ракет, для экспериментального определения гидравлических остатков незабора топлива. Стенд содержит сливную емкость, расходную магистраль, в которой установлены датчики сплошности, расходомер, гидравлический насос, отсечной кран, а также устройство для заправки и слива, к которому подключен дозатор для дозаправки воды. Дозатор воды настроен на рабочий объем, равный объему ожидаемого гидравлического остатка незабора испытуемого топливного бака, подключенного к расходной магистрали. Верхняя часть сливной емкости выполнена в виде вертикального сужающегося кверху конусного насадка с конусностью 15°, на котором установлены второй датчик сплошности и емкость для перелива. В состав стенда входит магистраль закольцовки с запорным клапаном, встроенная в расходную магистраль на входе в насос, и магистраль заправки с клапаном, встроенная в расходную магистраль на выходе из насоса, второй конец которой подключен к расходной магистрали перед отсечным краном. Перед заправкой испытуемого бака полностью заполняют водой расходную магистраль и сливную емкость, а затем производят дозаправку гидросистемы дозированным объемом воды, равным ожидаемому гидравлическому остатку незабора. После этого производят испытание. При срабатывании обоих датчиков сплошности в любой последовательности закрывают отсечной кран, фиксируют момент прорыва газа в магистраль расхода и момент полного заполнения сливной емкости. Затем, зная расход и указанные моменты времени, а также объем дозаправки дозатором вычисляют величину гидравлического остатка незабора. Технический результат - повышение точности определения гидравлического остатка в испытуемом баке ракеты и снижение трудоемкости экспериментальных работ. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Стенд для определения гидравлических остатков незабора топлива в баке ракеты // 2543703