Стенд для измерения стартовых параметров выстрела

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. Двигатель в сборе с платформой имеет размеры, соответствующие размерам ракеты активно-реактивного выстрела или реактивного патрона, и на него установлен и связан с ним разрушаемой связью пусковой контейнер с воспламенителем, имеющий массу, равную массе ракеты. На станине в плоскости, проходящей через ось пускового контейнера, установлены с гарантированным от него зазором два держателя с зажимами, попарно закрепленными на них в диаметрально противоположных местах с натянутыми между ними разрываемыми проволоками. Первая проволока прилегает к торцу пускового контейнера, вторая расположена на расстоянии, равном длине ракеты, а следующая - на расстоянии, равном базе для измерения дульной скорости. Изобретение позволяет упростить проведение испытаний активно-реактивного выстрела или реактивного патрона. 2 ил.

 

Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано для комплексного измерения стартовых параметров активно-реактивных выстрелов для подствольных гранатометов и реактивных патронов.

При летных испытаниях данных изделий обычно фиксируют ограниченный набор стартовых параметров: давление в стволе и дульную скорость, например с помощью скоростной видеосъемки или методом рам-мишеней. Эти и другие известные устройства для регистрации скорости описаны, например, в книге: «Баллистические установки и их применение в экспериментальных исследованиях», под редакцией Н.А. Златина и Г.И. Мишина, издательство «Наука», г. Москва, 1974 г., стр. 125.

Давление и силу тяги двигателя определяют в процессе стендовых испытаний. Устройства для измерения данных параметров описаны, например, в книгах: «Основы проектирования пороховых ракетных снарядов», авторы В.Д. Куров и Ю.М. Должанский, издательство «Оборонгиз», г. Москва, 1961 г., стр. 276, «Исследование и отработка ракетных двигателей на твердом топливе», авторы Волков В.Т. и Ягодников Д.А., издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана, г. Москва, 2007 г., стр. 51, 156.

Известен также стенд для измерения силы тяги двигателя, авторское свидетельство СССР №1689777 А1, кл. G 01 L 5/13, 1979 г., принятый в качестве прототипа.

Стенд предназначен для измерения силы тяги малогабаритных реактивных двигателей в расширенном диапазоне измерений.

Стенд состоит из станины с укрепленными на ней корпусом и стойкой. В корпусе имеется ряд гнезд для установки испытываемых двигателей. Размеры гнезд зависят от размеров и развиваемой тяги двигателя. На стойке шарнирно закреплена планка, на которой установлен ряд силовоспринимающих центров, соосных с гнездами. При подготовке к испытаниям, в одно из гнезд в корпусе устанавливают двигатель с платформой, вдвигают их в корпус до контакта платформы с силовоспринимающим центром и прижимают к сило-измерителю. Приводят в действие двигатель и замеряют силу тяги с помощью силоизмерителя, используя необходимую аппаратуру. Стенд предназначен для измерения силы тяги и не фиксирует каких-либо других параметров двигателя и выстрела.

Вышеописанные устройства не позволяют провести одновременную регистрацию всего комплекса стартовых параметров, а именно давления в двигателе, силы тяги двигателя, скорости движения ракеты в стволе и дульной скорости, что представляет значительный интерес для исследования и отработки внутренней и внешней баллистики выстрела.

Задачей изобретения является расширение функциональных возможностей стендовой испытательной аппаратуры путем создания стенда, имитирующего старт ракеты активно-реактивного выстрела для подствольного гранатомета или реактивного патрона и позволяющего провести комплексное измерение стартовых внутрибаллистических параметров.

Требуемый технический результат достигается тем, что в известном стенде для измерения силы тяги двигатель в сборе с платформой имеет размеры, соответствующие размерам ракеты активно-реактивного выстрела или реактивного патрона, на него установлен и связан с ним разрушаемой связью пусковой контейнер с воспламенителем, имеющий массу равную массе ракеты, а на станине, в плоскости проходящей через ось пускового контейнера с гарантированным от него зазором установлены два держателя, с зажимами, попарно закрепленными на них в диаметрально противоположных местах с натянутыми между ними разрываемыми проволоками, так, что первая проволока прилегает к торцу пускового контейнера, вторая расположена на расстоянии, равном длине ракеты, а следующая - на расстоянии, равном базе для измерения дульной скорости.

Отличительные признаки предложенного технического решения расширяют функциональные возможности стендовой испытательной аппаратуры путем создания стенда, имитирующего старт ракеты активно-реактивного выстрела для подствольного гранатомета или реактивного патрона и позволяющего провести комплексное измерение стартовых внутрибаллистических параметров.

