RU2347180C2 - Способ охлаждения канала и продуктов сгорания заряда ракетного двигателя на твердом топливе при его ликвидации и устройство для его осуществления (варианты) - Google Patents
Способ охлаждения канала и продуктов сгорания заряда ракетного двигателя на твердом топливе при его ликвидации и устройство для его осуществления (варианты) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2347180C2 RU2347180C2 RU2007109035/02A RU2007109035A RU2347180C2 RU 2347180 C2 RU2347180 C2 RU 2347180C2 RU 2007109035/02 A RU2007109035/02 A RU 2007109035/02A RU 2007109035 A RU2007109035 A RU 2007109035A RU 2347180 C2 RU2347180 C2 RU 2347180C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- chamber
- rocket engine
- charge
- refrigerant
- channel
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 50
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 33
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 title claims abstract description 20
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 16
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 27
- 239000002826 coolant Substances 0.000 claims abstract description 5
- 238000009825 accumulation Methods 0.000 claims abstract description 3
- 239000003507 refrigerant Substances 0.000 claims description 57
- 239000007921 spray Substances 0.000 claims description 45
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 claims description 10
- 230000008030 elimination Effects 0.000 claims description 9
- UXVMQQNJUSDDNG-UHFFFAOYSA-L Calcium chloride Chemical compound [Cl-].[Cl-].[Ca+2] UXVMQQNJUSDDNG-UHFFFAOYSA-L 0.000 claims description 6
- 238000003860 storage Methods 0.000 claims description 5
- 238000013461 design Methods 0.000 claims description 4
- 239000007864 aqueous solution Substances 0.000 claims 1
- 230000004807 localization Effects 0.000 abstract description 9
- 239000012266 salt solution Substances 0.000 abstract description 6
- 238000012360 testing method Methods 0.000 abstract description 2
- 238000005507 spraying Methods 0.000 abstract 4
- WCUXLLCKKVVCTQ-UHFFFAOYSA-M Potassium chloride Chemical compound [Cl-].[K+] WCUXLLCKKVVCTQ-UHFFFAOYSA-M 0.000 abstract 2
- 235000011164 potassium chloride Nutrition 0.000 abstract 1
- 239000001103 potassium chloride Substances 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 11
- 238000000889 atomisation Methods 0.000 description 5
- 229910001628 calcium chloride Inorganic materials 0.000 description 5
- 239000001110 calcium chloride Substances 0.000 description 5
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 5
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 5
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 4
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 3
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 3
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 3
- 230000035515 penetration Effects 0.000 description 3
- CDBYLPFSWZWCQE-UHFFFAOYSA-L Sodium Carbonate Chemical compound [Na+].[Na+].[O-]C([O-])=O CDBYLPFSWZWCQE-UHFFFAOYSA-L 0.000 description 2
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 2
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 2
- 230000002950 deficient Effects 0.000 description 2
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 230000000977 initiatory effect Effects 0.000 description 2
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 2
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 2
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 2
- 235000004443 Ricinus communis Nutrition 0.000 description 1
- 240000000528 Ricinus communis Species 0.000 description 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 1
- 239000006185 dispersion Substances 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 238000007710 freezing Methods 0.000 description 1
- 230000008014 freezing Effects 0.000 description 1
- 238000003973 irrigation Methods 0.000 description 1
- 230000002262 irrigation Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000004033 plastic Substances 0.000 description 1
- 229920003023 plastic Polymers 0.000 description 1
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 231100000331 toxic Toxicity 0.000 description 1
- 230000002588 toxic effect Effects 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Heat-Exchange Devices With Radiators And Conduit Assemblies (AREA)
- Nozzles (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе на стенде, оборудованном камерой локализации, и охлаждению продуктов сгорания. Способ включает систему подачи хладагента в канал заряда. На передней крышке ликвидируемого ракетного двигателя устанавливают двухкамерный конический распылительный модуль с щелевыми и цилиндрическими отверстиями и соединяют с водоводом линии накопления и водоснабжения модуля хладагентом через запорно-пусковое устройство. В качестве хладагента в распылительный модуль подают вначале 10…20% водно-солевой раствор хлорида кальция по независимой линии водоснабжения, а по завершению процесса выгорания заряда подают воду из общего коллектора водоснабжения. Представлены два варианта устройства для осуществления способа. Обеспечиваются оптимальные, безопасные условия ликвидации ракетного двигателя путем охлаждения канала и формирующихся продуктов сгорания ликвидируемого заряда путем орошения крупнодисперсным распыленным потоком хладагента через распылительный модуль. 3 н.п. ф-лы, 8 ил.
