RU167873U1 - BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATION MODES OF THE ROCKET ENGINE OF THE FUEL FUEL - Google Patents
BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATION MODES OF THE ROCKET ENGINE OF THE FUEL FUEL Download PDFInfo
- Publication number
- RU167873U1 RU167873U1 RU2016107315U RU2016107315U RU167873U1 RU 167873 U1 RU167873 U1 RU 167873U1 RU 2016107315 U RU2016107315 U RU 2016107315U RU 2016107315 U RU2016107315 U RU 2016107315U RU 167873 U1 RU167873 U1 RU 167873U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket engine
- engine
- solid fuel
- pendulum
- fuel
- Prior art date
Links
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M15/00—Testing of engines
- G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines
Landscapes
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к средствам обучения и может быть использована в учебном процессе для демонстрации режимов работы ракетного двигателя твердого топлива с уточнением характеристик режимов.Подают питание на нихромовую нить 4 и через некоторое время на воспламенительное устройство испытуемого двигателя 1. Воспламеняется заряд твердого топлива 3, возникающая тяга толкает массивную платформу 5, которая на тонких тросах 6 свободно вращается на горизонтальной оси 7, угол поворота которой фиксируется датчиком угла поворота 8. При этом происходит замер утла поворота и давления в испытуемом двигателе 1 и регистрация блоком аппаратуры.При достаточно малом времени горения заряда угловое отклонение маятника пропорционально полному импульсу реактивной силы.Техническим результатом является возможность экспериментального исследования законов выхода ракетного двигателя твердого топлива на основной режим работы с определением уточненной характеристики импульса тяги.The utility model relates to teaching aids and can be used in the educational process to demonstrate the operating modes of a solid fuel rocket engine with specification of the characteristics of the modes. They supply power to the nichrome thread 4 and after some time to the ignition device of the test engine 1. The charge of solid fuel 3 ignites, which occurs the thrust pushes the massive platform 5, which on thin cables 6 freely rotates on the horizontal axis 7, the rotation angle of which is fixed by the angle sensor 8. At the same time measurement of the angle of rotation and pressure in the test engine 1 and registration by the apparatus unit occurs. With a sufficiently short burning time, the angular deviation of the pendulum is proportional to the total impulse of the reactive force. The technical result is the possibility of experimental study of the laws of the solid propellant rocket engine entering the main operating mode with the definition of the refined characteristic traction momentum.
Description
Полезная модель относится к средствам обучения и может быть использована в учебном процессе для демонстрации режимов работы ракетного двигателя твердого топлива с уточнением характеристик режимов.The utility model relates to teaching aids and can be used in the educational process to demonstrate the operating modes of a solid propellant rocket engine with specification of the characteristics of the modes.
Известно устройство для демонстрации режимов работы ракетного двигателя твердого топлива содержащее воспламенитель, заряд, камеру сгорания, сопловой блок, системы замера значения тяги и давления, оно снабжено сигнализатором давления, связанного с камерой сгорания, электрические контакты которого включены в цепь между электрическим источником питания и реле времени, включающим электромагнит, шток которого связан с одним из кулачков кулачкового вала, закрепленного на переднем днище камеры сгорания, причем кулачки фиксируют закрытое положение откидных шторок, состоящих из передней и задней стенок, между которыми с люфтом установлен стальной шар, поджимного винта, установленного на передней стенке, и закрывающих окна отсечки тяги, расположенные на переднем днище камеры сгорания (Патент РФ на полезную модель №55472, 2006 г).A device for demonstrating operating modes of a solid fuel rocket engine containing an igniter, a charge, a combustion chamber, a nozzle unit, a thrust and pressure measurement system, is equipped with a pressure switch associated with a combustion chamber, the electrical contacts of which are connected in a circuit between an electric power source and a relay time, including an electromagnet, the rod of which is connected to one of the cams of the cam shaft, mounted on the front bottom of the combustion chamber, and the cams fix the closed the position of the hinged curtains, consisting of a front and rear walls, between which a steel ball is installed with a play, a clamping screw mounted on the front wall, and closing the draft shutoff windows located on the front bottom of the combustion chamber (RF Patent Utility Model No. 55472, 2006 )
