RU2505699C1 - Method for determining combustion speed of solid rocket propellant - Google Patents
Method for determining combustion speed of solid rocket propellant Download PDFInfo
- Publication number
- RU2505699C1 RU2505699C1 RU2012145443/06A RU2012145443A RU2505699C1 RU 2505699 C1 RU2505699 C1 RU 2505699C1 RU 2012145443/06 A RU2012145443/06 A RU 2012145443/06A RU 2012145443 A RU2012145443 A RU 2012145443A RU 2505699 C1 RU2505699 C1 RU 2505699C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pressure
- sample
- combustion chamber
- combustion
- specimen
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Investigating Or Analyzing Materials Using Thermal Means (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для определения скорости горения твердых ракетных топлив (ТРТ) в зависимости от давления и температуры топлива. Опыт отработки ТРТ показывает, что экспериментальные значения скорости горения (особенно при низких давлениях для низкотемпературных и безметальных ТРТ) характеризуются существенным разбросом (до ±10…15%). Ошибка определения чувствительности скорости горения к изменениям давления и температуры топлива достигает при этом ±25…40%. Это практически исключает возможность надежного определения характеристик стационарного горения топлива и области устойчивых стационарных режимов горения, что является одним из условий обеспечения устойчивой работы РДТТ.The invention relates to rocket technology and can be used to determine the burning rate of solid rocket fuels (TRT) depending on the pressure and temperature of the fuel. Experience in working out TRT shows that the experimental values of the burning rate (especially at low pressures for low-temperature and non-metal TRT) are characterized by a significant scatter (up to ± 10 ... 15%). The error in determining the sensitivity of the burning rate to changes in pressure and temperature of the fuel reaches ± 25 ... 40%. This practically excludes the possibility of reliable determination of the characteristics of stationary fuel combustion and the region of stable stationary combustion modes, which is one of the conditions for ensuring the solid operation of solid propellant rocket motors.
В настоящее время известны способы определения скорости горения ТРТ с регистрацией перемещения поверхности горения методами кино- или видеосъемки процесса горения топлива, с использованием микроволновой техники [5, 6], светорегистраторов, измерения емкости или электропроводности продуктов сгорания, а также теоретические способы определения скорости по зависимости давления от времени, полученной при испытаниях ракетного двигателя [4, 7].Currently, there are known methods for determining the combustion rate of TRT with recording the movement of the combustion surface by film or video shooting of the fuel combustion process, using microwave technology [5, 6], light recorders, measuring the capacity or electrical conductivity of combustion products, as well as theoretical methods for determining the speed by dependence pressure versus time obtained when testing a rocket engine [4, 7].
Все эти способы обладают рядом недостатков, основным из которых является несовершенство систем регистрации перемещения фронта горения - основной характеристики для расчета скорости горения. Недостатком микроволнового СВЧ-метода является ошибка определения скорости горения, обусловленная неопределенностью в диэлектрической проницаемости различных ТРТ.All these methods have a number of disadvantages, the main of which is the imperfection of the systems for registering the movement of the combustion front - the main characteristic for calculating the burning rate. The disadvantage of the microwave microwave method is the error in determining the burning rate due to the uncertainty in the dielectric constant of various TRT.
Известен способ определения скорости горения ТРТ с использованием плавких проволочных электрических сигнализаторов [2, 3]. При прохождении фронта горения через эти сигнализаторы они плавятся и перегорают, что сопровождается скачкообразным возрастанием сопротивления электрической цепи сигнализаторов. Эти моменты времени фиксируются системой регистрации.A known method of determining the burning rate of TRT using fusible wire electric signaling devices [2, 3]. When the combustion front passes through these signaling devices, they melt and burn out, which is accompanied by an abrupt increase in the electrical circuit resistance of the signaling devices. These points in time are recorded by the registration system.
Скорость горения определяется из соотношения:The burning rate is determined from the ratio:
где L0 - расстояние между сигнализаторами или база (длина контрольного участка образца, на котором определяется скорость горения); τ1 и τ2 - моменты времени, соответствующие перегоранию первого и второго сигнализаторов.where L 0 is the distance between the signaling devices or the base (the length of the control section of the sample, on which the burning rate is determined); τ 1 and τ 2 - time points corresponding to the burnout of the first and second signaling devices.
