RU2477810C1 - Method for damping of operating solid-propellant rocket engine during tests, and plant for its implementation - Google Patents
Method for damping of operating solid-propellant rocket engine during tests, and plant for its implementation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2477810C1 RU2477810C1 RU2011133070/06A RU2011133070A RU2477810C1 RU 2477810 C1 RU2477810 C1 RU 2477810C1 RU 2011133070/06 A RU2011133070/06 A RU 2011133070/06A RU 2011133070 A RU2011133070 A RU 2011133070A RU 2477810 C1 RU2477810 C1 RU 2477810C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- refrigerant
- pressure
- solid propellant
- solid
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной и измерительной техники и может быть использовано для гашения ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) при отработке и наземных испытаниях.The invention relates to the field of rocket and measuring equipment and can be used to extinguish rocket engines of solid fuel (solid propellant rocket engine) during development and ground tests.
При отработке и наземных испытаниях РДТТ оценивается не только выполнение заданных параметров, но и состояние материальной части конструкции при воздействии на нее продуктов сгорания твердого топлива. Состояние внутренних поверхностей камеры сгорания РДТТ контролируется, как правило, после окончания его работы через определенный промежуток времени, который зависит от требований безопасности проведения испытаний и продолжительности операций демонтажа двигателя со стенда и его разборки. В отдельных случаях элементы РДТТ (корпус, крышки, сопла) для исследования разрезают на фрагменты. Состояние материальной части в этот момент существенно отличается от ее состояния в момент окончания работы РДТТ. Эта разница особенно заметна у двигателей, в конструкциях которых имеются теплозащитные покрытия и эрозионностойкие материалы. За период от окончания работы РДТТ до проведения инструментального контроля состояния теплозащитных и эрозионностойких материалов последние подвергаются дополнительным воздействиям, которые обусловлены догоранием остатков твердого топлива в камере сгорания, выравниванием температуры по толщине стенок, взаимодействием с атмосферным кислородом, пиролизными газами. Выделяемая в этот период теплота вызывает дополнительное коксование теплозащитных материалов, тепловое повреждение силовых элементов конструкции, изменение химического состава части остатков конденсированных продуктов сгорания. Так, после проведения испытаний в ряде случаев наблюдалось образование мельчайших отверстий на сопловой крышке, растрескивание сопловых вкладышей, нарушение целостности уплотнительных колец и другие дефекты.During testing and ground tests of solid propellant rocket motors, not only the fulfillment of the specified parameters is evaluated, but also the state of the material part of the structure when exposed to solid fuel combustion products. The condition of the internal surfaces of the solid propellant combustion chamber is monitored, as a rule, after the end of its operation after a certain period of time, which depends on the safety requirements for testing and the duration of the operations of dismantling the engine from the stand and disassembling it. In some cases, the solid propellant elements (housing, caps, nozzles) for research are cut into fragments. The state of the material part at this moment differs significantly from its state at the time of completion of the solid propellant rocket engine. This difference is especially noticeable in engines in the construction of which there are heat-protective coatings and erosion-resistant materials. During the period from the end of the solid-propellant solid-propellant rocket tester to the instrumental monitoring of the state of heat-shielding and erosion-resistant materials, the latter are subjected to additional influences, which are caused by the burning out of the solid fuel residues in the combustion chamber, temperature equalization along the wall thickness, interaction with atmospheric oxygen, and pyrolysis gases. The heat released during this period causes additional coking of the heat-shielding materials, thermal damage to the structural elements of the structure, and a change in the chemical composition of some of the residues of the condensed combustion products. So, after testing in some cases, the formation of the smallest holes on the nozzle cover, cracking of the nozzle inserts, violation of the integrity of the sealing rings and other defects were observed.
