RU2378526C1 - Способ огневого стендового испытания заряда твердого ракетного топлива - Google Patents
Способ огневого стендового испытания заряда твердого ракетного топлива Download PDFInfo
- Publication number
- RU2378526C1 RU2378526C1 RU2008123361/06A RU2008123361A RU2378526C1 RU 2378526 C1 RU2378526 C1 RU 2378526C1 RU 2008123361/06 A RU2008123361/06 A RU 2008123361/06A RU 2008123361 A RU2008123361 A RU 2008123361A RU 2378526 C1 RU2378526 C1 RU 2378526C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- charge
- gas generator
- rocket
- gas
- pressure
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Способ огневого стендового испытания заряда твердого ракетного топлива в составе газогенератора для газонаддува гидросистемы рулевого привода ракеты включает снаряжение заряда в корпус газогенератора, установку, через пристыкованный к расходному отверстию газогенератора тройник, датчика давления. Затем оснащают газогенератор средствами воспламенения заряда и подают пусковой импульс для воспламенения заряда с последующей регистрацией зависимости «давление - время» в камере сгорания газогенератора. К расходному отверстию газогенератора, через тройник, пристыковывают балластную емкость-ресивер, объем которого соответствует 2…3-м свободным объемам в системе газонаддува гидросистемы рулевого привода ракеты, и расходный блок с расходным отверстием, обеспечивающим критическое истечение продуктов сгорания. Входное отверстие балластной емкости-ресивера оснащают дроссельной шайбой. Массогабаритные характеристики пристыкованной балластной емкости-ресивера подбирают с условием обеспечения потерь энергетических характеристик продуктов сгорания твердого ракетного топлива, эквивалентных потерям при использовании заряда твердого ракетного топлива по прямому назначению в составе рулевого привода ракеты. Диаметр отверстия дроссельной шайбы и фактическое время работы заряда твердого ракетного топлива в системе газонаддува гидросистемы рулевого привода ракеты определяют по защищаемым настоящим изобретением соотношениям. Изобретение позволяет повысить точность определения фактического времени работы заряда в системе гидравлического рулевого привода ракеты. 3 ил.
Description
Патентуемый способ относится к области ракетной техники, а именно к способам огневых стендовых испытаний (ОСИ) зарядов твердого ракетного топлива, и может быть использован при проектировании, отработке, испытаниях и изготовлении зарядов твердого ракетного топлива (ТРТ) к газогенераторам (ГГ) наддува гидросистемы рулевого привода (РП), используемого в управляемых ракетах (УР) различного назначения,
Известны способы огневых стендовых испытаний (ОСИ) зарядов ТРТ по патентам: RU 2233991 (заявка RU 2002127489 от 14.10.2002 г.), RU 2288420 (заявка RU 2005101131 от 19.01.2005 г.) - прототип.
Общими существенными признаками указанных способов огневого стендового испытания заряда ТРТ и патентуемого способа являются: снаряжение заряда ТРТ в корпус (камеру сгорания) ГГ, оснащение ГГ средствами воспламенения заряда, установка ГГ на стенд с оснащением ГГ датчиками измерения требуемых параметров и подачу импульса на воспламенение заряда с последующей регистрацией параметров, в том числе зависимости "давление-время" p(τ) в камере сгорания (КС).
Однако способ-прототип (патент RU 2288420) не всегда позволяет реализовать качественное огневое стендовое испытание (ОСИ) заряда ТРТ, например, применительно к газовой системе гидравлического рулевого привода (РП) управляемой ракеты (УР). Известно, что в конструкциях УР широко используется гидравлический привод для создания необходимых механических усилий при перекладке аэродинамических рулей ракеты, общая схема которого приведена на Фиг 1. Для создания требуемого давления (~200 кгс/см2) в гидравлической системе РП используют, как правило, газогенераторы (ГГ) твердого ракетного топлива (ТРТ). Особенностью таких гидравлических систем является наличие нормированного свободного объема перед "мембраной", через которую давление передается и стабильно обеспечивается в системе подводящих трубопроводов (9) и цилиндропоршневой группе рулевых машин (10) в течение полета УР. Тем самым обеспечивается эффективное управление ракетой как на активном, так и на пассивном участках траектории, при этом "мембрана" (6) может быть выполнена в виде чехла из высокоэластичного термостойкого материала, размещенного в объеме питающей емкости (7) РП и скрепленного с ней в оконечности. Мембрана разделяет газовую и гидравлическую системы рулевого привода. Газовая система РП (Фиг 1) включает корпус (1) ГГ, заряд (2) ТРТ, воспламенитель (4), пиропатрон (3), стравливающий клапан давления (5), трубопровод (8) к питающей емкости и часть питающей емкости до мембраны. Гидравлическая система РП - это часть питающей емкости (после мембраны), подводящие трубопроводы (9) к рулевым машинам и рабочие объемы рулевых машин (10).