Недостатком данного способа является несоответствие моментов времен выхода поверхности горения на сигнализатор и перегорания сигнализатора. Этот эффект обусловлен тепловой инерционностью сигнализаторов, которые плавятся при прохождении через них не поверхности горения, а фронта пламени, положение которого относительно поверхности горения сильно зависит от давления, температуры продуктов сгорания топлива и усугубляется гетерогенной структурой топлива. Для низкотемпературных топлив с выраженной гетерогенной структурой (наличие частиц охладителей и окислителей, сильно различающихся по размерам), имеющих температуру в приповерхностных слоях газовой фазы, сопоставимую или более низкую по сравнению с температурой плавления сигнализаторов, отмеченный эффект может достигать нескольких секунд (от 2 до 11 с). Это вносит существенную ошибку в определение времени выгорания контрольного участка и, соответственно, скорости горения низкотемпературных топлив, особенно в области низких давлений, где имеет место выраженная двухпламенная структура волны горения. Температура первичного пламени, как правило, на 100…250°C ниже температуры плавления сигнализаторов. Здесь речь идет о сигнализаторах, изготавливаемых из медной проволоки. Сигнализаторы из более легкоплавких материалов (олово, цинк) имеют температуру плавления, сопоставимую с температурой поверхности горения топлива, но не обладают достаточной механической прочности, часто рвутся при монтаже в образец топлива, что исключает возможность их применения для определения скорости горения в опытном и серийном производстве. Сказанное выше ставит под сомнение заявленную для этого способа погрешность в определении времени горения образца в 1…5 миллисекунд для рассматриваемых топлив. Следует отметить, что метод определения скорости горения с использованием плавких проволочных электрических сигнализаторов характеризуется значительными затратами ручного труда, связанными с монтажом сигнализаторов в образце, не обладает должной помехозащищенностью при действии различного рода наводок и помех при регистрации электрического сигнала.The disadvantage of this method is the mismatch of the times of the exit of the combustion surface to the detector and burnout of the detector. This effect is due to the thermal inertia of the signaling devices, which melt when the flame front and not the combustion surface pass through them, the flame front, the position of which relative to the combustion surface strongly depends on pressure, temperature of the fuel combustion products and is aggravated by the heterogeneous structure of the fuel. For low-temperature fuels with a pronounced heterogeneous structure (the presence of particles of coolers and oxidizing agents that vary greatly in size), which have a temperature in the surface layers of the gas phase comparable to or lower than the melting point of the signaling devices, this effect can reach several seconds (from 2 to 11 from). This introduces a significant error in determining the burnup time of the control section and, accordingly, the burning rate of low-temperature fuels, especially in the low-pressure region, where there is a pronounced two-flame structure of the combustion wave. The temperature of the primary flame, as a rule, is 100 ... 250 ° C lower than the melting temperature of the signaling devices. Here we are talking about signaling devices made of copper wire. Signaling devices made of more fusible materials (tin, zinc) have a melting temperature comparable to the temperature of the fuel combustion surface, but do not have sufficient mechanical strength, often break when installed in a fuel sample, which excludes the possibility of their use for determining the burning rate in pilot and serial production . The foregoing casts doubt on the error declared for this method in determining the burning time of a sample of 1 ... 5 milliseconds for the fuels under consideration. It should be noted that the method of determining the burning rate using fusible wire electric signaling devices is characterized by significant manual labor associated with the installation of signaling devices in the sample, it does not have adequate noise immunity under the influence of various kinds of interference and interference during the registration of an electric signal.
От перечисленных недостатков, связанных с особенностями работы электрических сигнализаторов, свободен способ, описанный в патенте «Установка для определения скорости горения твердого ракетного топлива» [1]. Там для определения моментов τ1- прохождения фронта пламени в качестве сигнализаторов в образце используются подсыпки дымного ружейного пороха (ДРП) или измельченного ТРТ. Подсыпки в момент выхода на них фронта горения (поверхности горения) сгорают, создавая всплеск газоприхода и соответственно давления в камере сгорания, который фиксируется датчиком давления. Этот способ выбран авторами в качестве прототипа.From the listed disadvantages associated with the features of the electrical signaling devices, the method described in the patent "Installation for determining the burning rate of solid rocket fuel" [1] is free. There, to determine the moments of τ 1 - the passage of the flame front, as signaling devices in the sample, addi- tions of smoky gunpowder (DRP) or ground TRT are used. Additives at the moment the combustion front (combustion surface) comes out on them burn up, creating a surge in the gas intake and, accordingly, the pressure in the combustion chamber, which is detected by the pressure sensor. This method is selected by the authors as a prototype.
Недостатком данного способа является низкая технологичность сборки образцов, наличие опасных ручных операций, а также неточности в определении скорости горения из-за сложности обеспечения параллельности торцов образца и сверлений. Амплитуда всплесков давления, как правило, невелика, что снижает надежность определения их местоположения на осциллограмме давления и, соответственно, времени выгорания контрольного участка.The disadvantage of this method is the low manufacturability of the assembly of samples, the presence of dangerous manual operations, as well as inaccuracies in determining the burning rate due to the difficulty of ensuring parallelism of the ends of the sample and drilling. The amplitude of the pressure bursts is usually small, which reduces the reliability of determining their location on the pressure waveform and, accordingly, the burnup time of the control section.
Технической задачей изобретения является разработка способа определения скорости горения ТРТ, позволяющего с высокой точностью определять длину и время горения контрольного участка без использования сигнализаторов прохождения фронта пламени и подсыпки ДРП. Решение этой задачи позволит существенно снизить разбросы скорости горения, повысить технологичность подготовки (сборки) образца к испытанию и снизить затраты на определение скорости горения.An object of the invention is to develop a method for determining the rate of combustion of TRT, which allows to determine with high accuracy the length and time of burning of the control section without the use of signaling the passage of the flame front and adding DRP. The solution to this problem will significantly reduce the spread of the burning rate, increase the manufacturability of the preparation (assembly) of the sample for testing and reduce the cost of determining the burning rate.
