RU2267025C2 - Solid-propellant rocket engine test set - Google Patents
Solid-propellant rocket engine test set Download PDFInfo
- Publication number
- RU2267025C2 RU2267025C2 RU2004100587/06A RU2004100587A RU2267025C2 RU 2267025 C2 RU2267025 C2 RU 2267025C2 RU 2004100587/06 A RU2004100587/06 A RU 2004100587/06A RU 2004100587 A RU2004100587 A RU 2004100587A RU 2267025 C2 RU2267025 C2 RU 2267025C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas
- solid
- solid propellant
- propellant rocket
- storage tank
- Prior art date
Links
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
- Processing Of Solid Wastes (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в производстве оборудования для испытаний ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ), а также сжигания топлива в процессе их утилизации с обеспечением требований экологической безопасности.The invention relates to mechanical engineering and can be used in the manufacture of equipment for testing solid propellant rocket engines (solid propellant rocket engines), as well as burning fuel in the process of their disposal, ensuring environmental safety requirements.
Испытания РДТТ, а также их утилизация, связанная с сжиганием топлива, по истечении сроков эксплуатации представляют серьезную проблему из-за опасности загрязнения окружающей среды вредными продуктами сгорания.Tests of solid propellant solid propellants, as well as their disposal associated with the burning of fuels, after the expiration of their service life, present a serious problem because of the danger of environmental pollution by harmful combustion products.
Из патентных источников информации известно устройство для безопасного сжигания РДТТ (см. патент США №6101957). Устройство содержит камеру дожигания большого объема, в которую поступают продукты сгорания из камеры РДТТ. В камере дожигания продукты сгорания смешиваются с воздухом, догорают и истекают в атмосферу, проходя через выходное сопло, имеющее многоступенчатый контур для турбулизации потока.A device for the safe combustion of solid propellant solid propellants is known from patent information sources (see US Pat. No. 6,101,957). The device comprises a large-scale afterburner, into which combustion products from the solid propellant chamber enter. In the afterburner, the combustion products are mixed with air, burn out and expire into the atmosphere, passing through an outlet nozzle having a multi-stage circuit for turbulizing the flow.
Известна также установка для утилизации двигателей специального назначения ракетных комплексов, в которой газы после сжигания РДТТ проходят сначала через газодинамический тракт с наполнителем, а затем поступают в емкость, в которой собираются конденсат и газы, а затем выводятся на дальнейшую очистку и нейтрализацию (см. тезисы докладов Корепанова М.А. и др. «Утилизация двигателей специального назначения ракетных комплексов», опубликованного в сборнике докладов международного семинара «Научно-технический потенциал военно-промышленного комплекса Западного Урала» 17-27 июня 2001 г. Пермь, Россия УДК 576.8:621:6285:660).There is also an installation for the disposal of special-purpose engines of rocket complexes, in which gases after burning solid propellant rocket pass first through a gas-dynamic path with a filler, and then enter a tank in which condensate and gases are collected and then removed for further purification and neutralization (see theses reports of MA Korepanova and others. “Utilization of special-purpose engines of missile systems” published in the collection of reports of the international seminar “Scientific and technical potential of the military-industrial a complex of the Western Urals "17-27 June 2001 Perm, Russia UDC 576.8: 621: 6285: 660).
По совокупности признаков установка является наиболее близкой к заявляемой.In terms of combination of features, the installation is closest to the claimed one.
Недостаток известной установки заключается в неполной очистке продуктов сгорания от твердых частиц и окислов из-за неоптимального по температуре и размерам частиц состава газо-воздушной смеси, поступающей на фильтрующие материалы системы очистки, а также в отсутствии требований по месту установки РДТТ (до накопительной емкости или внутри ее), что может в условиях размещения двигателя внутри накопительной емкости привести к разрушению двигателя из-за воздействия на него тепловых и динамических нагрузок, возникающих внутри накопительной емкости от работающего двигателя.A disadvantage of the known installation is the incomplete purification of combustion products from solid particles and oxides due to the composition of the gas-air mixture that is not optimal in temperature and particle size for the filtering materials of the cleaning system, as well as in the absence of requirements for the location of the solid propellant rocket engine (up to the storage tank or inside it), which, under conditions of placing the engine inside the storage tank, can lead to the destruction of the engine due to the influence of thermal and dynamic loads arising inside the storage tank d capacity from the running engine.