Особенностью отработки ГГ такого типа является необходимость подтверждения внутрибаллистических характеристик (ВБХ), а именно: уровня давления (Р) в КС газогенератора и продолжительности времени работы заряда (τ3) в стендовых условиях, максимально приближенных к условиям функционирования ГГ в составе ракеты.
Технической задачей изобретения является разработка экономичного (низкозатратного) способа огневого стендового испытания заряда ТРТ к ГГ рулевого привода УР с гарантированным подтверждением внутрибаллистических характеристик (ВБХ) заряда заданным требованиям по результатам стендового испытания заряда в составе ГГ.
Технический результат изобретения заключается в способе огневого стендового испытания заряда твердого ракетного топлива в составе газогенератора для газонаддува гидросистемы рулевого привода ракеты. Способ включает снаряжение заряда в корпус газогенератора, установку, через пристыкованный к расходному отверстию газогенератора тройник, датчика давления, оснащение газогенератора средствами воспламенения заряда и подачу пускового импульса для воспламенения заряда с последующей регистрацией зависимости "давление-время" в камере сгорания газогенератора. При этом к расходному отверстию газогенератора, через тройник, пристыковывают балластную емкость-ресивер, объем которого соответствует (2…3)-м свободным объемам в системе газонаддува гидросистемы рулевого привода ракеты и расходный блок с расходным отверстием dкp, обеспечивающим критическое истечение продуктов сгорания. Входное отверстие балластной емкости-ресивера оснащают дроссельной шайбой. Массогабаритные характеристики пристыкованной балластной емкости-ресивера подбирают с условием обеспечения потерь энергетических характеристик продуктов сгорания твердого ракетного топлива, эквивалентных потерям при использовании заряда твердого ракетного топлива по прямому назначению в составе рулевого привода ракеты. Диаметр отверстия дроссельной шайбы dдрос соответствует (1,5…2,0) dкp, а фактическое время работы τф заряда твердого ракетного топлива в системе газонаддува гидросистемы рулевого привода ракеты определяют по соотношению:
где τз - время работы заряда при огневом стендовом испытании (ОСИ);
рсист - давление в системе газонаддува гидросистемы рулевого привода;
ν - показатель степени в степенном законе скорости горения ТРТ.
Сущность изобретения заключается в проведении огневого стендового испытания заряда ТРТ газогенератора рулевого привода УР не в составе ракеты (блока ракеты), а в стендовых условиях, имитирующих условия эксплуатации ГТ в составе ракеты. Это позволяет снизить экономическую затратность при отработке газогенератора (ГГ) и РП, гарантируя надежную работу последнего. При этом выполнение объема пристыкованной балластной емкости-ресивера не менее двух свободных объемов в системе газонаддува гидросистемы РП позволяет обеспечить нижний уровень теплопотерь (и других потерь) энергетических характеристик ТРТ, реализуемых при эксплуатации ракеты по прямому назначению, а ограничение объема балластной емкости-ресивера 3-мя свободными объемами в системе газонаддува гидросистемы РП ограничено «излишними потерями», снижающими достоверность результатов ОСИ газогенератора применительно к заданным условиям эксплуатации ракеты.
Выбор диаметра отверстия дроссельной шайбы (1,5…2,0)dкp соплового отверстия обусловлен следующим:
- верхний предел характеризует "быстрый темп" (высокий градиент) реализации потерь, что способствует более объективной оценке надежности работы ГГ, особенно для медленногорящих партий ТРТ заряда;
- нижний предел позволяет обеспечить качественную оценку работоспособности заряда при давлениях в стендовом ГГ ~200 кгс/см2 (в области закона скорости горения ТРТ - U=U1p ν, где U - скорость горения ТРТ, U1 - коэффициент, p - давление в камере сгорания ГГ, ν - показатель степени в степенном законе скорости горения ТРТ, для давлений присущих ГГ рассматриваемого класса).