Поставленная задача решается тем, что в известном способе определения скорости горения ТРТ, включающем монтаж и сжигание стержневого образца ТРТ с запальным проводником в камере сгорания, имеющей систему регистрации непрерывного изменения давления, а также вентили подачи и сброса давления, выполняются следующие операции. Перед монтажом образец опускают в бронестаканчик, предварительно заполненный неотвержденным бронирующим составом таким образом, чтобы этот состав полностью закрыл боковую поверхность образца и верхний (на момент бронирования) торец, после чего проводят отверждение бронирующего состава. На открытом и бронированном торцах в плоскости осевого сечения образца перпендикулярно оси выполняют по одному пропилу шириной ~ 2…2,5 мм на глубину 6…10% длины образца со стороны открытого торца (верхний пропил) и со стороны бронированного торца (нижний пропил). Измеряют расстояние между вершинами пропилов, которое равно своду горения L0. Устанавливают в пропил со стороны бронированного торца отрезок огнепроводного шнура, имеющего собственную скорость горения 50…150 см/с, и изолируют полость пропила с размещенным в ней огнепроводным шнуром несколькими слоями изоляционной ленты, одновременно поджимая и фиксируя ею отрезок шнура для обеспечения контакта между шнуром и поверхностью топлива в вершине нижнего пропила. Изоляция полости пропила осуществляется с целью предотвращения проникновения в нее горячих газов при горении образца. Устанавливают в пропил со стороны открытого торца запальный проводник и соединяют концы проводника с гермовыводом. Монтируют образец вместе с гермовыводом в камере сгорания, герметизируют камеру сгорания с установленным образцом и подают в нее начальное давление из внешнего источника вентилем подачи давления. После этого поджигают образец и поддерживают давление в камере сгорания на заданном уровне рзад, сбрасывая избыточное давление через вентиль сброса в течение времени прохождения фронта горения от вершины верхнего пропила до вершины нижнего пропила. При выходе поверхности горения на огнепроводный шнур последний сгорает со скоростью, многократно превышающей скорость горения испытуемого топлива, в камере сгорания реализуется всплеск давления, сигнализирующий о выгорании контрольного участка образца и фиксируемый по манометру. После этого осуществляют сброс давления из камеры сгорания через вентиль сброса. Перечисленные выше операции повторяют при подготовке и сжигании последующих образцов.The problem is solved in that in the known method for determining the rate of combustion of TPT, including mounting and burning a core sample of TPT with an ignition conductor in a combustion chamber having a continuous pressure change recording system, as well as pressure supply and pressure relief valves, the following operations are performed. Before installation, the sample is lowered into an armored cup pre-filled with an uncured armor composition so that this composition completely covers the side surface of the sample and the top (at the time of booking) end face, after which the armor composition is cured. On the open and armored ends in the plane of the axial section of the sample perpendicular to the axis, one cut is performed ~ 2 ... 2.5 mm wide to a depth of 6 ... 10% of the length of the sample from the open end (upper cut) and from the armored end (lower cut). Measure the distance between the tops of the cuts, which is equal to the arch of burning L 0 . A cut of a fire-resistant cord having its own burning rate of 50 ... 150 cm / s is installed in the cut from the side of the armored end, and the cut cavity is insulated with the fire-resistant cord placed in it by several layers of insulating tape, while pressing and fixing it to cut the cord to ensure contact between the cord and fuel surface at the top of the lower cut. The cut cavity is insulated to prevent the penetration of hot gases into it during combustion of the sample. The ignition conductor is installed in the cut from the side of the open end and the ends of the conductor are connected to the hermetic outlet. Mount the sample together with the gas outlet in the combustion chamber, seal the combustion chamber with the installed sample and feed the initial pressure from the external source with the pressure feed valve. After that, the sample is ignited and the pressure in the combustion chamber is maintained at a predetermined level r ass , relieving excess pressure through the discharge valve during the passage of the combustion front from the top of the upper cut to the top of the lower cut. When the combustion surface exits onto the fire-retardant cord, the latter burns out at a speed many times higher than the burning rate of the test fuel, a pressure surge is realized in the combustion chamber, signaling that the control portion of the sample is burned out and is recorded by a manometer. After that, the pressure is released from the combustion chamber through the relief valve. The above operations are repeated in the preparation and burning of subsequent samples.
Время горения контрольного участка определяют по характерным точкам на осциллограмме давления - моменту начала устойчивого роста давления на начальном участке горения образца (τн) и моменту начала всплеска давления на конечном участке горения образца (τк). Приближенно время появления всплеска давления оценивается по формуле The burning time of the control section is determined by the characteristic points on the pressure waveform - the moment of the beginning of a steady increase in pressure in the initial section of the combustion of the sample (τ n ) and the moment of the start of the pressure surge in the final section of the combustion of the sample (τ to ). Approximately the time of occurrence of a pressure surge is estimated by the formula
где: u1 и ν - ожидаемые значения параметра u1 степенного закона горения топлива и чувствительности скорости горения к изменению давления.where: u 1 and ν are the expected values of the parameter u 1 power law of fuel combustion and the sensitivity of the burning rate to pressure changes.