Описанные процессы приводят к ошибочной оценке результатов испытаний и надежности работы конструкции РДТТ, что, в свою очередь, может существенно повысить погрешности расчетов удельного импульса тяги, требуемых толщин стенок корпуса и его теплозащиты.The described processes lead to an erroneous assessment of the test results and the reliability of the design of the solid propellant rocket motor, which, in turn, can significantly increase the errors in calculating the specific thrust impulse, the required wall thicknesses of the body and its thermal protection.
Наиболее эффективным средством фиксации состояния материальной части РДТТ после огневых стендовых испытаний (ОСИ) является организация гашения, при котором происходит быстрое прекращение процессов горения в двигателе, и устраняются или минимизируются эффекты последействия. К основным методам гашения РДТТ относятся: прекращение процесса горения заряда за счет вскрытия дополнительной площади истечения продуктов сгорания, что обеспечивает резкий спад давления; активное воздействие на процесс горения с помощью жидких, газообразных и порошкообразных гасящих веществ (хладагентов); изоляция от окружающей атмосферы объема камеры сгорания с помощью заглушек или инертной завесы; различные механические воздействия на двигатель, приводящие к отделению кокса от теплозащитных материалов. Из анализа вышеперечисленных методов следует отметить, что установка заглушек возможна только после окончания работы двигателя и определяется временем возможного подхода обслуживающего персонала к двигателю, а за это время процессы последействия практически заканчиваются и необходимая информация искажается или теряется совсем. Среди методов с использованием механического воздействия известны отделение кокса за счет микровзрыва в камере сгорания, проворачивание, обстукивание.The most effective means of fixing the state of the solid part of a solid propellant solid propellant rocket after fire bench tests (AIS) is the organization of extinguishing, in which there is a rapid cessation of combustion processes in the engine, and the effects of aftereffect are eliminated or minimized. The main methods of extinguishing solid propellant rocket engines include: termination of the charge combustion process by opening up an additional area of the expiration of the combustion products, which provides a sharp drop in pressure; active influence on the combustion process with the help of liquid, gaseous and powdery quenching substances (refrigerants); isolation of the volume of the combustion chamber from the surrounding atmosphere using plugs or an inert curtain; various mechanical effects on the engine, leading to the separation of coke from heat-protective materials. From the analysis of the above methods, it should be noted that the installation of plugs is possible only after the engine is finished and is determined by the time of the possible approach of the service personnel to the engine, and during this time the aftereffect processes almost end and the necessary information is distorted or completely lost. Among the methods using mechanical action, coke separation due to microexplosion in the combustion chamber, turning, tapping are known.
Наиболее значимый практический интерес представляет метод гашения двигателя, заключающийся в активном воздействии на процесс горения с помощью хладагентов. Основным способом подачи хладагента является принудительная подача хладагентов компактной струей в камеру сгорания через сопло или штуцер в корпусе.The most significant practical interest is the method of extinguishing the engine, which consists in actively influencing the combustion process with the help of refrigerants. The main method of supplying refrigerant is the forced supply of refrigerants in a compact stream into the combustion chamber through a nozzle or fitting in the housing.
Формирование компактной струи возможно с помощью различных установок и устройств. Часто используют имеющуюся на стенде стационарную водную систему пожаротушения. После окончания испытаний вода из шланга подается в камеру сгорания через критическое сечение сопла или отверстие в корпусе, вскрываемое предварительно системой аварийного выключения двигателя. Обычно вода заливается до уровня критического сечения сопла. Причем при горизонтальном расположении двигателя верхняя часть стенки камеры сгорания охлаждается только парами воды (Экспериментальные методы определения параметров двигателей специального назначения. И.М.Гладков, B.C.Мухаммедов, Е.Л.Валуев, В.И.Черепанов, Москва, 1993, стр.69). Но описанный способ небезопасен, так как из сопла периодически происходит выброс парогазовой смеси.The formation of a compact jet is possible with the help of various installations and devices. Often use the stationary water extinguishing system available at the stand. After testing, water from the hose is supplied to the combustion chamber through a critical section of the nozzle or a hole in the housing, which is previously opened by the emergency engine shutdown system. Typically, water is poured to the critical section of the nozzle. Moreover, with a horizontal arrangement of the engine, the upper part of the wall of the combustion chamber is cooled only by water vapor (Experimental methods for determining the parameters of special-purpose engines. I.M. Gladkov, BC Mukhammedov, E. L. Valuev, V. I. Cherepanov, Moscow, 1993, p. 69). But the described method is unsafe, since the vapor-gas mixture is periodically released from the nozzle.