Description
Изобретения относятся к ракетной технике, а именно - к ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе на стенде, оборудованном камерой локализации и охлаждению продуктов сгорания.
Основной целью предлагаемого способа и устройств является обеспечение оптимальных (регулируемых), безопасных условий истечения продуктов сгорания в камеру локализации и охлаждения продуктов сгорания при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе.
Охлаждение канала заряда и формируемых продуктов сгорания ракетного двигателя на твердом топливе при его ликвидации приводят к снижению изначальных энергетических параметров истечения продуктов сгорания (давления в канале, скорости истечения продуктов сгорания, температуры, тяги), путем воздействия на скорость формирования и развития начальной поверхности горения.
По завершению процесса ликвидации заряда осуществляется гашение остатков топлива и охлаждение внутренней поверхности горящего корпуса, что немаловажно для сохранения целостности корпуса и снижение выхода токсичных компонентов в атмосферу (экологическая безопасность).
Известен «Способ ликвидации заряда твердого ракетного топлива», в котором осуществляется охлаждение канала ликвидируемого заряда, находящегося в вертикальном положении хладагентом - водой, щелочным или содовым раствором, Патент RU 2021560 C1, оп.15.10.94, МПК F23G 7/00.
В качестве прототипа способа авторами принят патент RU 2021560 C1.
К недостаткам указанного прототипа необходимо отнести следующее:
1. Отсутствие распылительных модулей для формирования крупнодисперсного распыленного потока хладагента для охлаждения канала заряда и формирующихся продуктов сгорания с целью регулирования процесса и скорости формирования начальной поверхности горения ликвидируемого заряда ракетного двигателя на твердом топливе;
2. В Патенте RU 2021560 C1 охлаждение канала ликвидируемого заряда осуществляется путем заполнения всего канала заряда водой, щелочным или содовым раствором через переднюю крышку ракетного двигателя при его вертикальном расположении.
Основными недостатками данного способа охлаждения канала ликвидируемого ракетного заряда являются:
- вертикальное расположение ракетного двигателя на твердом топливе и дальнейшие конструктивные (геометрические) характеристики стенда для локализации и охлаждения образовавшихся продуктов сгорания. Данный способ практически невозможно применить к крупногабаритным, многотоннажным ракетным двигателям на твердом топливе длиной 5…7 м и массой 30…50 т, так как расположение их в вертикальном положении требует разработки сложных крепежных устройств, стендов, что может привести к аварийной ситуации;
- давление хладагента на поверхность канала заряда и на его продукты сгорания весьма незначительно и определяется его массой, находящейся в данный момент времени в канале заряда. Как показывает практика, при таких условиях хладагент «выдавливается» продуктами сгорания из канала, так как продукты сгорания имеют наибольшие динамические и скоростные характеристики (давление, скорость истечения) в сравнении с хладагентом.
Известны распылительные устройства, комбинированные насадки и другие механические устройства для распыления хладагента, используемые в быстродействующих автоматических противопожарных системах (БАПС) для гашения очагов загорания, где применяются различные распылительные устройства, обеспечивающие формирование распыленных и компактных струй при истечении через них хладагента, в частности воды. «Руководство по устройству и эксплуатации систем автоматической пожарной защиты производств пластмасс и полимеров». РУЭ-АПЗТ-Т, ЦНИИ НТИ, 1977.