Скорость горения определяют по формуле The burning rate is determined by the formula
Значение скорости горения uon соответствует среднеинтегральному опытному давлению в камере сгорания на интервале времени τк - τн и температуре топлива T0 on, которая фактически реализовалась на момент испытания при термостатировании образца на заданную температуру T0 зад. Значение T0 on фиксируется на бумажном или электронном носителе в процессе термостатирования образца и полагается известным.The value of the burning rate u on corresponds to the average integral test pressure in the combustion chamber over a time interval τ k - τ n and fuel temperature T 0 on , which was actually realized at the time of the test when the sample was thermostated to a given temperature T 0 ass . The value of T 0 on is fixed on paper or electronic media during the temperature control of the sample and is assumed to be known.
Среднеинтегральное опытное давление в камере сгорания на интервале времени τк - τн определяют по данным регистрации The average integral test pressure in the combustion chamber over a time interval τ k - τ n is determined by the registration data
Приведение скорости горения к заданным значениям давления и температуры T0 зад осуществляют по формуле Bringing the burning rate to the specified values of pressure and temperature T 0 ass is carried out according to the formula
где ν и β - чувствительность скорости горения к изменению давления и температуры топлива, соответственно.where ν and β are the sensitivity of the burning rate to changes in the pressure and temperature of the fuel, respectively.
Таким образом, скорость горения ТРТ, соответствующую заданным значениям давления и температуры топлива, определяют по формуле Thus, the combustion rate of TRT, corresponding to the specified values of pressure and temperature of the fuel, is determined by the formula
Перечисленные выше операции повторяют при требуемых уровнях давления и температуры топлива для последующих образцов и таким образом определяют зависимость скорости горения топлива от давления и температуры u(p, T0).The above operations are repeated at the required pressure and temperature of the fuel for subsequent samples and thus determine the dependence of the fuel burning rate on pressure and temperature u (p, T 0 ).
Применение огнепроводного шнура обусловлено тем, что температура его воспламенения составляет ~ 470…500 К, что практически совпадает с температурой поверхности горения низкотемпературного топлива. Это означает, что срабатывание шнура происходит именно в момент прохода через него поверхности горения топлива, а не фронта пламени, положение которого относительно поверхности горения зависит от давления. Таким образом, устраняется ошибка определения скорости горения, связанная с ошибочным определением моментов прохождения поверхности горения через сигнализаторы.The use of a fire-resistant cord is due to the fact that its ignition temperature is ~ 470 ... 500 K, which practically coincides with the temperature of the combustion surface of low-temperature fuel. This means that the actuation of the cord occurs precisely at the moment of passage of the fuel combustion surface through it, and not of the flame front, the position of which relative to the combustion surface depends on pressure. Thus, the error in determining the burning rate associated with the erroneous determination of the moments of passage of the combustion surface through the signaling devices is eliminated.
Длина отрезка огнепроводного шнура, устанавливаемого в пропил, примерно равна длине пропила (т.е. диаметру бронированного образца).The length of the length of the flame-retardant cord installed in the cut is approximately equal to the length of the cut (i.e., the diameter of the armored specimen).
Пропилы на глубину 6…10% выполняют в плоскости осевого сечения образца и перпендикулярно его оси для того, чтобы:Cutting to a depth of 6 ... 10% is performed in the plane of the axial section of the sample and perpendicular to its axis in order to:
- исключить ошибку измерения длины контрольного участка, обусловленную краевыми неровностями, имеющими место на открытом торце образца после отверждения бронирующего состава;- eliminate the error of measuring the length of the control section due to edge irregularities that occur on the open end of the sample after curing of the armor composition;
- облегчить процедуру замера длины контрольного участка;- facilitate the measurement of the length of the control section;
- обеспечить гарантированный выход вершины нижнего пропила в топливо со стороны бронированного торца образца;- to ensure a guaranteed exit of the top of the lower cut into the fuel from the armored end of the sample;
- реализовать при этом возможно максимальную длину контрольного участка;- at the same time realize the maximum length of the control section;
- иметь возможность устанавливать не один, а два или три отрезка огнепроводного шнура в нижний пропил с целью получения четкого сигнала (всплеска) на осциллограмме давления, фиксирующего момент выхода фронта горения на вершину нижнего пропила, при любом заданном давлении.- to be able to install not one, but two or three pieces of a flame-retardant cord in the lower cut with the aim of obtaining a clear signal (burst) on the pressure waveform, which fixes the moment the combustion front reaches the top of the lower cut, at any given pressure.
Ширина пропилов определяется удобством размещения в них огнепроводного шнура, имеющего поперечный размер ~ 2…2,5 мм.The width of the cuts is determined by the convenience of placing a flame-retardant cord in them, having a transverse size of ~ 2 ... 2.5 mm.
Отсутствие трудоемких ручных операций изготовления и установки сигнализаторов (пожароопасных подсыпок ДРП, измельченного ТРТ, проволочек и др.) существенно упрощает процедуру подготовки образца к испытаниям и снижает ее пожароопасность.The absence of time-consuming manual operations of manufacturing and installing signaling devices (fire hazardous bedding DRP, ground TRT, wires, etc.) significantly simplifies the procedure for preparing the sample for testing and reduces its fire hazard.