Подбор dкp, dдрос позволяет обеспечить при ОСИ газогенератора давление в КС последнего близкое к рабочему (~200 кгс/см2).
Проведение ОСИ с регистрацией зависимости «давление-время», в порядке, оговоренном в рамках патентуемого изобретения, дает возможность произвести близкую к достоверной оценку важнейшего параметра - фактического времени (τф) работы заряда в системе РП ракеты по соотношению [1].
Изобретение поясняется на фигурах.
Фиг 1. Схема газонаддува гидросистемы РП ракеты с питающей емкостью, оснащенной высокоэластичной мембраной:
1 - корпус ГГ
2 - заряд ТРТ
3 - пиропатрон
4 - воспламенитель
5 - стравливающий клапан давления
6 - мембрана
7 - питающая емкость
8 - трубопровод питающей емкости
9 - подводящие трубопроводы к рулевым машинам
10 - рулевые машины
Фиг 2. Схема огневого стендового испытания заряда ТРТ по патентуемому способу:
11 - датчик давления
12 - дроссельная шайба
13 - расходный блок
14 - балластная емкость-ресивер
15 - тройник
dдрос - диаметр отверстия дроссельной шайбы
dкр - диаметр расходного отверстия расходного блока
Патентуемый способ ОСИ реализован следующим образом (Фиг 2).
Пример
Для подтверждения требуемых параметров в системе газонаддува РП необходимо обеспечить: Рсист=200 кгс/см2, τф>70 с.
Корпус ГГ (1) снаряжали зарядом (2) торцевого горения из медленногорящего ТРТ с размерами: длина - 270 мм, диаметр - 90 мм.
К корпусу ГГ через тройник (15) пристыковывали расходный блок (13), балластную емкость, ресивер (14) и датчик давления (11), оснащали ГГ средствами воспламенения - пиропатроном (3) и воспламенителем (4). Во входное отверстие балластной емкости-ресивера устанавливали дроссельную шайбу (12). Объем балластной емкости-ресивера составлял 2,5 свободного объема в газовой системе РП ракеты.
Запуск ГГ осуществляли путем подачи электрического импульса на пиропатрон (3), обеспечивающий зажжение воспламенителя (4), ПС которого обеспечивали воспламенение заряда (2). Полученная экспериментальная зависимость "давление-время" p(τ) приведена на Фиг 3. Обработка зависимости p(τ) дала:
τз=87,3 с; Рсрτз=137,1 кгс/см2.
С учетом полученных результатов определяли требуемое время (τф) работы заряда для ГТ в составе ракеты с учетом соотношения [1]:
Положительный эффект изобретения заключается в снижении затрат при отработке и серийном изготовлении зарядов ТРТ (ГГ) к рулевым приводам УР.
Claims (1)
- Способ огневого стендового испытания заряда твердого ракетного топлива в составе газогенератора для газонаддува гидросистемы рулевого привода ракеты, включающий снаряжение заряда в корпус газогенератора, установку, через пристыкованный к расходному отверстию газогенератора тройник, датчика давления, оснащение газогенератора средствами воспламенения заряда и подачу пускового импульса для воспламенения заряда с последующей регистрацией зависимости «давление - время» в камере сгорания газогенератора, причем к расходному отверстию газогенератора, через тройник, пристыковывают балластную емкость-ресивер, объем которого соответствует 2…3-м свободным объемам в системе газонаддува гидросистемы рулевого привода ракеты, и расходный блок с расходным отверстием dкр, обеспечивающим критическое истечение продуктов сгорания, при этом входное отверстие балластной емкости-ресивера оснащают дроссельной шайбой, а массогабаритные характеристики пристыкованной балластной емкости-ресивера подбирают с условием обеспечения потерь энергетических характеристик продуктов сгорания твердого ракетного топлива, эквивалентных потерям при использовании заряда твердого ракетного топлива по прямому назначению в составе рулевого привода ракеты, при этом диаметр отверстия dдрос дроссельной шайбы соответствует (1,5…2,0)dкр, а фактическое время работы τф заряда твердого ракетного топлива в системе газонаддува гидросистемы рулевого привода ракеты определяют по соотношению:
,
где τ3 - время работы заряда при огневом стендовом испытании;
pсист - давление в системе газонаддува гидросистемы рулевого привода ракеты;