В качестве прототипа на устройство принят насадок канальный НК-ЗРС, указанный в РУЭ-АПЗТ-Т, стр.34.
К недостаткам прототипа на устройство следует отнести следующее:
- в конструкции не предусмотрены щелевые отверстия для формирования лучевых струй, орошения и охлаждения продуктов сгорания в лучах и ответвлениях канала ликвидируемого заряда;
- установлено экспериментально, что используемые насадки типа НКЦ в различных механических и комбинированных распылительных конструкциях формируют мелкодисперсный поток хладагента, который неспособен глубоко проникнуть в газовый поток продуктов сгорания ликвидируемого заряда и достичь поверхности горения.
Технической задачей заявленных изобретений является повышение технологической безопасности при ликвидации крупногабаритного заряда ракетного двигателя на твердом топливе, в том числе и дефектных изделий, при их горизонтальном расположении. Эта задача решается путем создания оптимальных условий горения заряда на стенде, оборудованном камерой локализации, и охлаждения продуктов сгорания, а также защиты и сохранения корпуса ракетного двигателя от прожига и дальнейшего его разрушения в процессе выжигания заряда.
Регулирование процессом истечения продуктов сгорания в камеру локализации и охлаждения путем охлаждения канала и формирующихся продуктов сгорания ликвидируемого заряда позволяет снизить температуру и давление продуктов сгорания, что соответственно снижает уровень воздействия высокоскоростного, высокотемпературного газового потока на конструкцию в целом и приводит к увеличению срока службы камеры локализации и охлаждения, исключая возникновение аварийных ситуаций в виде прожига стенок камеры или его разрушения при превышении внутреннего избыточного давления.
Технический результат способа заключается в том, что:
1. На передней крышке ликвидируемого ракетного двигателя устанавливают двухкамерный конический распылительный модуль с щелевыми и цилиндрическими отверстиями и соединяют с водоводом линии накопления и водоснабжения модуля хладагентом через запорно-пусковое устройство системы с быстродействием - не более 5 с, а в качестве хладагента в распылительный модуль подают вначале 10-20% водно-солевой раствор хлорида кальция по независимой линии водоснабжения, состоящего из накопительной емкости объемом 300…600 м3, ресивера с рабочим давлением - 0,8…1,6 МПа и компрессора для заполнения ресивера сжатым воздухом, а по завершению процесса выгорания заряда подают воду из общего коллектора водоснабжения, при этом расход в зависимости от конструкции распылительного модуля и давления в пределах 0,2…1,6 МПа составляет 0,02…0,1 м3/с.
Технический результат на устройство представлен в двух вариантах:
Вариант 1:
1. Лучевой двухкамерный конический распылительный модуль с щелевыми и цилиндрическими отверстиями для охлаждения канала и продуктов сгорания заряда ракетного двигателя со сложной конфигурацией канала, состоит из первой конической камеры с равнорасположенными отверстиями диаметром 4÷6 мм в количестве 30…40 штук и распределителя хладагента в первой камере распылительного модуля с 5…7 прорезями шириной 0,5×10 мм, и второй конической камеры с щелевыми прорезями по длине 40…60 мм, по ширине 10…20 мм с углом раскрытия 40° в количестве 3…6 штук и рассекателей диаметром 40 мм с отверстиями диаметром 30 мм и 3…6 отверстиями диаметром 30 мм, для подачи хладагента во вторую камеру распылительного модуля.
Вариант 2:
2. Торцевой двухкамерный распылительный модуль с щелевыми и цилиндрическими отверстиями для охлаждения канала и продуктов сгорания ракетного двигателя с гладкоствольной конфигурации канала, состоит из первой конической камеры с равнорасположенными отверстиями диаметром 4÷6 мм в количестве 30…40 штук и распределителя хладагента в первой камере с 5…7 прорезями шириной 0,5×10 мм и второй камеры с 4-мя круговыми прорезями длиной 40…60 мм с углом раскрытия 40° и цилиндрического рассекателя диаметром 40 мм с 6-ю отверстиями диаметром 30 мм и 6-ю прорезями шириной 10×15 мм, для подачи хладагента во вторую камеру распылительного модуля.