Существуют способы гашения работающего РДТТ при испытаниях, основанные на подаче хладагента в камеру сгорания испытуемого РДТТ через отверстия, специально предназначенные для этого, или через систему узлов отбора давления, использующихся для измерения давления в камере РДТТ (Экспериментальные методы определения параметров двигателей специального назначения. И.М.Гладков, B.C.Мухаммедов, Е.Л.Валуев, В.И.Черепов, Москва, 1993, стр.69).There are methods of extinguishing a working solid propellant rocket during tests, based on the supply of refrigerant to the combustion chamber of the solid rocket motor tested through openings specially designed for this, or through a system of pressure selection units used to measure the pressure in the solid rocket motor (Experimental methods for determining the parameters of special-purpose engines. I. M.Gladkov, BCMukhammedov, E.L. Valuev, V.I. Cherepov, Moscow, 1993, p. 69).
Подача хладагента в камеру РДТТ может осуществляться непосредственно от источника (например, резервуара высокого давления). Задействование системы гашения при таком способе неизбежно происходит с существенной задержкой, искажающей результаты оценок фактического состояния материальной части РДТТ, поскольку для осуществления подачи хладагента оператору необходим доступ к РДТТ непосредственно в момент завершения его работы, что по условиям безопасности выполнения работ практически не представляется возможным. Кроме того, такой способ не обеспечивает возможность автоматизации процесса гашения.The supply of refrigerant to the solid propellant chamber can be carried out directly from the source (for example, a high pressure tank). The use of the extinguishing system with this method inevitably occurs with a significant delay, distorting the results of assessments of the actual state of the material part of the solid propellant rocket motor, since for the refrigerant to be supplied to the operator, it is necessary to access the solid propellant rocket rocket fuel right at the moment of completion of its work, which is practically impossible under the safety conditions. In addition, this method does not provide the ability to automate the blanking process.
Наиболее близким техническим решением является способ гашения РДТТ при испытаниях, основанный на подаче хладагента через устройство (клапан), открывающееся по команде с пульта управления испытанием. (Экспериментальные методы определения параметров двигателей специального назначения. И.М.Гладков, В.С.Мухаммедов, Е.Л.Валуев, В.И.Черепов, Москва, 1993, стр.72).The closest technical solution is the method of extinguishing solid propellant rocket motors during testing, based on the supply of refrigerant through a device (valve) that opens upon command from the test control panel. (Experimental methods for determining the parameters of special-purpose engines. I.M. Gladkov, V.S. Muhammedov, E.L. Valuev, V.I. Cherepov, Moscow, 1993, p. 72).
Команда на открытие устройства подается в момент времени, когда ожидаемые (расчетные) параметры РДТТ достигают значений, соответствующих окончанию его работы.The command to open the device is given at the time when the expected (calculated) parameters of the solid propellant rocket motor reach the values corresponding to the end of its operation.
Однако и при таком способе подачи не представляется возможным осуществить гашение непосредственно в заданные момент времени при заданном уровне давления в камере сгорания РДТТ, так как время подачи хладагента в реальном опыте зависит от точности расчета заданных для гашения рабочих параметров давления двигателя и запаздывания, связанного с реакцией оператора.However, even with such a supply method, it is not possible to extinguish directly at a given point in time at a given pressure level in the solid propellant combustion chamber, since the refrigerant supply time in real experience depends on the accuracy of calculation of the engine pressure parameters and the delay associated with the reaction the operator.