Известна установка для демонстрации режимов работы ракетного двигателя твердого топлива, содержащая камеру сгорания, размещенную на стапеле, заряд, находящийся внутри камеры сгорания, воспламенитель, соединенный с передним торцом заряда, систему замера значений давления, подходящую к нижней части камеры сгорания, сопло, с возможностью шарнирного вращения вокруг оси, укрепленной в нижней части камеры сгорания, перпендикулярно оси симметрии камеры сгорания, и снабжена крюком, жестко укрепленным на поверхности сопла, диаметрально-перпендикулярно оси вращения сопла, входящим в защемление с рычагом, шарнирно закрепленным на скобе, соединенной с корпусом камеры сгорания, маятником, жестко закрепленным на кронштейне, установленным на стапеле, с возможностью удара по рычагу в нижней части траектории маятника, пультом управления, закрепленным с возможностью обеспечения контакта электромагнитных стопоров, пружинного стопора, подвижных контактов с маятником и ванной, с воспламенителем, с электропневмоклапаном в системе выброса заряда, размещенной на стапеле, состоящей из воздушного баллона, соединенного трубопроводом через редуктор с ресивером, который, в свою очередь, соединен трубопроводом с электропневмоклапаном, соединенным с обратным клапаном, который соединен трубопроводом с форсункой, размещенной герметично на переднем торце двигателя (Патент РФ на полезную модель №59825, 2006 г).A known installation for demonstrating operating modes of a rocket engine of solid fuel, containing a combustion chamber located on the slipway, a charge inside the combustion chamber, an igniter connected to the front end of the charge, a pressure measurement system suitable for the lower part of the combustion chamber, a nozzle, with the possibility articulated rotation around an axis fixed in the lower part of the combustion chamber, perpendicular to the axis of symmetry of the combustion chamber, and equipped with a hook rigidly mounted on the surface of the nozzle, diametrically perp peculiarly to the axis of rotation of the nozzle, which is pinched with a lever pivotally mounted on a bracket connected to the housing of the combustion chamber, a pendulum rigidly mounted on an arm mounted on the slipway, with the possibility of hitting the lever in the lower part of the pendulum trajectory, with a control panel fixed with the possibility of providing contact of electromagnetic detents, spring detent, movable contacts with the pendulum and the bath, with an igniter, with an electro-pneumatic valve in the charge ejection system located on the slipway, consisting of a stuffy balloon connected by a pipeline through a gearbox to a receiver, which, in turn, is connected by a pipe to an electro-pneumatic valve connected to a non-return valve, which is connected by a pipe to a nozzle placed tightly on the front end of the engine (RF Patent Utility Model No. 589825, 2006) .
Наиболее близким по технической сущности решением является баллистический маятник, содержащий массивную платформу, к которой прикреплен испытуемый двигатель, тонкие тросы и закрепленную в подшипниках горизонтальную ось, относительно которой маятник может свободно вращаться, дорожку, металлический штифт, прикрепленный к платформе (Б.В. Орлов, Г.Ю. Мазинг Термодинамические и баллистические основы проектирования ракетных двигателей на твердом топливе. Машиностроение Москва, 1964. - 346 с).The closest in technical essence solution is a ballistic pendulum containing a massive platform to which the test engine is attached, thin cables and a horizontal axis fixed in bearings, relative to which the pendulum can rotate freely, a track, a metal pin attached to the platform (B.V. Orlov , G.Yu. Masing. Thermodynamic and ballistic fundamentals of designing solid propellant rocket engines. Engineering Moscow, 1964. - 346 s).
Недостатком прототипа является ограниченность количества демонстрируемых режимов работы ракетного двигателя твердого топлива и невозможностью точного определения их характеристик.The disadvantage of the prototype is the limited number of demonstrated modes of operation of a rocket engine of solid fuel and the inability to accurately determine their characteristics.
Задачей полезной модели является расширение наглядных возможностей при изучении процессов, протекающих внутри ракетного двигателя твердого топлива, за счет реализации такого режима, как выход двигателя с пульсацией давления, и возможностью определения характеристик режимов.The objective of the utility model is to expand visual capabilities in the study of processes occurring inside a rocket engine of solid fuel, through the implementation of such a mode as the output of the engine with pressure pulsation, and the ability to determine the characteristics of the modes.
