RU200539U1 - BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATING MODES OF A ROCKET ENGINE FOR SOLID FUEL - Google Patents

BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATING MODES OF A ROCKET ENGINE FOR SOLID FUEL Download PDF

Info

Publication number
RU200539U1
RU200539U1 RU2020123301U RU2020123301U RU200539U1 RU 200539 U1 RU200539 U1 RU 200539U1 RU 2020123301 U RU2020123301 U RU 2020123301U RU 2020123301 U RU2020123301 U RU 2020123301U RU 200539 U1 RU200539 U1 RU 200539U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
nozzle
rocket engine
attached
thrust
Prior art date
Application number
RU2020123301U
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Михаил Николаевич Ларин
Евгений Григорьевич Максименко
Юрий Гарьевич Беляев
Артём Овселович Есаян
Дмитрий Викторович Чернов
Владимир Анатольевич Егоров
Иван Михайлович Васильев
Николай Николаевич Готовцев
Антон Владимирович Дьяченко
Андрей Сергеевич Федотов
Original Assignee
ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ filed Critical ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ
Priority to RU2020123301U priority Critical patent/RU200539U1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU200539U1 publication Critical patent/RU200539U1/en

Links

Images

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

Задачей полезной модели является расширение наглядных возможностей при изучении процессов, протекающих внутри ракетного двигателя твердого топлива, за счет реализации исследования влияния геометрических характеристик сопла на тягу ракетного двигателя.Изменяя длину сопла и площадь поперечного сечения на выходе при постоянном давлении в камере сгорания, экспериментально определяют по углу поворота и длине следа куска мела 12 на дорожке 13 основания 14 изменение величины тяги испытуемого двигателя 1, при этом исследуют влияния геометрических характеристик сопла или степени его расширения, на тягу ракетного двигателя.The task of the utility model is to expand the visual possibilities in the study of the processes occurring inside a solid propellant rocket engine through the implementation of the study of the influence of the geometric characteristics of the nozzle on the rocket engine thrust. the angle of rotation and the length of the trace of the piece of chalk 12 on the track 13 of the base 14, the change in the magnitude of the thrust of the test engine 1, while investigating the influence of the geometric characteristics of the nozzle or the degree of its expansion on the thrust of the rocket engine.

Description

Полезная модель относится к средствам обучения и может быть использована в учебном процессе для демонстрации режимов работы ракетного двигателя твердого топлива с уточнением влияния геометрических характеристик сопла на тягу ракетного двигателя.The utility model refers to teaching aids and can be used in the educational process to demonstrate the modes of operation of a solid propellant rocket engine, specifying the influence of the geometric characteristics of the nozzle on the rocket engine thrust.

Известен 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.).Known 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. Thermodynamic and ballistic foundations of solid propellant rocket engine design.Mashinostroenie Moscow, 1964. - 346 p.).

Наиболее близким по технической сущности решением является 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 (Патент РФ на полезную модель №167873, 2017 г).The closest solution in technical essence is a ballistic pendulum for demonstrating the operating modes of a solid propellant 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 reinforced with the possibility of free rotation, is mounted on the horizontal axis rotation angle sensor, the critical part of the nozzle of the engine under test is removable, a nichrome thread is wound on the outer part of the solid fuel charge (RF patent for utility model No. 167873, 2017).

Недостатком прототипа является ограниченность количества демонстрируемых режимов работы ракетного двигателя твердого топлива и невозможностью проводить анализ путей увеличения его тяги.The disadvantage of the prototype is the limited number of demonstrated operating modes of a solid propellant rocket engine and the impossibility of analyzing ways to increase its thrust.

Задачей полезной модели является расширение наглядных возможностей при изучении процессов, протекающих внутри ракетного двигателя твердого топлива, за счет реализации исследования влияния геометрических характеристик сопла на тягу ракетного двигателя.The task of the utility model is to expand the visual capabilities in the study of the processes occurring inside a solid propellant rocket engine through the implementation of the study of the influence of the geometric characteristics of the nozzle on the rocket engine thrust.