Задачей настоящего изобретения является создание способа, позволяющего повысить достоверность информации о состоянии материальной части после испытаний при уменьшении влияния человеческого фактора.The objective of the present invention is to provide a method to improve the reliability of information about the condition of the material after testing while reducing the influence of the human factor.
Решение поставленной задачи достигается при реализации способа гашения РДТТ при испытаниях, основанного на подаче хладагента в камеру сгорания испытуемого РДТТ, при этом подачу хладагента предварительно осуществляют к устройству, обеспечивающему подачу хладагента в камеру сгорания непосредственно в момент окончания работы РДТТ, причем предварительная подача хладагента производится в диапазоне времени от момента выхода РДТТ на режим до начала спада давления, когда уровень давления в РДТТ выше заданного давления подачи хладагента в камеру сгорания. Устройством, обеспечивающим подачу хладагента в камеру сгорания непосредственно в момент окончания работы РДТТ, может быть настроенный на срабатывание при заданном давлении (перепаде давлений) обратный клапан.The solution to this problem is achieved by implementing the method of extinguishing the solid propellant rocket during tests, based on the supply of refrigerant to the combustion chamber of the test solid propellant rocket engine, while the refrigerant is preliminarily supplied to the device that supplies the refrigerant to the combustion chamber immediately at the end of the solid rocket motor operation, and the preliminary refrigerant charge is made in the time range from the moment the solid propellant rocket enters the regime until the start of the pressure drop when the pressure level in the solid propellant rocket is higher than the specified refrigerant supply pressure in amer of combustion. A device providing the supply of refrigerant to the combustion chamber immediately at the time of operation of the solid propellant rocket shutter can be a non-return valve configured to operate at a given pressure (differential pressure).
Предлагаемый способ отличается от прототипа тем, что при этом подачу хладагента предварительно осуществляют к устройству, обеспечивающему подачу хладагента в камеру сгорания непосредственно в момент окончания работы РДТТ, причем предварительная подача хладагента производится в диапазоне времени от момента выхода РДТТ на режим до начала спада давления, когда уровень давления в РДТТ выше заданного давления подачи хладагента в камеру сгорания.The proposed method differs from the prototype in that the refrigerant is preliminarily supplied to a device that supplies refrigerant to the combustion chamber immediately at the end of operation of the solid propellant, and the preliminary supply of refrigerant is made in the time range from the moment the solid propellant is released to the mode until the pressure drops, when the pressure level in the solid propellant rocket motor is higher than the preset pressure of the refrigerant supply to the combustion chamber.
Подача хладагента через отсечной клапан, которая предварительно осуществляется к устройству, обеспечивающему подачу хладагента в камеру сгорания в определенном диапазоне времени, позволяет полностью автоматизировать процесс работы установки, реализующей указанный способ, осуществить гашение непосредственно в заданный момент времени и, в конечном итоге, существенно снизить погрешность (до 20%) определения массы уносимых в процессе испытаний РДТТ теплозащитных покрытий и эрозионностойких материалов и, соответственно, повысить точность определения удельного импульса тяги РДТТ и ресурсов стойкости этих покрытий и материалов.The supply of refrigerant through the shut-off valve, which is preliminarily carried out to the device that provides the supply of refrigerant to the combustion chamber in a certain time range, allows you to fully automate the operation of the installation that implements the specified method, to extinguish directly at a given point in time and, ultimately, significantly reduce the error (up to 20%) determination of the mass of heat-resistant coatings and erosion-resistant materials carried away during the test of solid propellant solid propellants and, accordingly, increase the accuracy l determination of the specific impulse of the solid propellant rocket motor and the durability resources of these coatings and materials.