Точность определения скорости горения низкотемпературных ТРТ увеличивается за счет более точного определения длины контрольного участка образца и времени его выгорания. Последнее обеспечивается за счет получения четкого сигнала (всплеска) на осциллограмме давления в момент выхода фронта горения на огнепроводный шнур и отсутствия запаздывания по времени между выходом фронта горения на огнепроводный шнур и моментом его срабатывания.The accuracy of determining the burning rate of low-temperature TRT increases due to a more accurate determination of the length of the control section of the sample and the time of its burnout. The latter is ensured by obtaining a clear signal (burst) on the pressure waveform at the time the combustion front exits onto the fire-retardant cord and there is no time delay between the output of the combustion front to the fire-retardant cord and the moment of its operation.
Описанный выше способ определения скорости горения реализован при испытании образца низкотемпературного ТРТ в камере сгорания, описанной в прототипе. После изготовления (Фиг.1) стержневой образец топлива (1) сечением 16×16 мм и длиной 72 мм погружался в бронестаканчик (2), внутренним диаметром 23 мм и глубиной 72 мм, заполненный неотвержденным бронирующим составом. После погружения образца в бронестаканчик бронирующий состав полностью закрыл боковую поверхность образца и верхний (на момент бронирования) торец. Отверждение бронирующего состава осуществлялось в течение суток при температуре 40°C. После этого на открытом и бронированном торцах бронированного образца выполнялись в плоскости осевого сечения перпендикулярно оси образца два пропила: (3) - верхний (со стороны небронированного торца), и (4) - нижний (со стороны бронированного торца) глубиной 5,5 мм каждый. Измерялось расстояние между вершинами пропилов, которое составило L0=65,1 мм.The above-described method for determining the burning rate is implemented when testing a sample of low-temperature TRT in the combustion chamber described in the prototype. After manufacturing (Figure 1), a core fuel sample (1) with a cross section of 16 × 16 mm and a length of 72 mm was immersed in an armored cup (2), with an inner diameter of 23 mm and a depth of 72 mm, filled with an uncured armor compound. After immersing the sample in the armored cup, the armor completely covered the lateral surface of the sample and the upper (at the time of booking) end face. The curing of the armor was carried out during the day at a temperature of 40 ° C. After that, on the open and armored ends of the armored sample, two cuts were made in the axial section plane perpendicular to the axis of the sample: (3) the top (from the side of the unarmored end), and (4) the bottom (from the side of the armored end) 5.5 mm deep each . The distance between the tops of the cuts was measured, which was L 0 = 65.1 mm.
Далее (Фиг.2) в нижний пропил образца для определения скорости горения (5) осуществлялась установка отрезка огнепроводного шнура (6). С помощью изоляционной ленты (7) осуществлялась фиксация шнура в поджатом состоянии к вершине пропила и изоляция полости пропила. В полость верхнего пропила устанавливался запальный проводник (8), соединенный с гермовыводом (9) на контактной вставке (10).Next (Figure 2) in the lower cut of the sample to determine the burning rate (5) was the installation of a piece of fire-resistant cord (6). Using the insulating tape (7), the cord was fixed in a pressed state to the top of the cut and the isolation of the cavity of the cut. An ignition conductor (8) was installed in the cavity of the upper cut, connected to a pressure lead (9) on the contact insert (10).
Образец для определения скорости горения в сборе (далее по тексту - образец) монтировался в камере сгорания (Фиг.3). После герметизации корпуса камеры сгорания (11) крышкой (12) в нее подавалось вентилем подачи давления (13) начальное давление из внешнего источника (14) до уровня рн=45,5 ата, контролируемое по манометру (15). Это начальное давление обеспечивало горение образца при среднем давлении pon, близком к заданному давлению рзад=50 ата.A sample for determining the burning rate of the assembly (hereinafter referred to as the sample) was mounted in the combustion chamber (Figure 3). After sealing the body of the combustion chamber (11) with a cover (12), an initial pressure from an external source (14) was supplied to it by a pressure supply valve (13) to a level of p n = 45.5 atm, controlled by a pressure gauge (15). This initial pressure ensured combustion of the sample at an average pressure p on close to a given pressure p ass = 50 at.
Воспламенение топлива образца (5) осуществлялось подачей на запал электрического напряжения из блока запала (16). В процессе горения образца изменение давления р(τ) непрерывно фиксировалось системой регистрации: датчиком (17), преобразователем сигналов (18) и компьютером (19). Испытатель поддерживал давление в камере сгорания, контролируемое по манометру (15), на уровне заданного давления рзад=50 ата,Ignition of the fuel of the sample (5) was carried out by applying electric voltage to the fuse from the fuse block (16). During the combustion of the sample, the pressure change p (τ) was continuously recorded by the registration system: a sensor (17), a signal converter (18) and a computer (19). The tester maintained the pressure in the combustion chamber, controlled by a pressure gauge (15), at a predetermined pressure level p ass = 50 ata,
сбрасывая избыточное давление через вентиль сброса (20). После выхода фронта горения на огнепроводный шнур, размещенный в нижнем пропиле, произошел всплеск давления, что фиксировалось испытателем по манометру (15). После этого испытатель открывал вентиль сброса, окончательно сбрасывая давление из камеры сгорания.relieving excess pressure through a relief valve (20). After the combustion front exited onto the flame-retardant cord located in the lower cut, a pressure surge occurred, which was recorded by the tester using a manometer (15). After that, the tester opened the relief valve, finally relieving pressure from the combustion chamber.