Техническим результатом является возможность экспериментального исследования законов выхода ракетного двигателя твердого топлива на основной режим работы с определением уточненной характеристики импульса тяги.The technical result is the possibility of an experimental study of the laws governing the rocket engine of solid fuel to the main mode of operation with the determination of the updated characteristics of the thrust impulse.
Сущность полезной модели заключается в том, что в баллистический маятник для демонстрации режимов работы ракетного двигателя твердого топлива, содержащий массивную платформу, к которой прикреплен испытуемый двигатель, тонкие тросы и закрепленную в подшипниках горизонтальную ось, относительно которой маятник укреплен с возможностью свободного вращения, на горизонтальную ось установлен датчик угла поворота, критическая часть сопла испытуемого двигателя выполнена съемной, на наружную часть твердотопливного заряда намотана нихромовая нить.The essence of the utility model is that in a ballistic pendulum for demonstrating the operating modes of a solid fuel rocket engine containing a massive platform to which the test engine is attached, thin cables and a horizontal axis fixed in bearings, relative to which the pendulum is mounted with free rotation, on a horizontal the axis of the rotation angle sensor is installed, the critical part of the nozzle of the test engine is removable, a nichrome coil is wound on the outer part of the solid fuel charge a thread.
Новизна заключаются в том, что на горизонтальную ось установлен датчик утла поворота, критическая часть сопла испытуемого двигателя выполнена съемной, на наружную часть твердотопливного заряда намотана нихромовая нить.The novelty lies in the fact that the rotation angle sensor is installed on the horizontal axis, the critical part of the nozzle of the tested engine is removable, a nichrome thread is wound on the outer part of the solid fuel charge.
Анализ известных технических решений (аналогов) в исследуемой области и смежных областях позволяет сделать вывод об отсутствии в них признаков, сходных с существенными отличительными признаками в заявленном устройстве.The analysis of known technical solutions (analogues) in the studied area and related areas allows us to conclude that they lack features similar to the significant distinguishing features in the claimed device.
На фиг. 1 изображен общий вид устройства, на фиг. 2 - законы выхода ракетного двигателя твердого топлива на основной режим: 1 - c забросом давления; 2 - расчетный режим; 3 - c провалом давления; 4 - пульсации давления "чихание".In FIG. 1 shows a general view of the device, FIG. 2 - laws of the solid propellant rocket engine entering the main mode: 1 - with pressure overload; 2 - design mode; 3 - with a pressure drop; 4 - pressure pulsation "sneezing".
Испытуемый двигатель 1, выполненный из корпуса 2, с размещенным внутри зарядом твердого топлива 3, у которого на наружной части намотана нихромовая нить 4, прикреплен к массивной платформе 5. Платформа 5 через тонкие тросы 6 укреплена с возможностью свободного вращения на горизонтальной оси 7, закрепленную в подшипниках с установленным датчиком угла поворота 8. К корпусу 2 испытуемого двигателя 1 крепятся сопло 9, критическая часть сопла которого выполнена съемной, и датчик давления 10. Датчики угла поворота 8 и давления 10 связаны с блоком регистрирующей аппаратуры (на фиг. не показана).The test engine 1, made of the housing 2, with a solid fuel charge 3 placed inside, on which a nichrome thread 4 is wound on the outside, is attached to the massive platform 5. The platform 5 is fastened through thin cables 6 with the possibility of free rotation on the horizontal axis 7, fixed in bearings with a mounted rotation angle sensor 8. A nozzle 9, the critical part of the nozzle of which is removable, and a pressure sensor 10 are mounted to the housing 2 of the test engine 1. The sensors of the rotation angle 8 and pressure 10 are connected to the register block uring equipment (not shown in Fig.).
Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.
Подают питание на нихромовую нить 4 и через некоторое время на воспламенительное устройство испытуемого двигателя 1. Воспламеняется заряд твердого топлива 3, возникающая тяга толкает массивную платформу 5, которая на тонких тросах 6 свободно вращается на горизонтальной оси 7, угол поворота которой фиксируется датчиком угла поворота 8. При этом происходит замер угла поворота и давления в испытуемом двигателе 1 и регистрация блоком аппаратуры.They supply power to the nichrome thread 4 and after some time to the igniter device of the tested engine 1. The charge of solid fuel 3 is ignited, the resulting thrust pushes the massive platform 5, which freely rotates on thin ropes 6 on the horizontal axis 7, the rotation angle of which is fixed by the rotation angle sensor 8 . In this case, the angle of rotation and pressure in the test engine 1 are measured and the equipment unit registers.