Известна установка для гашения работающего РДТТ, которая позволяет подавать хладагент в камеру сгорания двигателя (Экспериментальные методы определения параметров двигателей специального назначения. И.М.Гладков, B.C.Мухаммедов, Е.Л.Валуев, В.И.Черепов, Москва, 1993, стр.72).Known installation for extinguishing a working solid propellant rocket engine, which allows to supply refrigerant to the combustion chamber of the engine (Experimental methods for determining the parameters of special-purpose engines. I.M. Gladkov, BCMukhammedov, E.L. Valuev, V.I. Cherepov, Moscow, 1993, p. .72).
Существует также установка, состоящая из источника хладагента, связанного с помощью трубопровода через отсечной клапан с камерой испытуемого РДТТ. Используется схема гашения двигателя, при которой хладагент подается в камеру сгорания после срабатывания отсечного клапана (Экспериментальные методы определения параметров двигателей специального назначения. И.М.Гладков, B.C.Мухаммедов, Е.Л.Валуев, В.И.Черепов, Москва, 1993, стр.72).There is also an installation consisting of a source of refrigerant connected via a pipeline through a shut-off valve to the chamber of the solid propellant under test. An engine quenching scheme is used, in which the refrigerant is supplied to the combustion chamber after the shut-off valve is activated (Experimental methods for determining the parameters of special-purpose engines. I.M. Gladkov, BCMukhammedov, E.L. Valuev, V.I. Cherepov, Moscow, 1993, p. 72).
Недостаток описанных установок состоит в том, что необходима команда оператора на гашение. Такая команда может быть подана в расчетный, заранее фиксированный момент времени. Однако в реальном испытании в расчетный момент времени опытные параметры в двигателе могут отличаться от расчетных, следовательно, при гашении реальное состояние материальной части будет отлично от того, которое требовалось определить (например, при заданном давлении РДТТ). Задержка команды из-за человеческого фактора тоже приводит к искажению реального состояния конструкции, что не позволяет дать заключение по требуемому тепловому состоянию конструкции и надежности работы.The disadvantage of the described installations is that an operator command for blanking is necessary. Such a command can be given at a calculated, pre-fixed point in time. However, in a real test at the estimated time, the experimental parameters in the engine may differ from the calculated ones, therefore, when extinguishing, the real state of the material part will be different from that which was required to be determined (for example, at a given solid propellant pressure). The delay of the team due to the human factor also leads to a distortion of the real state of the structure, which does not allow us to give an opinion on the required thermal state of the structure and reliability.
Для устранения указанных недостатков с целью повышения достоверности информации о состоянии материальной части после испытаний и уменьшения влияния человеческого фактора предлагается установка, реализующая предложенный способ.To eliminate these shortcomings in order to improve the reliability of information about the state of the material after testing and to reduce the influence of the human factor, an installation is proposed that implements the proposed method.
Поставленная задача решается предлагаемой конструкцией установки, которая содержит источник хладагента, связанный с помощью трубопровода через отсечной клапан с камерой сгорания испытуемого РДТТ, при этом между отсечным клапаном и испытуемым РДТТ на трубопроводе установлено устройство, обеспечивающее подачу хладагента в камеру сгорания, настроенное на давление срабатывания, соответствующее требуемому для гашения уровню давления в камере РДТТ, кроме того, трубопровод снабжен датчиком давления, который расположен между отсечным клапаном и устройством, обеспечивающем подачу хладагента в камеру сгорания.The problem is solved by the proposed design of the installation, which contains a source of refrigerant connected through a shut-off valve to the combustion chamber of the test solid propellant through a shut-off valve, while a device is installed between the shut-off valve and the test solid-propellant solid-propellant on the pipeline, which supplies the refrigerant to the combustion chamber, which is set to operate pressure corresponding to the pressure level required for extinguishing in the solid-propellant chamber, in addition, the pipeline is equipped with a pressure sensor, which is located between the shut-off valve anom and a device providing the supply of refrigerant to the combustion chamber.