3. Как для первого варианта, так и для второго - в центре распылительного модуля второй камеры устанавливают центральный конический насадок для формирования компактной струи диаметром распыла хладагента у основания 20÷30 мм.
Предлагаемые изобретения позволяют осуществлять:
- управление (регулирование) процессом горения заряда ракетного двигателя путем охлаждения канала и формирующихся продуктов сгорания ликвидируемого заряда хладагентом через распылительный модуль с заданными гидравлическими параметрами (давление, расход), используя независимую систему накопления и водоснабжения распылительного модуля хладагентом;
- обеспечение условий проникновения хладагента за счет образования крупнодисперсного распыленного потока хладагента в формирующиеся продукты сгорания ликвидируемого заряда;
- локализация и охлаждение продуктов сгорания в канале заряда, имеющего сложный геометрический профиль (лучи, ответвления и т.д.);
- определение и выполнение оптимальных безопасных условий истечения продуктов сгорания, ликвидируемого ракетного двигателя на твердом топливе в камеру локализации и охлаждения стенда путем снижения скорости формирования начальной поверхности горения и соответственно скоростных и расходных параметров истечения продуктов сгорания;
- снижение риска нестабильного горения дефектных двигателей после длительного срока хранения путем уменьшения давления продуктов сгорания в канале заряда, скорости их истечения и температуры продуктов сгорания;
- обеспечение условий повышенной проходимости хладагента через факел пламени при совместном использовании высокорасходного распылительного модуля и использования 10-20% водно-солевого раствора хлорида кальция CaCl2;
- дополнительно, температура замерзания 10-20% водно-солевой раствор хлорида кальция CaCl2 составляет минус 10…15°С, что позволяет использовать его в зимнее время года на открытых площадках стенда.
Давление у распылительного модуля при подаче хладагента в зависимости от ликвидируемого заряда ракетного двигателя (массы, состава, скорости горения и т.д.) определяют расчетным путем, но не менее - 0,2 МПа, так как при низких давлениях (установлено экспериментально) не формируется устойчивый распыленный поток хладагента, и не выполняется условие его проникновения вглубь продуктов сгорания.
Запуск запорно-пусковой аппаратуры системы осуществляют дистанционно через пульт управления или в автоматическом режиме с использованием таймера времени в пределах 1…5 с от начала инициирования топлива заряда.
Изобретения поясняются схемами в двух вариантах:
На фиг.1 показана условная схема основных элементов всей системы осуществляющей охлаждение канала и формируемых продуктов сгорания при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе, где:
1 - ресивер (газгольдер) для создания давления в системе - 1.6 МПа, 2 - накопительная емкость для хладагента емкостью 300…600 м3, 3 - общий коллектор водоснабжения, 4 - ликвидируемый заряд ракетного двигателя на твердом топливе, 5 - секции камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания ракетного двигателя, 6 - линия водоснабжения распылительного модуля хладагентом, 7 - линия снабжения распылительного устройства хладагентом, 8 - передняя крышка ракетного двигателя, 9 - распыленный поток хладагента, 10 - факел пламени.
На фиг.2 схематично показан пролив канала и корпус ликвидируемого ракетного двигателя на твердом топливе, где:
11 - ложемент для установки и крепления ликвидируемого ракетного двигателя, 12 - лучевой двухкамерный конический распылительный модуль и принцип формирования распыленного потока хладагента.
Устройство по варианту 1:
На фиг.3 показана схема установки лучевого двухкамерного конического распылительного модуля на передней крышке ликвидируемого ракетного двигателя на твердом топливе.