При достаточно малом времени горения заряда угловое отклонение маятника пропорционально полному импульсу реактивной силы. Расчетная формула для определения I по замеренному отклонению маятникаWith a sufficiently short charge burning time, the angular deviation of the pendulum is proportional to the total momentum of the reactive force. The calculation formula for determining I by the measured deviation of the pendulum
где Q - вес платформы; L - длина подвеса маятника; Кτ - коэффициент, учитывающий продолжительность действия реактивной силы; g - ускорение свободного падения; ϕ - угол поворота.where Q is the weight of the platform; L is the length of the pendulum suspension; K τ - coefficient taking into account the duration of the reactive force; g is the acceleration of gravity; ϕ is the angle of rotation.
Кроме уточненной характеристики импульса тяги при изучении процессов, протекающих внутри ракетного двигателя твердого топлива баллистический маятник дает возможность экспериментального исследования законов выхода ракетного двигателя твердого топлива на основной режим работы. Изменяя диаметр критической части сопла, а также подавая питание на нихромовую нить 4 или не подавая, реализуют различные законы выхода ракетного двигателя твердого топлива на основной режим, при этом определяя экспериментально величину давления в камере сгорания.In addition to the refined characteristics of the thrust impulse when studying the processes occurring inside a solid propellant rocket engine, the ballistic pendulum makes it possible to experimentally study the laws of the solid propellant rocket engine entering the main operating mode. By varying the diameter of the critical part of the nozzle, as well as supplying power to the nichrome thread 4 or without supplying, various laws of the solid propellant rocket engine reaching the main mode are implemented, while experimentally determining the pressure in the combustion chamber.
При выходе ракетного двигателя твердого топлива на основной режим работы с забросом давления (фиг. 2 кривая 1) образование нежелательного пика давления в начале работы двигателя обычно связывают с толщиной прогретого слоя в период горения воспламенителя. Если прогретый слой, образовавшийся в период задержки воспламенения, толще, чем при установившемся режиме, то сгорание этого слоя сразу после воспламенения дает более интенсивный газоприход, который может сопровождаться пиком давления при выходе на основной режим.When a solid propellant rocket engine enters the main operating mode with pressure overload (Fig. 2 curve 1), the formation of an undesirable pressure peak at the beginning of engine operation is usually associated with the thickness of the heated layer during the ignition period. If the heated layer formed during the ignition delay period is thicker than in the steady state, then the combustion of this layer immediately after ignition gives a more intense gas inlet, which may be accompanied by a pressure peak when entering the main mode.
При выходе ракетного двигателя твердого топлива на основной режим работы с провалом давления (фиг. 2 кривая 3) возникает, если массовый расход продуктов сгорания воспламенительного устройства недостаточен, но количество тепла достаточно для обеспечения запуска.When a solid fuel rocket engine enters the main mode of operation with a pressure drop (Fig. 2, curve 3), it occurs if the mass flow rate of the combustion products of the igniter is insufficient, but the amount of heat is sufficient to ensure starting.
Пульсация давления "чихание" (фиг. 2 кривая 4) возникает в том случае, если подводится количество тепла, достаточное для обеспечения начала рабочего процесса на поверхности топлива, но недостаточно для самоподдержания реакции горения (например, при низких, менее критических, давлениях в камере). Но так как поверхностный слой прогрет и реакции, протекающие в нем, носят экзотермический характер, может произойти самовоспламенение продуктов разложения и всплеск давления, но затем опять произойдет прекращение процесса и т.д.The “sneezing” pressure pulsation (Fig. 2 curve 4) occurs if the amount of heat is supplied that is sufficient to ensure the start of the working process on the fuel surface, but not enough to self-sustain the combustion reaction (for example, at low, less critical, chamber pressures ) But since the surface layer is warmed up and the reactions occurring in it are exothermic, spontaneous combustion of the decomposition products and pressure surge can occur, but then the process will cease again, etc.