Техническим результатом является возможность экспериментального исследования влияния геометрических характеристик сопла, или степени его расширения, на тягу ракетного двигателя.The technical result is the possibility of an experimental study of the influence of the geometric characteristics of the nozzle, or the degree of its expansion, on the thrust of the rocket engine.

Сущность полезной модели заключается в том, что в баллистическом маятнике для демонстрации режимов работы ракетного двигателя твердого топлива, содержащем 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, дорожку, металлический штифт, прикрепленный к платформе, металлический штифт выполнен в виде капсулы, внутри которой расположен подпружиненный кусок мела, расширяющаяся часть сопла испытуемого двигателя выполнена телескопической в виде трехзвенного металлического стакана и снабжена приспособлениями для фиксации звеньев, каждое приспособление установлено в продольной горизонтальной плоскости симметрии сопла и прикреплено одним концом на внешней стороне заднего днища двигателя, а другим на наружной стороне наибольшего из звеньев, и выполнено в виде двух тяг, связанных между собой муфтой с резьбой.The essence of the utility model lies in the fact that a ballistic pendulum for demonstrating the operating modes of a solid propellant rocket engine contains 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 fixed with the possibility of free rotation, to a horizontal the axis is a rotation angle sensor, a track, a metal pin attached to the platform, a metal pin is made in the form of a capsule, inside which there is a spring-loaded piece of chalk, the expanding part of the nozzle of the engine under test is made telescopic in the form of a three-link metal cup and is equipped with devices for fixing the links, each device is installed in the longitudinal horizontal plane of symmetry of the nozzle and is attached at one end on the outside of the rear bottom of the engine, and at the other on the outside of the largest of the links, and is made in the form of two rods interconnected by a coupling th with thread.

Новизна заключаются в том, что металлический штифт выполнен в виде капсулы, внутри которой расположен подпружиненный кусок мела, расширяющаяся часть сопла испытуемого двигателя выполнена телескопической в виде трехзвенного металлического стакана и снабжена приспособлениями для фиксации звеньев, каждое приспособление установлено в продольной горизонтальной плоскости симметрии сопла и прикреплено одним концом на внешней стороне заднего днища двигателя, а другим на наружной стороне наибольшего из звеньев, и выполнено в виде двух тяг, связанных между собой муфтой с резьбой.The novelty lies in the fact that the metal pin is made in the form of a capsule, inside which there is a spring-loaded piece of chalk, the expanding part of the nozzle of the engine under test is made telescopic in the form of a three-piece metal cup and is equipped with devices for fixing the links, each device is installed in the longitudinal horizontal plane of symmetry of the nozzle and is attached one end on the outer side of the rear bottom of the engine, and the other on the outer side of the largest of the links, and is made in the form of two rods connected by a threaded coupling.

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.Analysis of the known technical solutions (analogues) in the investigated area and related areas allows us to conclude that there are no features in them that are similar to the essential distinctive features in the claimed device.

На фиг. 1 изображен общий вид устройства, на фиг. 2 изображена работа телескопического стакана расширяющейся части сопла 4.FIG. 1 shows a general view of the device, FIG. 2 shows the operation of the telescopic glass of the expanding part of the nozzle 4.