- давление в камере сгорания газогенератора при огневом стендовом испытании;
ν - показатель степени в степенном законе скорости горения твердого ракетного топлива.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008123361/06A RU2378526C1 (ru) | 2008-06-09 | 2008-06-09 | Способ огневого стендового испытания заряда твердого ракетного топлива |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008123361/06A RU2378526C1 (ru) | 2008-06-09 | 2008-06-09 | Способ огневого стендового испытания заряда твердого ракетного топлива |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2378526C1 true RU2378526C1 (ru) | 2010-01-10 |
Family
ID=41644263
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008123361/06A RU2378526C1 (ru) | 2008-06-09 | 2008-06-09 | Способ огневого стендового испытания заряда твердого ракетного топлива |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2378526C1 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2694472C1 (ru) * | 2018-08-29 | 2019-07-16 | Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") | Способ и стенд для испытания герметизирующей заглушки углового сопла |
| RU2702313C1 (ru) * | 2018-12-26 | 2019-10-07 | Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") | Стендовая установка для определения величины шарнирного момента регуляторов расхода газа |
| CN110821713A (zh) * | 2019-09-29 | 2020-02-21 | 北京航天动力研究所 | 一种用于多目标优选的模块化燃气发生装置 |
-
2008
- 2008-06-09 RU RU2008123361/06A patent/RU2378526C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2694472C1 (ru) * | 2018-08-29 | 2019-07-16 | Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") | Способ и стенд для испытания герметизирующей заглушки углового сопла |
| RU2702313C1 (ru) * | 2018-12-26 | 2019-10-07 | Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") | Стендовая установка для определения величины шарнирного момента регуляторов расхода газа |
| CN110821713A (zh) * | 2019-09-29 | 2020-02-21 | 北京航天动力研究所 | 一种用于多目标优选的模块化燃气发生装置 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5133183A (en) | Gel/solid bipropellant propulsion system with energy management capability | |
| GB1496652A (en) | Fire protection apparatus | |
| US9371801B2 (en) | Ignition device for two-pulse rocket motor with thermal barrier membrane | |
| RU2378526C1 (ru) | Способ огневого стендового испытания заряда твердого ракетного топлива | |
| KR101839193B1 (ko) | 다발형 추진제 고정장치 및 이의 제조방법 | |
| CN107061050B (zh) | 一种脉冲枪 | |
| RU2428581C1 (ru) | Способ и устройство для испытаний ракетного двигателя твердого топлива | |
| CN201502366U (zh) | 一种二级点火起爆器 | |
| US5913807A (en) | Turbojet engine start system | |
| CN201449211U (zh) | 深海潜艇弹道导弹等压发射装置 | |
| Marchese et al. | A fluidic sounding rocket motor ignition system | |
| RU2443895C1 (ru) | Регулируемый ракетный двигатель твердого топлива | |
| RU2620613C1 (ru) | Ракетный двигатель активно-реактивного снаряда | |
| CN208950727U (zh) | 一种小型插接式化学点火器 | |
| RU2522537C1 (ru) | Разделяющийся реактивный снаряд | |
| RU86249U1 (ru) | Гранатомет с камерой высокого давления тангенциально-радиального диспергирования реакционной инертной массы | |
| KR20080055030A (ko) | 화재진압용 탄두의 점화장치 | |
| RU2378524C1 (ru) | Двигатель реактивного боеприпаса | |
| RU2005138818A (ru) | Способ исследования условий воспламенения пороховых зарядов взрывоопасной топливовоздушной смесью при ее подрыве и устройство для его осуществления | |
| RU2289036C2 (ru) | Твердотопливный газогенератор для катапультного устройства ракеты | |
| RU2304269C1 (ru) | Пневматическое устройство для искусственного схода снежных лавин | |
| RU198029U1 (ru) | Устройство для запуска камеры сгорания газотурбинного двигателя | |
| RU2719799C1 (ru) | Устройство подачи сигнала на отделение стартовой ступени вертикально стартующего летательного аппарата | |
| RU87511U1 (ru) | Транспортно-пусковой контейнер | |
| Crosby et al. | Design and development of a hot particle igniter |
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: 20170610 |