На фиг.4 показан в разобранном виде лучевой двухкамерный конический распылительный модуль с щелевыми и цилиндрическими отверстиями для локализации и охлаждения канала ликвидируемого ракетного двигателя на твердом топливе, где:
13 - конический распределитель с 3…6 щелевыми отверстиями для создания распыленного лучевого потока хладагента, для локализации и охлаждения продуктов сгорания в лучах канала заряда ракетного двигателя и выхода центральной компактной струи для охлаждения факела пламени в центральной части канала, 14 - рассекатель для формирования лучевых распыленных струй, 15 - усеченный конический распределитель для образования компактных струй с равнорасположенными отверстиями диаметром 4÷6 мм в количестве 30…40 штук, 16 - распределитель хладагента в первой камере распылительного модуля с 5…7 прорезями шириной 0,5×10 мм, 17 - задняя крышка распылительного модуля.
На фиг.5 показана вторая камера распылительного модуля для формирования распыленных лучевых струй и центральной компактной струи, а также водоводы и рассекатели для снабжения второй камеры хладагентом и формирования лучевых распыленных струй, где:
18 - рассекатели для создания 6-лучевого потока хладагента (при необходимости число лучевых отверстий может быть уменьшено до 3х), в нижней части каждого рассекателя имеется отверстие для выхода хладагента во вторую камеру, верхняя часть рассекателя заглушена;
19 - центральная коническая насадка для создания центральной компактной струи.
Устройство по варианту 2:
На фиг.6 показана схема установки торцевого двухкамерного распылительного модуля с щелевыми и цилиндрическими отверстиями для локализации и охлаждения гладкоствольного канала ликвидируемого заряда ракетного двигателя, где:
20 - торцевой двухкамерный распылительный модуль с щелевыми и цилиндрическими отверстиями.
На фиг.7 показан в разобранном виде торцевой двухкамерный распылительный модуль с щелевыми и цилиндрическими отверстиями для выхода хладагента, где:
21 - вторая камера для создания распыленного лучевого потока хладагента по окружности канала ликвидируемого заряда ракетного двигателя; 22 - водовод и рассекатель для подачи и формирования лучевого крупнодисперсного распыленного потока.
На фиг.8 - схема водовода и рассекателя для создания лучевого потока хладагента во второй камере торцевого распылительного модуля и центральной компактной струи, где:
24 - отверстия для входа хладагента в рассекатель, 25 - отверстия для выхода хладагента из рассекателя.
Оба варианта устройства имеют одинаковое назначение и направлены на получение одного и того же технического решения: охлаждение канала и формирующихся продуктов сгорания ликвидируемого заряда ракетного двигателя на твердом топливе, но имеющих различную конфигурацию канала.
Техническое решение в предлагаемом способе и устройстве реализуется следующим образом:
1. Заполняют ресивер (1) воздухом до требуемых давлений, а накопительную емкость (2) хладагентом - 10-20% водно-солевым раствором хлорида кальция CaCl2.
2. На передней крышке ракетного двигателя на твердом топливе (8) в зависимости от конфигурации канала заряда (наличия лучей, ответвлений и т.д.) устанавливают двухкамерный конический распылительный модуль с щелевыми и цилиндрическими отверстиями (12) или торцевой двухкамерный распылительный модуль с щелевыми отверстиями (20) для подачи хладагента в канал заряда, который соединяется системой накопления и водоснабжения (фиг.1, 3, 5).
3. Переднюю крышку (8) с распылительным модулем устанавливают на ракетный двигатель и соединяют с линией водоснабжения через запорно-пусковую аппаратуру (6, 7).
4. После инициирования заряда ракетного двигателя (4) в канал ликвидируемого заряда под давлением через распылительный модуль (12 или 20) подают хладагент в виде распыленного крупнодисперсного потока, обеспечивающего охлаждение канала и формирующихся продуктов сгорания ликвидируемого заряда (фиг.2).