Предлагаемый маятник существенно расширяет наглядные возможности при изучении процессов, протекающих внутри твердотопливных зарядов, обеспечивает наглядность и возможность наблюдать и экспериментально исследовать законы выхода ракетного двигателя твердого топлива на основной режим работы и при этом вычислить экспериментальное значение уточненной характеристики импульса тяги.The proposed pendulum significantly expands the visual capabilities in the study of processes occurring inside solid propellant charges, provides visibility and the ability to observe and experimentally study the laws of the solid propellant rocket engine entering the main mode of operation, and at the same time calculate the experimental value of the updated thrust impulse characteristic.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016107315U RU167873U1 (en) | 2016-02-29 | 2016-02-29 | BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATION MODES OF THE ROCKET ENGINE OF THE FUEL FUEL |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016107315U RU167873U1 (en) | 2016-02-29 | 2016-02-29 | BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATION MODES OF THE ROCKET ENGINE OF THE FUEL FUEL |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU167873U1 true RU167873U1 (en) | 2017-01-11 |
Family
ID=58451287
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016107315U RU167873U1 (en) | 2016-02-29 | 2016-02-29 | BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATION MODES OF THE ROCKET ENGINE OF THE FUEL FUEL |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU167873U1 (en) |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU183978U1 (en) * | 2018-01-15 | 2018-10-11 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATION MODES OF A LIQUID ROCKET ENGINE |
CN109459242A (en) * | 2018-12-26 | 2019-03-12 | 北京理工大学 | Solid propellant rocket high speed spin testing bench control system |
RU189795U1 (en) * | 2018-12-14 | 2019-06-04 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATION MODES OF A LIQUID ROCKET ENGINE |
CN110017992A (en) * | 2019-05-16 | 2019-07-16 | 九州云箭(北京)空间科技有限公司 | A kind of liquid rocket dynamical system test run method and its device |
RU200539U1 (en) * | 2020-07-07 | 2020-10-28 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATING MODES OF A ROCKET ENGINE FOR SOLID FUEL |
CN115200879A (en) * | 2022-09-19 | 2022-10-18 | 北京星河动力装备科技有限公司 | High-altitude flight test shutdown control method and system for liquid rocket engine |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2237844C1 (en) * | 2003-03-27 | 2004-10-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Pendulum test stand for rocket and small-arms weapon |
RU55472U1 (en) * | 2005-12-15 | 2006-08-10 | Серпуховской военный институт ракетных войск (СВИ РВ) | DEVICE FOR DEMONSTRATION OF OPERATION MODES OF THE ROCKET ENGINE OF SOLID FUEL |
RU59825U1 (en) * | 2006-07-20 | 2006-12-27 | Серпуховской военный институт ракетных войск (СВИ РВ) | INSTALLATION FOR DEMONSTRATION OF OPERATION MODES OF THE ROCKET ENGINE OF THE FUEL FUEL |
RU145235U1 (en) * | 2013-09-02 | 2014-09-10 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ "ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ ТЫЛА И ТРАНСПОРТА имени Генерала армии А.В. Хрулева" | MODEL OF A SINGLE-CHAMBER TWO-MODE REACTIVE ENGINE |
CN204064660U (en) * | 2014-07-22 | 2014-12-31 | 中国航天科技集团公司第四研究院四0一所 | A kind of engine wobble test unit |
-
2016
- 2016-02-29 RU RU2016107315U patent/RU167873U1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2237844C1 (en) * | 2003-03-27 | 2004-10-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Pendulum test stand for rocket and small-arms weapon |
RU55472U1 (en) * | 2005-12-15 | 2006-08-10 | Серпуховской военный институт ракетных войск (СВИ РВ) | DEVICE FOR DEMONSTRATION OF OPERATION MODES OF THE ROCKET ENGINE OF SOLID FUEL |
RU59825U1 (en) * | 2006-07-20 | 2006-12-27 | Серпуховской военный институт ракетных войск (СВИ РВ) | INSTALLATION FOR DEMONSTRATION OF OPERATION MODES OF THE ROCKET ENGINE OF THE FUEL FUEL |