Двигатель в сборе с платформой имеет размеры, соответствующие размерам ракеты активно-реактивного выстрела или реактивного патрона, т.е. данная сборка является стендовым габаритным макетом ракеты. Это позволяет в стендовых условиях полностью воспроизвести особенности конструкции ракеты, оказывающие влияние на давление в двигателе в процессе выстрела и на скорость ее движения в канале ствола, в частности стабилизатор.

На габаритный макет ракеты установлен и закреплен на нем разрушаемой связью пусковой контейнер с воспламенителем, имеющий массу равную массе ракеты. Пусковой контейнер по внутренним размерам соответствует реальному стволу, из которого производится стрельба, а разрушаемая связь обеспечивает создание при запуске давления форсирования, необходимого для выхода двигателя режим устойчивого горения топлива. Таким образом, воспроизводятся реальные условия пуска ракеты, с той разницей, что вместо ракеты движется пусковой контейнер, равный ей по массе, а габаритный макет ракеты остается на стенде, где производится измерение давления и силы тяги двигателя.

На станине, в плоскости, проходящей через ось пускового контейнера с гарантированным от него зазором, установлены два держателя, с зажимами, попарно закрепленными на них в диаметрально противоположных местах с натянутыми между ними разрываемыми проволоками. Первая проволока прилегает к торцу пускового контейнера, вторая расположена на расстоянии, равном длине ракеты, а следующая - на расстоянии, равном базе для измерения дульной скорости.

Расположение держателей с гарантированным зазором от контейнера исключает его соприкосновение с ними при пуске и возможное влияние держателей на скорость движения.

На держателях с помощью зажимов закреплены разрываемые проволоки, выполняющие в данном случае функции рам-мишеней. Первая проволока прилегает к торцу пускового контейнера, ее разрыв обозначает начало его движения. Разрыв второй проволоки происходит при сходе контейнера с макета ракеты и соответствует выходу ракеты из канала ствола при реальном пуске.

Третья проволока разрывается при пролете контейнером расстояния, равного базе Lб для измерения дульной скорости. Дульная скорость в данном случае измеряется без учета вклада двигателя в ее увеличение на длине базы Lб, что дает возможность выделить вклад воспламенителя и сгоревшей при движении ракеты в стволе части топлива.

Каждый существенный признак необходим, а их совокупность в устойчивой взаимосвязи являются достаточными для достижения новизны качества, неприсущего признакам в разобщенности, т.е. поставленная в изобретении задача решена не суммой эффектов, а новым сверхэффектом суммы признаков.

Сущность изобретения поясняется чертежом, который имеет чисто иллюстративный характер и не ограничивает объема притязаний совокупности признаков формулы. На чертеже фиг. 1 изображен предложенный стенд для измерения стартовых параметров выстрела.

Стенд включает в себя следующие основные элементы: станину 1, два держателя 18 и стендовый двигатель 10 в сборе с платформой 6. Сборка стендового двигателя 10 с платформой 6 имеет размеры и содержит конструктивные элементы, например стабилизатор, соответствующие размерам и элементам ракеты активно-реактивного выстрела или реактивного патрона и представляет собой стендовый габаритный макет ракеты. На него установлен и закреплен разрушаемой связью, например срезаемым штифтом 7, пусковой контейнер, состоящий из баллистического ствола 8 в сборе с воспламенителем 14 и электровоспламенителем 15, размещенными во втулке 20. Масса груза 16, закрепленного на стволе подбирается так, чтобы масса пускового контейнера была равна массе ракеты.

Вместо электровоспламенителя могут быть использованы другие средства инициирования, например терочный капсюль-воспламенитель или ударный капсюль-воспламенитель в сборе с соответствующими устройствами для приведения их в действие.

Указанная сборка с возможностью осевого перемещения с помощью хомута 5 закреплена на станине 1 и для обеспечения надежного контакта с силоизмерителем (датчиком силы тяги) 2, поджата пружиной 4 и гайкой 3. Держатели 18 разнесены между собой на расстояние, обеспечивающее гарантированный зазор между ними и пусковым контейнером при его движении. На них попарно закреплены зажимы 19 с натянутыми между ними проволоками 17, так, что первая проволока прилегает торцу пускового контейнера, вторая расположена на расстоянии, равном длине ракеты Lp, следующая за ней - на расстоянии Lб, равном базе для измерения дульной скорости. Размер базы выбирают в пределах удобных для расчета скорости, например от 0,3 до 1,0 м.

На фиг. 1 в качестве примера приведен стендовый макет ракеты с раскрывающимся стабилизатором 13.

Двигатель состоит из камеры 10, сопла 12 и заряда топлива 11. В переднем дне камеры 10 установлен датчик давления 9.