5. Хладагент по линии водоснабжения (6, 7) соответственно после открытия запорно-пусковой аппаратуры поступает через распределитель (16) в первую камеру распылительного модуля (12 или 20) и выходит наружу в виде компактных струй через конические отверстия, после заполнения первой камеры хладагент поступает через входные отверстия (18 или 24) во внутреннюю полость рассекателей (14 или 22), далее хладагент выходит из отверстий рассекателя (18 или 25) и заполняет внутреннюю полость второй камеры распылительного модуля (12 или 20), далее огибая рассекатели (14 или 22) выходит через прорези распылительного модуля наружу, образовывая крупнодисперсный распыленный лучевой поток хладагента.
Хладагент также поступает и в центральный конический насадок (19) второй камеры распылительного модуля (12 или 20) и выходит наружу в виде компактной струи.
6. После прекращения образования активного факела и завершения ликвидации заряда в корпус ракетного двигателя подают воду из общего коллектора водоснабжения (3), открыв запорно-пусковую аппаратуру линии водоснабжения (6) для гашения остатков топлива и охлаждения внутренней поверхности корпуса.
7. Тип двухкамерного распылительного модуля, давление, временные и гидравлические параметры истечения хладагента определяют для каждого ракетного двигателя на твердом топливе отдельно с учетом характеристик (времени горения, массы) и конфигурации канала заряда.
8. В результате подачи высокорасходного, крупнодисперсного потока хладагента через двухкамерный распылительный модуль выполняются следующие условия:
- охлаждение поверхности канала ликвидируемого заряда и снижение скорости распространения фронта горения по поверхности ликвидируемого заряда;
- проникновение хладагента в глубь факела пламени, охлаждение продуктов сгорания и, как следствие, - снижение температуры продуктов сгорания;
- в результате снижения скорости распространения факела пламени по внутренней поверхности канала и температуры в канале ликвидируемого заряда происходит снижение давления истекающих продуктов сгорания в камеру локализации и охлаждения;
- уменьшается скорость формирования начальной поверхности горения в канале ликвидируемого заряда.
Экспериментальные исследования, проведенные в ФГУП «НИИПМ» при изучении условий гашения очагов горения на торцах различных составов твердого ракетного топлива и локализации образовавшегося факела пламени разработанными высокорасходными распылительными модулями, образующими крупнодисперсный распыленный поток хладагента, а также при совместном использовании в качестве хладагента 10-20% водно-солевой раствор хлорида кальция CaCl2 - показали возможность регулирования процессами горения заряда ракетного двигателя при их безсопловом сжигании.
Claims (3)
1. Способ охлаждения канала заряда твердого топлива ракетного двигателя и продуктов сгорания твердого топлива при ликвидации заряда, включающий подачу в канал заряда хладагента, отличающийся тем, что на передней крышке ракетного двигателя устанавливают двухкамерный конический распылительный модуль с щелевыми и цилиндрическими отверстиями и соединяют его с водоводом линии накопления и водоснабжения модуля хладагентом через запорно-пусковое устройство системы с быстродействием не более 5 с, в качестве хладагента в распылительный модуль подают вначале 10…20%-ный водно-солевой раствор хлорида кальция по независимой линии водоснабжения, состоящей из накопительной емкости объемом 300…600 м3, ресивера с рабочим давлением 0,8…1,6 МПа и компрессора для заполнения ресивера сжатым воздухом, а по завершению процесса выгорания заряда подают воду из общего коллектора водоснабжения, при этом расход в зависимости от конструкции распылительного модуля и давления в пределах 0,2…1,6 МПа составляет 0,02…0,1 м3/с.