Технической задачей настоящего изобретения является устранение указанного недостатка.An object of the present invention is to remedy this drawback.
Технический результат достигается тем, что в установке для испытаний ракетных двигателей, содержащей накопительную емкость и систему очистки продуктов сгорания, связанных между собой газодинамическим трактом, накопительная емкость установлена непосредственно после двигателя и герметично соединена с его соплом, при этом в газодинамическом тракте, между накопительной емкостью и системой очистки установлен газоохладитель.The technical result is achieved by the fact that in the installation for testing rocket engines containing a storage tank and a system for cleaning combustion products connected by a gas dynamic path, the storage tank is installed directly after the engine and is hermetically connected to its nozzle, while in the gas dynamic path, between the storage tank and a gas cooler is installed in the cleaning system.
На чертеже представлена функциональная схема установки, на которой обозначены:The drawing shows a functional diagram of the installation, on which are indicated:
1 - ракетный двигатель;1 - rocket engine;
2 - накопительная емкость;2 - storage capacity;
3 - газодинамический тракт;3 - gas-dynamic path;
4 - газоохладитель;4 - gas cooler;
5 - система очистки.5 - cleaning system.
Установка работает следующим образом: продукты сгорания из РДТТ (1) поступают в накопительную емкость (2), в которой, расширяясь, охлаждаются до температуры ~ 150°С. При этом наиболее тяжелые частицы размером более 100 мкм остаются в емкости, из которой они периодически удаляются и направляются на полигон для захоронения. Далее продукты сгорания через газодинамический тракт (3) поступают в газоохладитель (4), где происходит понижение температуры газо-воздушной смеси со скоростью 2·104 к/c в течение 0.01 с, что приводит к образованию частиц со средним размером 0,07 мкм и тем самым завершается формирование ультрадисперсных частиц продуктов сгорания, т.е. формируется оптимальный состав газо-воздушной смеси по температуре и размерам частиц, обеспечивающий эффективную очистку фильтрующими материалами системы очистки (5).The installation works as follows: the combustion products from the solid propellant solid fuel (1) enter the storage tank (2), in which, expanding, they are cooled to a temperature of ~ 150 ° C. In this case, the heaviest particles larger than 100 microns remain in the container from which they are periodically removed and sent to the landfill for disposal. Further, the combustion products through the gas-dynamic path (3) enter the gas cooler (4), where the temperature of the gas-air mixture decreases at a rate of 2 · 10 4 k / s for 0.01 s, which leads to the formation of particles with an average size of 0.07 μm and thereby completes the formation of ultrafine particles of combustion products, i.e. the optimal composition of the gas-air mixture is formed in terms of temperature and particle size, which ensures effective cleaning by filtering materials of the cleaning system (5).
Размещение РДТТ в условиях вне накопительной емкости повышает безопасность проведения работ.The placement of solid propellant rocket motors in conditions outside the storage tank increases the safety of work.
Использование установки позволяет обеспечить экологически безопасные испытания и сжигание РДТТ.Using the facility allows for environmentally friendly testing and combustion of solid propellant rocket motors.