Скорость горения определялась следующим образом. По формуле (2) и данным системы регистрации, определялось среднеинтегральное опытное давление pcp on=49,85 ата, при котором происходило горение образца (Фиг.4). Начало горения τн=0,11 с было зафиксировано на кривой давления по началу подъема давления при зажжении образца, а окончание - по времени начала всплеска давления τк - 20,93 с. Средняя скорость горения образца u=3,13 мм/с, соответствующая заданному давлению рзад-=50 ата, определена по формуле (3) при L0=65,1 мм, T0=20°C и T0 зад=20°C.The burning rate was determined as follows. According to the formula (2) and the registration system data, the average integral experimental pressure p cp on = 49.85 at was determined, at which the sample was burned (Figure 4). The beginning of combustion τ n = 0.11 s was recorded on the pressure curve at the beginning of the pressure rise during the ignition of the sample, and the end, according to the time of the start of the pressure surge τ k , was 20.93 s. The average burning rate of the sample u = 3.13 mm / s, corresponding to a given pressure p ass - = 50 ata, is determined by formula (3) at L 0 = 65.1 mm, T 0 = 20 ° C and T 0 ass = 20 ° C.
В испытаниях моменты τн и τк фиксировались с общей относительной инструментальной погрешностью измерения времени горения, не превышающей 0,034%.In the tests, the moments τ n and τ k were recorded with a total relative instrumental error in the measurement of the burning time not exceeding 0.034%.
Погрешность определения длины контрольного участка L0 образца (Фиг.1) определяется инструментальной погрешностью измерительного инструмента и непараллельностью вершин пропилов, которая при использовании соответствующего оборудования не превышает 0,4 мм. Предельная относительная ошибка определения длины контрольного участка образца при L0=65 мм составляет:The error in determining the length of the control section L 0 of the sample (Figure 1) is determined by the instrumental error of the measuring tool and the non-parallelism of the tops of the cuts, which when using the appropriate equipment does not exceed 0.4 mm The limiting relative error in determining the length of the control section of the sample at L 0 = 65 mm is:
- обусловленная инструментальной погрешностью ~±0,08%;- due to instrumental error ~ ± 0.08%;
- обусловленная непараллельностью вершин пропилов ±0,62%.- due to the non-parallelism of the tops of cuts ± 0.62%.
Предельная относительная ошибка канала измерения давления составляет ±0,3%. Таким образом, предельная относительная ошибка определения скорости горения предлагаемым способом не превышает ±0,7%.The limiting relative error of the pressure measurement channel is ± 0.3%. Thus, the limiting relative error in determining the burning rate of the proposed method does not exceed ± 0.7%.
С целью надежного определения времени воспламенения образца отрезок огнепроводного шнура может быть установлен и в вершине пропила со стороны открытого торца.In order to reliably determine the ignition time of a sample, a section of a fire-conducting cord can be installed at the top of the cut from the side of the open end.
Данные, полученные при испытаниях описанным способом, могут использоваться для прогнозирования скорости горения в натурных РДТТ. Проведенные работы по определению скорости горения низкотемпературных твердых ракетных топлив подтвердили высокую технико-экономическую эффективность предлагаемого способа.The data obtained during tests in the described manner can be used to predict the burning rate in full-scale solid propellant rocket motors. The work carried out to determine the burning rate of low-temperature solid rocket fuels confirmed the high technical and economic efficiency of the proposed method.
Использованные литературные источникиUsed literature
1. Ю.М.Милехин, М.А.Кондаков, С.А.Гусев, Б.В.Кононов, А.Т.Завьялов, В.И.Калашников. «Установка для определения скорости горения твердого ракетного топлива». Патент РФ №2406864 от 20.12.2010.1. Yu.M. Milekhin, M.A. Kondakov, S.A. Gusev, B.V. Kononov, A.T. Zavyalov, V.I. Kalashnikov. "Installation for determining the burning rate of solid rocket fuel." RF patent No. 2406864 dated 12/20/2010.
2. Ю.М.Милехин, Ю.П.Бабаков, В.А.Гамий, В.И.Калашников, B.C.Куренков. «Способ определения скорости горения твердого топлива». Патент РФ №2267636 от 10.01.06.2. Yu.M. Milekhin, Yu.P. Babakov, V. A. Gamy, V. I. Kalashnikov, B. C. Kurenkov. "Method for determining the burning rate of solid fuel." RF patent No. 2267636 dated January 10, 2006.
3. М. Баррер и др. «Ракетные двигатели».-М :Оборонгиз, 1962, стр.207.3. M. Barrer and others. “Rocket engines.” - M: Oborongiz, 1962, p. 207.