Испытуемый двигатель 1,выполненный из корпуса 2, с размещенным внутри зарядом твердого топлива 3, с закрепленным на заднем днище двигателя соплом 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 крепится датчик давления 9. Датчики угла поворота 8 и давления 9 связаны с блоком регистрирующей аппаратуры (на фиг. не показана). К платформе 5 прикреплен металлический штифт 10, выполненный в виде капсулы 11, внутри которой расположен подпружиненный кусок мела 12, упирающийся в дорожку 13, закрепленную на основании 14.The engine under test 1, made of housing 2, with a charge of solid fuel 3 placed inside, with a nozzle 4 attached to the rear bottom of the engine, is attached to a massive platform 5. The platform 5 through thin cables 6 is fixed for free rotation on the horizontal axis 7, fixed in bearings with mounted angle sensor 8. A pressure sensor 9 is attached to the housing 2 of the tested engine 1. The angle sensors 8 and pressure 9 are connected to the recording equipment unit (not shown in the figure). A metal pin 10 is attached to the platform 5, made in the form of a capsule 11, inside which is a spring-loaded piece of chalk 12, abutting against the track 13 fixed on the base 14.

Расширяющаяся часть сопла 4 испытуемого двигателя 1 выполнена телескопической в виде трехзвенного металлического стакана 15, на наружной стороне наибольшего из звеньев закреплены бобышки 16. Расширяющаяся часть сопла 4 снабжена приспособлениями 17 для фиксации звеньев металлического стакана 15 сопла 4, установленными в его продольной горизонтальной плоскости симметрии. Каждое приспособление 17 выполнено в виде двух тяг 18, прикрепленных одним концом на внешней стороне заднего днища двигателя 1 и на наружной стороне наибольшего из звеньев на бобышках 16, а другими с резьбой входят в муфту 19 посредством резьбы.The expanding part of the nozzle 4 of the engine under test 1 is made telescopic in the form of a three-link metal cup 15, on the outer side of the largest of the links bosses 16 are fixed. The expanding part of the nozzle 4 is equipped with devices 17 for fixing the links of the metal cup 15 of the nozzle 4, installed in its longitudinal horizontal plane of symmetry. Each device 17 is made in the form of two rods 18, attached at one end on the outer side of the rear bottom of the engine 1 and on the outer side of the largest of the links on the bosses 16, and the others are threaded into the coupling 19 by means of threads.

Устройство работает следующим образом.The device works as follows.

Один конец каждой из двух тяг 18 приспособлений 17 закрепляют на внешней стороне заднего днища двигателя 1. Один конец каждой из двух других тяг 18 фиксируют на наружной стороне наибольшего из звеньев на бобышках 16 и вращением муфты 19 посредством резьбы жестко фиксируют расширяющуюся часть сопла 4 с минимальной длиной сопла и площадью поперечного сечения на выходе.One end of each of the two rods 18 of the devices 17 is fixed on the outer side of the rear bottom of the engine 1. One end of each of the other two rods 18 is fixed on the outer side of the largest of the links on the bosses 16 and the rotation of the coupling 19 by means of the thread rigidly fix the expanding part of the nozzle 4 with a minimum nozzle length and outlet cross-sectional area.

Подают питание 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, а также подпружиненный кусок мела 12, упирающийся в дорожку 13, закрепленную на основании 14, оставит след.Power is supplied to the ignition device of the engine under test 1. The solid fuel charge 3 ignites, the resulting 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 rotation angle sensor 8. In this case, the rotation angle is measured and pressure in the test engine 1 and registration by the equipment unit, as well as a spring-loaded piece of chalk 12, abutting against the track 13, fixed on the base 14, will leave a mark.

При достаточно малом времени горения заряда угловое отклонение маятника пропорционально полному импульсу реактивной силы.With a sufficiently short burning time of the charge, the angular deflection of the pendulum is proportional to the total impulse of the reactive force.

Из курса ракетных двигателей известна формула тягиFrom the course of rocket engines, the thrust formula is known

Figure 00000001
Figure 00000001

где Р - тяга ракетного двигателя,

Figure 00000002
- секундный массовый расход продуктов сгорания, W a - скорость истечения продуктов сгорания на срезе сопла, F a - площадь поперечного сечения среза сопла, р а - давление продуктов сгорания на срезе сопла, рн - атмосферное давление.where P is the thrust of the rocket engine,
Figure 00000002
is the second mass flow rate of combustion products, W a is the rate of outflow of combustion products at the nozzle exit, F a is the cross-sectional area of the nozzle exit, p a is the pressure of combustion products at the nozzle exit, p n is the atmospheric pressure.