Экономическая эффективность изобретения заключается в предотвращении экологических ущербов от сжигания зарядов РДТТ на открытом воздухе.The economic efficiency of the invention is to prevent environmental damage from the burning of solid propellant rocket charges in the open.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004100587/06A RU2267025C2 (en) | 2004-01-05 | 2004-01-05 | Solid-propellant rocket engine test set |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004100587/06A RU2267025C2 (en) | 2004-01-05 | 2004-01-05 | Solid-propellant rocket engine test set |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2004100587A RU2004100587A (en) | 2005-06-10 |
RU2267025C2 true RU2267025C2 (en) | 2005-12-27 |
Family
ID=35834217
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2004100587/06A RU2267025C2 (en) | 2004-01-05 | 2004-01-05 | Solid-propellant rocket engine test set |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2267025C2 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2011003868A1 (en) * | 2009-07-10 | 2011-01-13 | Astrium Sas | System and method for testing devices using powders |
RU2464496C1 (en) * | 2011-05-25 | 2012-10-20 | Федеральное государственное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МО РФ | Method to extract energy resources from recycled solid propellant rocket engines |
Families Citing this family (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106988929B (en) * | 2017-03-06 | 2018-07-24 | 西安航天动力技术研究所 | A kind of solid propellant rocket gap test method |
CN114312184B (en) * | 2021-12-06 | 2023-09-22 | 兰州空间技术物理研究所 | Ground experiment verification system for air suction type electric propulsion device |
-
2004
- 2004-01-05 RU RU2004100587/06A patent/RU2267025C2/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
ВИНИЦКИЙ A.M. и др. Конструкция и отработка РДТТ. М.: Машиностроение, 1980, с. 100-101, рис. 7.3. * |
КОРЕПАНОВ М.А. и др. Утилизация двигателей специального назначения ракетных комплексов. Научно-промышленный потенциал Западного Урала в области конверсии военно-промышленного комплекса: Тезисы докладов. Пермь, 2001, с. 67-68. * |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2011003868A1 (en) * | 2009-07-10 | 2011-01-13 | Astrium Sas | System and method for testing devices using powders |
FR2947907A1 (en) * | 2009-07-10 | 2011-01-14 | Astrium Sas | SYSTEM AND METHOD FOR TESTING POWDER DEVICES |
RU2464496C1 (en) * | 2011-05-25 | 2012-10-20 | Федеральное государственное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МО РФ | Method to extract energy resources from recycled solid propellant rocket engines |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2004100587A (en) | 2005-06-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2267025C2 (en) | Solid-propellant rocket engine test set | |
CN114843631A (en) | Battery thermal runaway flue gas processing device, battery shell, battery pack and battery box | |
US4999998A (en) | Method and apparatus for elimination of toxic oxides from exhaust gases | |
RU2247253C2 (en) | Installation for reclamation of propellant charges of small-size rocket engines | |
CN100494654C (en) | Urban domestic garbage burning, gasification and generation device | |
AU2013296592A1 (en) | Regenerative thermal energy system, a power generating facility comprising such a system and a method of operating the same | |
US11028777B2 (en) | Cooling system for emission gases of an electronically controlled engine | |
RU2087804C1 (en) | Plant for recovery of rocket solid propellant charges | |
Chao et al. | Migration and distribution characteristics of trace elements in 220 MW cogeneration boiler | |
RU2157907C2 (en) | Jet engine | |
US10174723B2 (en) | Bottom fire dense phalanx forcible measurement of hydrogen-oxygen complete combustion vehicle exhaust pollutant-elimination near zero tank | |
RU2174611C1 (en) | Power unit | |
RU2693343C1 (en) | Gas generator | |
CN112342064A (en) | Nano steam combustion-supporting technology utilizing physical principle | |
RU2693961C1 (en) | Gas generator electric plant | |
US2888804A (en) | Louvred coolant fluid ash quenching systems for pressurized combustors utilizing powdered coal | |
US5341639A (en) | Fullerene rocket fuels | |
CN218414727U (en) | Battery thermal runaway flue gas processing apparatus, battery shell, battery pack and battery box | |
RU2752939C1 (en) | Device for reducing emissions of carbon monoxide and nitrogen oxide when utilizing solid waste by incineration | |
RU2045675C1 (en) | Bench | |
CN211370520U (en) | Smoke exhaust connecting structure for fire extinguishing star muffler | |
RU2683066C1 (en) | Method of launching gas generator electric plant and gas generator plant | |
RU2282742C2 (en) | Method of combustion of solid propellant | |
GB1021303A (en) | Internal combustion engines | |
JPS5656921A (en) | Apparatus used in internal combustion engine for removing fine particles of carbon |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20110106 |