Предлагаемая установка отличается от прототипа тем, что в ней между отсечным клапаном и испытуемым РДТТ на трубопроводе установлено устройство, обеспечивающее подачу хладагента в камеру сгорания, настроенное на давление срабатывания, соответствующее требуемому для гашения уровню давления в камере РДТТ, кроме того, трубопровод снабжен датчиком давления, который расположен между отсечным клапаном и устройством, обеспечивающем подачу хладагента в камеру сгорания.The proposed installation differs from the prototype in that a device is installed between the shut-off valve and the solid propellant test device in the pipeline, which provides refrigerant supply to the combustion chamber, which is set to the set pressure corresponding to the pressure level required in the solid-fuel chamber to suppress, in addition, the pipeline is equipped with a pressure sensor , which is located between the shut-off valve and the device that provides the supply of refrigerant to the combustion chamber.
С помощью отсечного клапана осуществляется дистанционная подача хладагента, для подачи его в момент времени достижения требуемого давления в камере сгорания срабатывает обратный клапан, настроенный на указанное давление. При этом для исключения возможности его срабатывания на выходе РДТТ на режим (когда уровень давления соответствует заданному на спаде) срабатывание отсечного клапана (подача хладагента к обратному клапану) осуществляется при уровне давления в РДТТ большем, чем заданное.By means of a shut-off valve, the refrigerant is remotely supplied, to supply it at the time it reaches the required pressure in the combustion chamber, a non-return valve that is set to the specified pressure is activated. At the same time, to exclude the possibility of its operation at the output of the solid propellant rocket motor to the mode (when the pressure level corresponds to the set value on the decline), the shut-off valve (supply of refrigerant to the non-return valve) is actuated at a pressure level in the solid propellant rocket greater than the set pressure.
Предлагаемый способ реализуется описанной установкой для гашения РДТТ, сущность которой иллюстрируется фиг.The proposed method is implemented by the described apparatus for suppressing solid propellant rocket motors, the essence of which is illustrated in FIG.
При подготовке к испытанию РДТТ в источник хладагента установки (1) закачивается хладагент, например газообразный азот, и создается давление, гарантированно большее, чем давление работающего РДТТ, открывается вентиль источника хладагента (1), хладагент по трубопроводу (2), проходит к отсечному клапану (3). Установка готова к работе. В дальнейшем, при проведении огневых стендовых испытаний (ОСИ), функционирование установки происходит в автоматическом режиме.In preparation for testing the solid propellant solid fuel, refrigerant, for example nitrogen gas, is pumped into the refrigerant source (1), and a pressure is created that is guaranteed to be greater than the working solid propellant pressure, the refrigerant source valve opens (1), the refrigerant passes through the pipeline (2) to the shut-off valve (3). The installation is ready to go. In the future, when conducting fire bench tests (OSI), the operation of the installation occurs in automatic mode.
После запуска испытуемого РДТТ при достижении в камере РДТТ давления, контролируемого датчиком (7), большего, чем давление, на которое настроено устройство, обеспечивающее подачу хладагента в камеру сгорания (5), например обратный клапан (4) осуществляется подача хладагента через отсечной клапан (3) к обратному клапану (4). Датчик давления (6) показывает, что отсечной клапан (3) сработал и хладагент находится перед обратным клапаном (4). В момент спада давления в двигателе путем автоматического срабатывания обратного клапана (4), настроенного на давление, соответствующее гашению в камере, хладагент подается в камеру сгорания РДТТ (5) через штуцер в донной части. Установка, реализующая предложенный способ, обеспечивает своевременное гашение РДТТ хладагентом, исключает процесс последействия на материалы корпуса.After starting the test solid propellant rocket engine when the pressure in the solid rocket chamber reaches the pressure controlled by the sensor (7), greater than the pressure that the device is configured to supply refrigerant to the combustion chamber (5), for example, a check valve (4), the refrigerant is fed through the shut-off valve ( 3) to the check valve (4). The pressure sensor (6) indicates that the shut-off valve (3) has been activated and the refrigerant is in front of the check valve (4). When the pressure in the engine drops, by automatically activating the check valve (4), which is set to the pressure corresponding to the quenching in the chamber, the refrigerant is supplied to the solid propellant combustion chamber (5) through the fitting in the bottom. An installation that implements the proposed method provides timely extinguishing of solid propellant solid propellant by a refrigerant, eliminates the aftereffect on housing materials.