RU145235U1 (en) * | 2013-09-02 | 2014-09-10 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ "ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ ТЫЛА И ТРАНСПОРТА имени Генерала армии А.В. Хрулева" | MODEL OF A SINGLE-CHAMBER TWO-MODE REACTIVE ENGINE |
CN204064660U (en) * | 2014-07-22 | 2014-12-31 | 中国航天科技集团公司第四研究院四0一所 | A kind of engine wobble test unit |
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU183978U1 (en) * | 2018-01-15 | 2018-10-11 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATION MODES OF A LIQUID ROCKET ENGINE |
RU189795U1 (en) * | 2018-12-14 | 2019-06-04 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATION MODES OF A LIQUID ROCKET ENGINE |
CN109459242A (en) * | 2018-12-26 | 2019-03-12 | 北京理工大学 | Solid propellant rocket high speed spin testing bench control system |
CN109459242B (en) * | 2018-12-26 | 2020-04-03 | 北京理工大学 | High-speed self-rotating test bed measurement and control system of solid rocket engine |
CN110017992A (en) * | 2019-05-16 | 2019-07-16 | 九州云箭(北京)空间科技有限公司 | A kind of liquid rocket dynamical system test run method and its device |
RU200539U1 (en) * | 2020-07-07 | 2020-10-28 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATING MODES OF A ROCKET ENGINE FOR SOLID FUEL |
CN115200879A (en) * | 2022-09-19 | 2022-10-18 | 北京星河动力装备科技有限公司 | High-altitude flight test shutdown control method and system for liquid rocket engine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU167873U1 (en) | BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATION MODES OF THE ROCKET ENGINE OF THE FUEL FUEL | |
RU183978U1 (en) | BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATION MODES OF A LIQUID ROCKET ENGINE | |
CN105973611B (en) | A kind of visualization in-cylinder direct-jet Fast Compression combustion experimental device | |
Zitoun et al. | Propulsive performances of pulsed detonations | |
Cooper et al. | Direct experimental impulse measurements for detonations and deflagrations | |
CN114858392B (en) | System and method for testing explosion-proof and high-temperature-resistant performance of key structure in highway tunnel | |
CN108426917A (en) | Open space steam cloud explosion chain reaction test system and test method thereof | |
Cooper et al. | Effect of deflagration-to-detonation transition on pulse detonation engine impulse | |
RU2428581C1 (en) | Testing method and device of solid-propellant rocket engine | |
RU59825U1 (en) | INSTALLATION FOR DEMONSTRATION OF OPERATION MODES OF THE ROCKET ENGINE OF THE FUEL FUEL | |
KR101946608B1 (en) | Acceleration Simulating Apparatus for Liquid Propulsion Rocket | |
CN116026197A (en) | Compressed air-based ascending ejection experimental device and experimental method | |
RU2324926C2 (en) | Method of research of conditions of powder charge ignition with explosive fuel and air mixture during mixture blasting and device for its implementation | |
RU2133457C1 (en) | Method and test bench for testing solid- propellant rocket engines | |
RU182302U1 (en) | CONSTANT PRESSURE DEVICE FOR MEASURING THE RATE OF SOLID FUEL BURNING | |
RU200539U1 (en) | BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATING MODES OF A ROCKET ENGINE FOR SOLID FUEL | |
RU189795U1 (en) | BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATION MODES OF A LIQUID ROCKET ENGINE | |
Kobiera et al. | Study of the shock-induced acceleration of hexane droplets | |
Stoddard et al. | Comparative numerical and experimental study of pulse detonation initiation through crossover shock | |
Canteins et al. | Experimental and numerical investigations on PDE performance augmentation by means of an ejector | |
Driscoll | Experimental Investigation of Shock Transfer and Shock Initiated Detonation in a Dual Pulse Detonation Engine Crossover System | |
RU172906U1 (en) | CONSTANT PRESSURE DEVICE FOR MEASURING THE RATE OF SOLID FUEL BURNING | |
Radulescu et al. | On the explosion length invariance in direct initiation of detonation | |
RU2647256C1 (en) | Method of increasing the distance of the rocket-propelled grenade | |
RU2757652C1 (en) | Installation for determining thrust characteristics of liquid reactive fuels |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM1K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20170301 |