4. «Исследование РДТТ»/ Под редакцией М. Саммерфильда.-М: Иностранная литература. 1963, стр.120-136.4. “Research of solid propellant rocket engines” / Edited by M. Summerfield.-M: Foreign Literature. 1963, pp. 120-136.
5. Stand L.D., Schultz A.D., Reedy G.K. «Метод микроволнового эффекта Доплера для определения нестационарной скорости горения». Journal of Spacecraft and Rockets, 1974, vol.11, №2.5. Stand L.D., Schultz A.D., Reedy G.K. "The method of the microwave Doppler effect to determine the unsteady burning rate." Journal of Spacecraft and Rockets, 1974, vol. 11, No. 2.
6. Ю.М.Милехин, Ю.П.Бабаков, В.И.Калашников, А.Н.Ключников. «Установка для определения скорости горения ТРТ». Патент РФ №2194874 от 20.12.2002.6. Yu.M. Milekhin, Yu.P. Babakov, V.I. Kalashnikov, A.N. Klyuchnikov. "Installation for determining the rate of combustion of TRT." RF patent No. 2194874 dated 12/20/2002.
7. Ю.М.Милехин, Н.В.Сало, В.И.Калашников, А.Н.Ключников, В.М.Меркулов. «Модельный двигатель для определения скорости горения ТРТ». Патент РФ №2215170 от 27.10.2003.7. Yu.M. Milekhin, N.V. Salo, V.I. Kalashnikov, A.N. Klyuchnikov, V.M. Merkulov. "Model engine for determining the rate of combustion of TRT." RF patent №2215170 dated 10.27.2003.
Claims (2)
где τн - время начала подъема давления при зажигании образца,
и определяют скорость горения ТРТ, соответствующую заданным значениям давления и температуры топлива, по формуле
где ν и β - прогнозируемые значения чувствительности скорости горения испытуемого ТРТ к изменениям давления и температуры топлива, T0 зад и T0 oп - заданное и фактическое на момент испытания образца значение температуры топлива.1. The method of determining the burning rate of solid rocket fuel (TPT), including mounting and burning a core sample of TPT with an ignition conductor in a combustion chamber having a pressure recording system, as well as pressure supply and pressure relief valves, characterized in that before mounting the unarmored sample is lowered into an armored cup pre-filled with an uncured armored composition so that this armored structure completely covers the side surface and the upper end of the sample, the armored composition is cured, and then in a plane the axial section of the armored sample is performed on its open and armored ends, cuts with vertices perpendicular to the axis of the sample, and the depth of each cut 6 ... 10% of the length of the sample, measure the distance between the tops of the cuts L 0 , set in the cut from the side of the armored end from one to three sections of a fire-resistant cord having a burning speed of 50 ... 150 cm / s, isolate the cavity of the cut with the installed segment (s) of the fire-cord, set the ignition conductor, connected to the cut from the open end nyayut ends of the conductor sealed leads, mounted sample with the sealed leads into the combustion chamber, pressurized and supplied into it initial pressure of the external pressure supply valve ignited sample and the pressure in the combustion chamber at a predetermined pressure p ass relieving excessive pressure through the relief valve up to the moment τ to the appearance of a pressure surge in the combustion chamber, fixed by the manometer, after which the pressure is released from the combustion chamber, the average integral test pressure p cf registration system
where τ n is the time of the beginning of the pressure rise during ignition of the sample,
and determine the rate of combustion of the TRT, corresponding to the specified pressure and temperature of the fuel, according to the formula
where ν and β are the predicted values of the sensitivity of the test TRT burning speed to changes in fuel pressure and temperature, T 0 ass and T 0 op are the set and actual fuel temperature values at the time of testing the sample.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012145443/06A RU2505699C1 (en) | 2012-10-26 | 2012-10-26 | Method for determining combustion speed of solid rocket propellant |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012145443/06A RU2505699C1 (en) | 2012-10-26 | 2012-10-26 | Method for determining combustion speed of solid rocket propellant |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2505699C1 true RU2505699C1 (en) | 2014-01-27 |
Family
ID=49957743
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012145443/06A RU2505699C1 (en) | 2012-10-26 | 2012-10-26 | Method for determining combustion speed of solid rocket propellant |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2505699C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU172906U1 (en) * | 2017-02-14 | 2017-07-31 | Государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" Министерства обороны Российской Федерации | CONSTANT PRESSURE DEVICE FOR MEASURING THE RATE OF SOLID FUEL BURNING |
| RU182302U1 (en) * | 2017-07-17 | 2018-08-13 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | CONSTANT PRESSURE DEVICE FOR MEASURING THE RATE OF SOLID FUEL BURNING |
| RU2697072C1 (en) * | 2018-06-27 | 2019-08-12 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Apparatus for determining burning rate of solid fuel |
| CN111398515A (en) * | 2020-05-07 | 2020-07-10 | 浙江大学 | Accurate measurement device and method for ignition combustion process of solid propellant |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3201973A (en) * | 1962-12-14 | 1965-08-24 | John E Fitzgerald | Solid propellant burning rate detector |