Предложенный способ и установка позволяют сделать правильную оценку результатов испытаний, оценить надежность работы конструкции РДТТ, правильно подсчитать удельный импульс тяги, определить минимально потребные толщины стенок корпуса и его теплозащиты, а также уносы и прококсовку эрозионностойких материалов проточного тракта.The proposed method and installation make it possible to correctly evaluate the test results, evaluate the reliability of the solid propellant rocket engine design, correctly calculate the specific thrust impulse, determine the minimum required wall thicknesses of the casing and its thermal protection, as well as ablation and coking of erosion-resistant materials of the flow path.
Предлагаемый способ гашения работающего РДТТ при испытаниях и установка для его осуществления реализуемы практически, составные элементы устройства не являются дефицитными. Способ и устройство успешно применяются при отработке реактивных двигателей на этапах научно-технических работ, сдаче изделий в серию.The proposed method of extinguishing a working solid propellant rocket during testing and installation for its implementation are practically feasible, the constituent elements of the device are not scarce. The method and device are successfully used in the development of jet engines at the stages of scientific and technical work, delivery of products in series.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011133070/06A RU2477810C1 (en) | 2011-08-05 | 2011-08-05 | Method for damping of operating solid-propellant rocket engine during tests, and plant for its implementation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011133070/06A RU2477810C1 (en) | 2011-08-05 | 2011-08-05 | Method for damping of operating solid-propellant rocket engine during tests, and plant for its implementation |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2011133070A RU2011133070A (en) | 2013-02-10 |
| RU2477810C1 true RU2477810C1 (en) | 2013-03-20 |
Family
ID=49119617
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011133070/06A RU2477810C1 (en) | 2011-08-05 | 2011-08-05 | Method for damping of operating solid-propellant rocket engine during tests, and plant for its implementation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2477810C1 (en) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2559903C1 (en) * | 2014-08-06 | 2015-08-20 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Искра"(ПАО"НПО"Искра") | Plant for damping operating solid-propellant rocket engine when being tested in gas-dynamic pipe |
| RU2580239C1 (en) * | 2015-04-16 | 2016-04-10 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Apparatus for damping solid propellant rocket engine during tests |
| RU2604471C1 (en) * | 2015-07-06 | 2016-12-10 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Plant for damping of solid-propellant rocket engine during tests |
| RU2647747C1 (en) * | 2017-05-03 | 2018-03-19 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Apparatus for damping solid propellant rocket engine during tests |
| CN109186918A (en) * | 2018-10-21 | 2019-01-11 | 西安航天动力测控技术研究所 | A kind of solid propellant rocket fall-down test frame of mechanical triggering release |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1605339A (en) * | 1957-03-15 | 1974-10-31 | Extinction system for solid fuel reaction motor - fuel chamber suddenly decompressed, and water injected simultaneously | |
| RU2140002C1 (en) * | 1998-04-06 | 1999-10-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2171389C2 (en) * | 1999-03-23 | 2001-07-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Controlled rocket engine |
| RU2323364C1 (en) * | 2006-07-03 | 2008-04-27 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Уфимский государственный авиационный технический университет | Controlled solid-propellant rocket engine |
| RU2397356C1 (en) * | 2009-01-11 | 2010-08-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid propellant rocket engine |
-
2011
- 2011-08-05 RU RU2011133070/06A patent/RU2477810C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1605339A (en) * | 1957-03-15 | 1974-10-31 | Extinction system for solid fuel reaction motor - fuel chamber suddenly decompressed, and water injected simultaneously | |