2. Лучевой двухкамерный конический распылительный модуль для охлаждения канала и продуктов сгорания заряда ракетного двигателя при его ликвидации, содержащий камеру смешения хладагента, центральный конический насадок, отличающийся тем, что он состоит из первой конической камеры с равнорасположенными отверстиями диаметром 4…6 мм в количестве 30-40 штук и распределителя хладагента в первой камере распылительного модуля с 5-7 прорезями шириной 0,5×10 мм и второй конической камеры с щелевыми прорезями по длине 40…60 мм, по ширине 10…20 мм с углом раскрытия 40° в количестве 3-6 штук и рассекателей диаметром 40 мм с отверстиями диаметром 30 мм и 3-6 отверстиями диаметром 30 мм для подачи хладагента во вторую камеру распылительного модуля.
3. Торцевой двухкамерный конический распылительный модуль с щелевыми и цилиндрическими отверстиями для охлаждения канала и продуктов сгорания ракетного двигателя при его ликвидации, содержащий камеру смешения хладагента, центральный конический насадок, отличающийся тем, что он состоит из первой конической камеры с равнорасположенными отверстиями диаметром 4…6 мм в количестве 30-40 штук и распределителя хладагента в первой камере с 5-7 прорезями шириной 0,5×10 мм и второй камеры с 4-мя круговыми прорезями длиной 40…60 мм с углом раскрытия 40° и цилиндрического рассекателя диаметром 40 мм с 6-ю отверстиями диаметром 30 мм и 6-ю прорезями шириной 10×15 мм для подачи хладагента во вторую камеру распылительного модуля.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007109035/02A RU2347180C2 (ru) | 2007-03-12 | 2007-03-12 | Способ охлаждения канала и продуктов сгорания заряда ракетного двигателя на твердом топливе при его ликвидации и устройство для его осуществления (варианты) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007109035/02A RU2347180C2 (ru) | 2007-03-12 | 2007-03-12 | Способ охлаждения канала и продуктов сгорания заряда ракетного двигателя на твердом топливе при его ликвидации и устройство для его осуществления (варианты) |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2007109035A RU2007109035A (ru) | 2008-09-20 |
| RU2347180C2 true RU2347180C2 (ru) | 2009-02-20 |
Family
ID=39867594
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007109035/02A RU2347180C2 (ru) | 2007-03-12 | 2007-03-12 | Способ охлаждения канала и продуктов сгорания заряда ракетного двигателя на твердом топливе при его ликвидации и устройство для его осуществления (варианты) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2347180C2 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2470226C1 (ru) * | 2011-06-10 | 2012-12-20 | Открытое акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" | Оросительная установка открытого типа для охлаждения и локализации продуктов сгорания при испытании или ликвидации сжиганием заряда ракетного двигателя на твердом топливе |
| RU2604612C1 (ru) * | 2015-06-23 | 2016-12-10 | Акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" | Способ ликвидации крупногабаритных зарядов твердого ракетного топлива |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106065829B (zh) * | 2016-07-20 | 2017-07-04 | 西安航天动力测控技术研究所 | 固体火箭发动机地面试验用壳体腹部防烧穿水喷淋冷却装置 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2021560C1 (ru) * | 1993-04-15 | 1994-10-15 | Люберецкое научно-производственное объединение "Союз" | Способ ликвидации заряда твердого ракетного топлива |
| US5458071A (en) * | 1992-06-15 | 1995-10-17 | Taas-Israel Industries Ltd. | Destruction of rocket engines |
| RU2087804C1 (ru) * | 1995-02-21 | 1997-08-20 | Люберецкое научно-производственное объединение "Союз" | Установка для утилизации зарядов твердого ракетного топлива |
| US6101957A (en) * | 1998-05-26 | 2000-08-15 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Apparatus for after-burning fuel rich rocket exhaust products |