| RU2167327C1 (en) * | 2000-08-25 | 2001-05-20 | Федеральный центр двойных технологий "Союз" | Plant for determination of rate of burning of solid rocket propellant |
| RU2201520C1 (en) * | 2002-01-29 | 2003-03-27 | Федеральный центр двойных технологий "Союз" | Model engine for determining burning rate of solid propellant in stressed-deformed state |
| RU2215170C1 (en) * | 2002-04-05 | 2003-10-27 | Федеральный центр двойных технологий "Союз" | Mockup engine for determining burning rate of rocket solid propellant |
| RU2267636C1 (en) * | 2004-06-18 | 2006-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Федеральный центр двойных технологий "Союз" (ФГУП "ФЦДТ "Союз") | Method to determine solid propellant burning rate |
| RU2406864C1 (en) * | 2009-09-02 | 2010-12-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Федеральный центр двойных технологий "Союз" (ФГУП "ФЦДТ "Союз") | Plant for determining burning speed of solid rocket fuel |
-
2012
- 2012-10-26 RU RU2012145443/06A patent/RU2505699C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3201973A (en) * | 1962-12-14 | 1965-08-24 | John E Fitzgerald | Solid propellant burning rate detector |
| RU2167327C1 (en) * | 2000-08-25 | 2001-05-20 | Федеральный центр двойных технологий "Союз" | Plant for determination of rate of burning of solid rocket propellant |
| RU2201520C1 (en) * | 2002-01-29 | 2003-03-27 | Федеральный центр двойных технологий "Союз" | Model engine for determining burning rate of solid propellant in stressed-deformed state |
| RU2215170C1 (en) * | 2002-04-05 | 2003-10-27 | Федеральный центр двойных технологий "Союз" | Mockup engine for determining burning rate of rocket solid propellant |
| RU2267636C1 (en) * | 2004-06-18 | 2006-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Федеральный центр двойных технологий "Союз" (ФГУП "ФЦДТ "Союз") | Method to determine solid propellant burning rate |
| RU2406864C1 (en) * | 2009-09-02 | 2010-12-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Федеральный центр двойных технологий "Союз" (ФГУП "ФЦДТ "Союз") | Plant for determining burning speed of solid rocket fuel |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU172906U1 (en) * | 2017-02-14 | 2017-07-31 | Государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" Министерства обороны Российской Федерации | CONSTANT PRESSURE DEVICE FOR MEASURING THE RATE OF SOLID FUEL BURNING |
| RU182302U1 (en) * | 2017-07-17 | 2018-08-13 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | CONSTANT PRESSURE DEVICE FOR MEASURING THE RATE OF SOLID FUEL BURNING |
| RU2697072C1 (en) * | 2018-06-27 | 2019-08-12 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Apparatus for determining burning rate of solid fuel |
| CN111398515A (en) * | 2020-05-07 | 2020-07-10 | 浙江大学 | Accurate measurement device and method for ignition combustion process of solid propellant |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2505699C1 (en) | Method for determining combustion speed of solid rocket propellant | |
| RU2406864C1 (en) | Plant for determining burning speed of solid rocket fuel | |
| CN103697935B (en) | End row's propellant transient state pressure release burning buckling behaviors proving installation | |
| CN201732084U (en) | Device for measuring low temperature low pressure burning rate of matters | |
| RU2558751C1 (en) | Control over aircraft engine capacitive ignition system | |
| RU2494275C2 (en) | Method of defining solid propellant combustion rate | |
| Cooper et al. | Effect of deflagration-to-detonation transition on pulse detonation engine impulse | |
| Zuberi et al. | Estimation of partial discharge inception voltages due to voids in solid sheet insulation | |
| CN207248805U (en) | The grading plant of dust combustion danger | |
| RU2338080C2 (en) | Method for controlling jet engine capacitive ignition system | |
| CN105258581A (en) | Low-air-pressure delay time test system for infantry grenade | |
| RU2267636C1 (en) | Method to determine solid propellant burning rate | |
| RU2578787C1 (en) | Method of determining combustion rate of solid rocket fuel | |
| JPS57132051A (en) | Air-fuel ratio measuring sensor and air-fuel ratio measuring method using said sensor | |
| US4981033A (en) | Gage for rocket motor data acquisition | |
| RU2718732C1 (en) | Method for determining relative detonation capacity of gaseous and dispersed condensed combustible materials and device for implementation thereof | |
| CN110400984B (en) | Fire test system and test method for new energy automobile battery system | |
| CN111046531B (en) | Baking combustion numerical simulation calculation method for HTPE type solid engine | |
| CN114034731A (en) | Dual-function determination device and method for explosive heat and explosive pressure of energetic material | |
| CN109541123B (en) | Solid oxidability testing device and application thereof | |
| CN114563638A (en) | Simulation test device for cable thermal failure and test method thereof | |
| US3580049A (en) | Rocket burn rate testing device | |
| US2433729A (en) | Electric cable | |
| US20170288376A1 (en) | System and method for testing breakdown voltage/dielectric strength of spark plug insulators | |
| RU2701522C1 (en) | High pressure manometric bomb |