Концы каждой проволоки, электровоспламенитель, датчик давления и силоизмеритель подключают к комплексу измерительно-вычислительному.

В зависимости от цели испытаний между первой и второй парой зажимов могут быть установлены еще несколько пар зажимов с натянутыми между ними проволоками, что позволяет фиксировать динамику роста скорости пускового контейнера при сходе с макета ракеты.

Вместо метода рам-мишеней для измерения скорости (времени движения контейнера) могут быть использованы другие методы, например перекрытие контейнером при его движении световых (лазерных) лучей. В последнем случае вместо одного из зажимов устанавливается источник света (лазер), а вместо противоположного ему - приемник светового излучения. Контейнер при пролете перекрывает луч света, что фиксируется приемником и на осциллограмме появляется соответствующая отметка.

Массу пускового контейнера, длину макета ракеты, а также двигатель, воспламенитель, способ стабилизации - оперением или вращением - выбирают исходя из конкретных вариантов испытываемого выстрела или патрона.

Стенд работает в следующем порядке. После подачи электрического тока последовательно происходит срабатывание электровоспламенителя 15, воспламенителя 14 и заряда топлива 11. При достижении необходимого давления форсирования происходит разрушение связи (срезание штифта) 7, начинается движение пускового контейнера, разрывается первая проволока 17. В момент схода пускового контейнера с макета ракеты разрывается вторая проволока, а затем, при пролете контейнером базы Lб, - третья проволока. С момента срабатывания электровоспламенителя 15 датчиками 2 и 9 регистрируются, соответственно, сила тяги и давление в камере сгорания двигателя.

Сигналы от срабатывания электровоспламенителя, разрываемых проволок, датчика силы тяги и датчика давления выводятся на осциллограмму.

На осциллограмме последовательно фиксируются следующие этапы работы стенда:

- срабатывание электровоспламенителя;

- подъем давления в двигателе и за соплом до давления форсирования;

- разрушение связи (срезание штифта), разрыв первой проволоки - начало движения пускового контейнера;

- разрыв второй проволоки - сход пускового контейнера с макета ракеты;

- разрыв третьей проволоки - пролет пусковым контейнером базы Lб;

- давление в двигателе начиная от срабатывания электровоспламенителя, в процессе движения пускового контейнера и до конца горения топлива;

- силу тяги двигателя.

По результатам анализа осциллограмм и расчетов определяют:

- скорость движения ракеты в пусковом контейнере;

- дульную скорость;

Во время отработки испытывают стендовые макеты с различными взаимными сочетаниями конструктивных элементов: состава, массы и конструкции воспламенителя, состава и массы воспламенителя двигателя, вида топлива, силы форсирования и стабилизатора. Проводят анализ результатов и выбор оптимального сочетания данных элементов с целью обеспечения устойчивого выхода двигателя на рабочий режим непосредственно в пусковом контейнере или сразу за дульным срезом.

В качестве примера работы стенда представлены результаты испытаний стендового образца реактивного патрона (осциллограмма давления в двигателе - см. фиг. 2).

После запуска при давлении в двигателе 2,1 МПа пусковой контейнер начал движение и произошел обрыв первой проволоки 1. При давлении 1,2 МПа контейнер полностью сошел с макета ракеты, что отмечено обрывом второй проволоки 2. Непосредственно после выхода двигателя на режим максимального давления 3 (Рmах=4,2 МПа), пусковой контейнер находился на расстоянии от среза сопла равном базе для измерения скорости (Lб=0,4 м) и имел скорость 26,3 м/с, что соответствует скорости ракеты при стрельбе. Осциллограмма давления ровная, с плавным снижением с 4,2 до 1,3 МПа и свидетельствует об устойчивой работе двигателя. В конце работы двигателя - незначительный скачок давления 4 от догорания дегрессивных остатков топлива.

Предлагаемый стенд предназначен для комплексного исследования внутрибаллистических параметров активно-реактивного выстрела для подствольного гранатомета или реактивного патрона и позволяет существенно упростить выбор оптимального сочетания элементов снаряжения, конструктивных элементов и сократить время отработки указанных изделий.

Проведенный сопоставительный анализ предложенного технического решения с выявленными аналогами показал, что оно неизвестно, на основании чего можно сделать вывод о соответствии данного решения критериям патентоспособности.