| RU2140002C1 (en) * | 1998-04-06 | 1999-10-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2171389C2 (en) * | 1999-03-23 | 2001-07-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Controlled rocket engine |
| RU2323364C1 (en) * | 2006-07-03 | 2008-04-27 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Уфимский государственный авиационный технический университет | Controlled solid-propellant rocket engine |
| RU2397356C1 (en) * | 2009-01-11 | 2010-08-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid propellant rocket engine |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Конструкция и отработка РДТТ//Под ред. А.М.Винницкого. - М.: Машиностроение, 1980, стр.116-118. * |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2559903C1 (en) * | 2014-08-06 | 2015-08-20 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Искра"(ПАО"НПО"Искра") | Plant for damping operating solid-propellant rocket engine when being tested in gas-dynamic pipe |
| RU2580239C1 (en) * | 2015-04-16 | 2016-04-10 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Apparatus for damping solid propellant rocket engine during tests |
| RU2604471C1 (en) * | 2015-07-06 | 2016-12-10 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Plant for damping of solid-propellant rocket engine during tests |
| RU2647747C1 (en) * | 2017-05-03 | 2018-03-19 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Apparatus for damping solid propellant rocket engine during tests |
| CN109186918A (en) * | 2018-10-21 | 2019-01-11 | 西安航天动力测控技术研究所 | A kind of solid propellant rocket fall-down test frame of mechanical triggering release |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2011133070A (en) | 2013-02-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2477810C1 (en) | Method for damping of operating solid-propellant rocket engine during tests, and plant for its implementation | |
| US11752375B2 (en) | Fire suppression systems | |
| Takeno et al. | Dispersion and explosion field tests for 40 MPa pressurized hydrogen | |
| CN102879427A (en) | Multifunctional testing system for suppressing explosion of flammable gas by water mist and testing method implementing same | |
| CN104297006B (en) | LNG leakage water curtain restraint experiment device | |
| US10132722B2 (en) | Systems and methods for ignition source testing with flammable foam | |
| CN113915641B (en) | Intelligent gas burner ignition system | |
| CN109580869A (en) | The fire protecting performance test method and its test device of civil aircraft component and its attachment | |
| CN101876655B (en) | Gas inflammability tester | |
| RU2526601C1 (en) | Explosionproof membrane test bench | |
| CN107576687A (en) | Plastic fuel tank combustibility test method of testing | |
| RU2514326C1 (en) | Unit for testing high-altitude solid-propellant rocket engines | |
| CN104297424A (en) | LNG leakage water curtain inhibition experiment method | |
| CN104931529A (en) | Test method of safe critical partial pressure of vinyl acetylene gas | |
| RU2559903C1 (en) | Plant for damping operating solid-propellant rocket engine when being tested in gas-dynamic pipe | |
| RU2631371C1 (en) | Power installation test method and test bench for its implementation | |
| CN111122194B (en) | System for testing fire resistance and burning resistance of airborne flame suppressor of liquid hexane | |
| CN104931530A (en) | Test method of safe critical partial pressure of easily-decomposable gas | |
| Butz et al. | Application of fine water mists to hydrogen deflagrations | |
| CN112903299B (en) | Aeroengine test bed and fire extinguishing method | |
| Ellis | Evaluation of a torch ignition system for propulsion | |
| Villemarette et al. | 870lbf Reaction Control System Tests using LOx/Ethanol and LOx/Methane at White Sands Test Facility | |
| Richardson et al. | An experimental study of unconfined hydrogen/oxygen and hydrogen/air explosions | |
| RU195013U1 (en) | Reusable locking and starting device for gas extinguishing module | |
| RU2193681C2 (en) | Method of firing tests of liquid propellant rocket engines |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170806 |