| RU2247253C2 (ru) * | 2003-04-28 | 2005-02-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Установка для утилизации топливных зарядов малогабаритных ракетных двигателей |
-
2007
- 2007-03-12 RU RU2007109035/02A patent/RU2347180C2/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5458071A (en) * | 1992-06-15 | 1995-10-17 | Taas-Israel Industries Ltd. | Destruction of rocket engines |
| RU2021560C1 (ru) * | 1993-04-15 | 1994-10-15 | Люберецкое научно-производственное объединение "Союз" | Способ ликвидации заряда твердого ракетного топлива |
| RU2087804C1 (ru) * | 1995-02-21 | 1997-08-20 | Люберецкое научно-производственное объединение "Союз" | Установка для утилизации зарядов твердого ракетного топлива |
| US6101957A (en) * | 1998-05-26 | 2000-08-15 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Apparatus for after-burning fuel rich rocket exhaust products |
| RU2247253C2 (ru) * | 2003-04-28 | 2005-02-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Установка для утилизации топливных зарядов малогабаритных ракетных двигателей |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| ВИНИЦКИЙ A.M. Конструкция и отработка РДТТ. - М.: Машиностроение, 1980, с.106, 107, рис.7, 10. * |
| Руководство по устройству и эксплуатации систем автоматической пожарной защиты производств пластмасс и полимеров. РУЭ-АПЗТ-Т, ЦНИИ НТИ, 1977, с.34. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2470226C1 (ru) * | 2011-06-10 | 2012-12-20 | Открытое акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" | Оросительная установка открытого типа для охлаждения и локализации продуктов сгорания при испытании или ликвидации сжиганием заряда ракетного двигателя на твердом топливе |
| RU2604612C1 (ru) * | 2015-06-23 | 2016-12-10 | Акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" | Способ ликвидации крупногабаритных зарядов твердого ракетного топлива |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2007109035A (ru) | 2008-09-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2118551C1 (ru) | Способ пожаротушения (его вариант), устройство для его осуществления (его варианты) и система пожаротушения | |
| KR101531478B1 (ko) | 미스트로 화재에 대처하기 위한 방화 장치, 시스템들 및 방법들 | |
| EP1718413B1 (en) | Method and apparatus for generating a mist | |
| US9004375B2 (en) | Method and apparatus for generating a mist | |
| US10507480B2 (en) | Method and apparatus for generating a mist | |
| CN103127641B (zh) | 一种双气溶胶灭火剂喷射装置 | |
| CN101058013B (zh) | 便携式超细气水雾灭火器 | |
| WO2012028155A1 (en) | Force back fire fighting technology | |
| CN104906722A (zh) | 双驱混合细水雾灭火系统 | |
| RU84715U1 (ru) | Установка для пожаротушения | |
| RU2413555C1 (ru) | Автоматическая система пожаротушения | |
| RU2429037C1 (ru) | Установка мобильного пожаротушения | |
| CN102029035B (zh) | 冷气溶胶灭火剂喷射装置 | |
| RU138822U1 (ru) | Система пожаротушения в вертикальных резервуарах | |
| RU2452542C1 (ru) | Система пожаротушения в вертикальных резервуарах | |
| RU2375091C1 (ru) | Способ тушения очаговых пожаров | |
| RU176037U1 (ru) | Устройство для распыления жидкости в газовой среде с образованием двухфазной струи с высокой скоростью и дисперсностью жидкости | |
| RU199467U1 (ru) | Пожарный ствол | |
| RU2684305C1 (ru) | Способ создания газокапельной струи и установка для создания для его осуществления | |
| RU2713249C1 (ru) | Генератор воздушно-механической пены средней и низкой кратности для лафетного ствола и лафетный ствол с генератором воздушно-механической пены средней и низкой кратности | |
| RU2532812C1 (ru) | Способ пожаротушения и устройство для его осуществления | |
| JP2004050128A (ja) | ミスト生成方法、ミスト生成装置、及びこれらを応用した消火システム、消火用スプリンクラー、農業用薬剤散布装置、農業用灌水システム、バーナー、ミサイル回避装置及び工作機械用冷却装置 | |
| RU2530410C1 (ru) | Мобильный огнетушитель | |
| JPH0724080A (ja) | 二酸化炭素と水系消火剤とよりなる複合消火方法 | |
| RU2653490C1 (ru) | Формирователь потока огнетушащего порошка |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20140807 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20150313 |