Изменяя площадь поперечного сечения среза сопла, экспериментально исследуют влияния геометрических характеристик сопла, или степени его расширения, на тягу ракетного двигателя.Changing the cross-sectional area of the nozzle, experimentally investigate the influence of the geometric characteristics of the nozzle, or the degree of its expansion, on the thrust of the rocket engine.

Для этого фиксируют расширяющуюся часть сопла 4 со средней длиной сопла и своей площадью поперечного сечения на выходе. Запускают испытуемый двигатель 1.To do this, fix the expanding part of the nozzle 4 with the average length of the nozzle and its cross-sectional area at the outlet. Start test engine 1.

При этом происходит замер и регистрация блоком аппаратуры угла поворота и давления в испытуемом двигателе 1, а также длины следа на дорожке 13 основания 14.In this case, the measurement and registration of the angle of rotation and pressure in the test engine 1, as well as the length of the track on the track 13 of the base 14, takes place by the apparatus unit.

Фиксируют расширяющуюся часть сопла 4 с максимальной длиной сопла и своей площадью поперечного сечения на выходе. Запускают испытуемый двигатель 1.The expanding part of the nozzle 4 is fixed with the maximum length of the nozzle and its own cross-sectional area at the outlet. Start test engine 1.

Кроме уточненной характеристики импульса тяги при изучении процессов, протекающих внутри ракетного двигателя твердого топлива, баллистический маятник дает возможность экспериментального исследования влияния геометрических характеристик сопла на тягу ракетного двигателя. Изменяя длину сопла и площадь поперечного сечения на выходе при постоянном давлении в камере сгорания, экспериментально определяют по углу поворота и длине следа куска мела 12 на дорожке 13 основания 14 изменение величины тяги испытуемого двигателя 1.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 influence of the geometric characteristics of the nozzle on the rocket engine thrust. Changing the length of the nozzle and the cross-sectional area at the outlet at constant pressure in the combustion chamber, the change in the thrust value of the test engine 1 is experimentally determined from the angle of rotation and the length of the trace of a piece of chalk 12 on track 13 of the base 14.

Предлагаемый маятник существенно расширяет наглядные возможности при изучении процессов, протекающих внутри твердотопливных зарядов, обеспечивает наглядность и возможность наблюдать и проводить анализ путей увеличения его тяги, а также экспериментально исследовать влияния геометрических характеристик сопла, или степени его расширения, на тягу ракетного двигателя и при этом вычислить экспериментальное значение уточненной характеристики импульса тяги.The proposed pendulum significantly expands the visual capabilities in the study of the processes occurring inside solid propellant charges, provides clarity and the ability to observe and analyze the ways to increase its thrust, as well as to experimentally study the influence of the geometric characteristics of the nozzle, or the degree of its expansion, on the thrust of the rocket engine and at the same time calculate experimental value of the refined characteristics of the thrust impulse.

Claims (1)

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, дорожку, металлический штифт, прикрепленный к платформе, отличающийся тем, что металлический штифт выполнен в виде капсулы, внутри которой расположен подпружиненный кусок мела, расширяющаяся часть сопла испытуемого двигателя выполнена телескопической в виде трехзвенного металлического стакана и снабжена приспособлениями для фиксации звеньев, каждое приспособление установлено в продольной горизонтальной плоскости симметрии сопла и прикреплено одним концом на внешней стороне заднего днища двигателя, а другим на наружной стороне наибольшего из звеньев, и выполнено в виде двух тяг, связанных между собой муфтой с резьбой.A ballistic pendulum for demonstrating the operating modes of a solid propellant 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 fixed with the possibility of free rotation, a rotation angle sensor is installed on the horizontal axis, a track, metal pin attached to the platform, characterized in that the metal pin is made in the form of a capsule, inside which there is a spring-loaded piece of chalk, the expanding part of the nozzle of the engine under test is made telescopic in the form of a three-piece metal cup and is equipped with devices for fixing the links, each device is installed in the longitudinal horizontal plane symmetry of the nozzle and is attached at one end on the outer side of the rear bottom of the engine, and with the other on the outer side of the largest of the links, and is made in the form of two rods connected by a threaded coupling.
RU2020123301U 2020-07-07 2020-07-07 BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATING MODES OF A ROCKET ENGINE FOR SOLID FUEL RU200539U1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020123301U RU200539U1 (en) 2020-07-07 2020-07-07 BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATING MODES OF A ROCKET ENGINE FOR SOLID FUEL