Стенд для измерения стартовых параметров активно-реактивного выстрела или реактивного патрона, содержащий двигатель с платформой, закрепленный на станине с возможностью осевого перемещения и поджатый к силоизмерителю, и датчик давления, установленный в переднем дне двигателя, отличающийся тем, что двигатель в сборе с платформой имеет размеры, соответствующие размерам ракеты активно-реактивного выстрела или реактивного патрона, на него установлен и связан с ним разрушаемой связью пусковой контейнер с воспламенителем, имеющий массу, равную массе ракеты, а на станине в плоскости, проходящей через ось пускового контейнера, установлены с гарантированным от него зазором два держателя с зажимами, попарно закрепленными на них в диаметрально противоположных местах с натянутыми между ними разрываемыми проволоками так, что первая проволока прилегает к торцу пускового контейнера, вторая расположена на расстоянии, равном длине ракеты, а следующая - на расстоянии, равном базе для измерения дульной скорости.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, к авиационным двигателям типа газотурбинных, а именно к способам испытаний при их создании, экспериментальной доводке характеристик опытного и промышленного экземпляров и эксплуатации.

Изобретение относится к криогенной технике и предназначено для испытаний энергетических устройств на подогретой до линии насыщения жидкой фазе криогенного продукта.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к обнаружению твердых частиц в выпускной системе двигателей. Система обнаружения твердых частиц в выпускном канале содержит трубу (202) с множеством впускных газовых отверстий (236) на расположенной выше по потоку поверхности (204), имеющую подковообразную форму с закругленным углублением (246) на расположенной ниже по потоку поверхности (206) и множество выходных газовых отверстий (240), расположенных вдоль закругленного углубления (246).

Изобретение относится к способу контроля и прогнозирования работы газотурбинной установки с использованием матрицы дефектов. Настоящее изобретение может найти применение при создании, эксплуатации, управлении и мониторинге систем различного назначения, включая сложные технические системы, в которых интегрированы газотурбинные установки, используемые в энергетике, машиностроении, коммунальном хозяйстве и других отраслях.

Изобретение относится к области технического обслуживания и дистанционного диагностирования технического состояния систем двигателей внутреннего сгорания транспортных и технологических машин.

Изобретение относится к способу оценки остаточного ресурса основных узлов газотурбинной установки. Настоящее изобретение может найти применение при создании, эксплуатации, управлении и мониторинге систем различного назначения, включая сложные технические системы, в которых интегрированы газотурбинные установки, используемые в энергетике, машиностроении, коммунальном хозяйстве и других отраслях.

Группа изобретений относится к стендам для восстановления двигателей внутреннего сгорания - ДВС. Технический результат - уменьшение потребляемой мощности блока высокого напряжения.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, в частности к способу определения предельно допустимых значений вибросигналов корпуса газотурбинного двигателя с диском с трещиной, служащих для оценки возможности продолжения работы находящегося в эксплуатации двигателя с учетом развития трещины в его диске.

Область применения - диагностика в эксплуатационных условиях двигателей внутреннего сгорания. Предлагаемый способ предусматривает следующий порядок действий: подают импульсы высокого напряжения на свечу зажигания и измерение напряжений пробоя искрового промежутка свечи зажигания проводят в двух функциональных состояниях двигателя: без вращения коленчатого вала и в состоянии выбега без подачи топлива в заданном интервале частоты вращения коленчатого вала в моменты достижения поршнем ВМТ на такте сжатия при полном открытии дроссельной заслонки, далее вычисляют произведение отношения измеренных напряжений пробоя, полученных в разных состояниях двигателя на величину атмосферного давления, полученные значения сопоставляют с нормативными и делают заключение о техническом состоянии цилиндропоршневой группы.

Изобретение относится к испытаниям газотурбинных двигателей, в частности к способам испытаний газотурбинных двигателей в боксах испытательных стендов. Способ характеризуется тем, что определяют величину приведенной тяги двигателя в испытательном боксе испытательного стенда с механически присоединенным и отсоединенным лемнискатным насадком и величину приведенной поправки на входной импульс стендовой тяги как разность приведенных величин стендовых тяг.

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.

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.

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. Двигатель в сборе с платформой имеет размеры, соответствующие размерам ракеты активно-реактивного выстрела или реактивного патрона, и на него установлен и связан с ним разрушаемой связью пусковой контейнер с воспламенителем, имеющий массу, равную массе ракеты. На станине в плоскости, проходящей через ось пускового контейнера, установлены с гарантированным от него зазором два держателя с зажимами, попарно закрепленными на них в диаметрально противоположных местах с натянутыми между ними разрываемыми проволоками. Первая проволока прилегает к торцу пускового контейнера, вторая расположена на расстоянии, равном длине ракеты, а следующая - на расстоянии, равном базе для измерения дульной скорости. Изобретение позволяет упростить проведение испытаний активно-реактивного выстрела или реактивного патрона. 2 ил.

Наверх