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020123301U RU200539U1 (en) 2020-07-07 2020-07-07 BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATING MODES OF A ROCKET ENGINE FOR SOLID FUEL

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU200539U1 true RU200539U1 (en) 2020-10-28

Family

ID=73399113

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020123301U RU200539U1 (en) 2020-07-07 2020-07-07 BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATING MODES OF A ROCKET ENGINE FOR SOLID FUEL

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU200539U1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
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
RU167873U1 (en) * 2016-02-29 2017-01-11 Михаил Николаевич Ларин BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATION MODES OF THE ROCKET ENGINE OF THE FUEL FUEL
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
CN109236499A (en) * 2018-11-02 2019-01-18 西安航天动力测控技术研究所 A kind of solid propellant rocket varied angle centrifugation overload point fire test device and test method

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
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
RU167873U1 (en) * 2016-02-29 2017-01-11 Михаил Николаевич Ларин BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATION MODES OF THE ROCKET ENGINE OF THE FUEL FUEL
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
CN109236499A (en) * 2018-11-02 2019-01-18 西安航天动力测控技术研究所 A kind of solid propellant rocket varied angle centrifugation overload point fire test device and test method

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
Bach et al. Development of an instrumented guide vane set for RDC exhaust flow characterization
RU200539U1 (en) BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATING MODES OF A ROCKET ENGINE FOR SOLID FUEL
Giannuzzi et al. Explosive-driven shock wave and vortex ring interaction with a propane flame
Miller et al. Rainbow schlieren imaging of density field in the exhaust flow of rotating detonation combustion
RU2399783C1 (en) Bench for simulating pulse gas-thermodynamic impact of high-temperature gas on elements of heat protection of construction
Dunn et al. Flowfield velocity measurements of a rotating detonation engine
CN108426917A (en) Open space steam cloud explosion chain reaction test system and test method thereof
CN114858392A (en) Anti-explosion and high-temperature-resistant testing system and method for key structure in highway tunnel
Huang et al. A Continuous Detonation Phenomenon: Shuttling Transverse Combustion
CN108519494A (en) A kind of multistage laser method for surveying explosive charge acceleration and speed
Teslenko et al. In-water gas combustion for thrust production
Langner et al. Multi-wave Operation of a Radial Rotating Detonation Engine with Integrated Aerospike
RU190881U1 (en) BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATION MODES OF A LIQUID ROCKET ENGINE
Dunn et al. Wave dynamics of a partially premixed rotating detonation engine
RU2418972C1 (en) Test bench for nozzle covers
Saenz et al. Characterization of the Mach 5 Shock Tunnel at New Mexico State University
RU189795U1 (en) BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATION MODES OF A LIQUID ROCKET ENGINE
Ebieto Dynamics of premixed flames in tube
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
Dunn et al. Experimentation of measuring pressure gain combustion within a rotating detonation engine
RU163025U1 (en) AERODYNAMIC TUBE
Damazo et al. Boundary layer profile behind gaseous detonation as it affects reflected shock wave bifurcation
Burke et al. Validation of Experimental Evidence for H2/O2 Powered Rotating Detonation Rocket Engine