RU2514326C1 - Установка для испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе - Google Patents
Установка для испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе Download PDFInfo
- Publication number
- RU2514326C1 RU2514326C1 RU2013104045/06A RU2013104045A RU2514326C1 RU 2514326 C1 RU2514326 C1 RU 2514326C1 RU 2013104045/06 A RU2013104045/06 A RU 2013104045/06A RU 2013104045 A RU2013104045 A RU 2013104045A RU 2514326 C1 RU2514326 C1 RU 2514326C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- nozzle
- propellant rocket
- solid propellant
- cooling
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при разработке оборудования для огневых стендовых испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе. Установка для испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе содержит выхлопной диффузор и скрепленный с ним переходный отсек, установленный непосредственно после испытуемого двигателя и герметично соединенный с его соплом. В переходном отсеке установлена связанная с системой подачи охлаждающей жидкости поворотная полая штанга с форсункой, снабженная фиксаторами начального и конечного положения. Изобретение позволяет обеспечить эффективное охлаждение ракетного двигателя твердого топлива после огневых стендовых испытаний. 4 ил.
Description
Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при разработке оборудования для огневых стендовых испытаний (ОСИ) высотных ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ).
При наземной огневой отработке высотных РДТТ необходимо моделировать условия высотности и прежде всего давление окружающей среды.
Известна установка для испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе, содержащая выхлопной диффузор и скрепленный с ним переходный отсек, установленный непосредственно после испытуемого двигателя и герметично соединенный с его соплом (см., А.М.Винницкий и др. "Конструкция и отработка РДТТ", Москва, "Машиностроение", 1980 г. с.110-117, рис.7.12, в) - наиболее близкий аналог.
Известная установка позволяет при ОСИ РДТТ в условиях стенда имитировать высотные условия работы ракетного двигателя, в том числе обеспечить безотрывное истечение из сопла продуктов сгорания топлива за счет создания разрежения вокруг наружной поверхности сопла.
Однако в известной установке не предусмотрены конструктивные элементы, обеспечивающие охлаждение РДТТ после окончания его работы.
Охлаждение РДТТ необходимо в связи с использованием для тепловой защиты пластиковых корпусов современных РДТТ эластичных теплозащитных покрытий (ТЗП), активный процесс догорания которых происходит после окончания работы двигателя.
Вследствие догорания невозможно надежно установить массу унесенного ТЗП, толщины деструкции и т.д., то есть не представляется возможным получить точную информацию о состоянии ТЗП корпуса двигателя на момент окончания работы РДТТ.
В отдельных случаях, как показывает опыт отработки РДТТ, может происходить возгорание ТЗП корпуса после окончания работы двигателя за счет отдачи тепла от скопления раскаленных шлаков в нижней части корпуса РДТТ, при этом полностью теряется информация о работоспособности ТЗП и двигателя в целом.
При проведении ОСИ РДТТ в известной установке возможно в условиях стенда проведение охлаждения двигателя водой, являющейся наиболее эффективным охладителем, например, с помощью обычных брандспойтов.
Но в этом случае поверхности двигателя охлаждаются компактной струей воды неравномерно, не исключается разрушающее воздействие струи на поверхность продеструктированного ТЗП корпуса.
Охлаждение подачей воды в корпус непосредственно через выхлопной диффузор малоэффективно из-за большой его длины, а достаточно быстрое отсоединение диффузора от переходного отсека невозможно, что приводит к недопустимой по времени задержке начала процесса охлаждения.
Кроме того, при проведении ОСИ РДТТ в известной установке в условиях подземного стенда, в огневой бокс которого допуск обслуживающего персонала разрешается через сутки после проведения испытания, осуществление охлаждения двигателя практически невозможно.
Таким образом, в известной установке не представляется возможным проведение эффективного охлаждения двигателя, что не позволяет обеспечить необходимую безопасность испытания и требуемую точность информации о работоспособности РДТТ, полученной при ОСИ.
Технической задачей данного изобретения является обеспечение эффективного охлаждения РДТТ после ОСИ в диффузоре за счет автоматической подачи охладителя в камеру сгорания двигателя.
Технический результат достигается тем, что в установке для испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе, содержащей выхлопной диффузор и скрепленный с ним переходный отсек, установленный непосредственно после испытуемого двигателя и герметично соединенный с его соплом, в переходном отсеке установлена связанная с системой подачи охлаждающей жидкости поворотная полая штанга с форсункой, снабженная фиксаторами начального и конечного положения.
Размещение в переходном отсеке установки для испытаний элементов системы охлаждения, связанных с системой подачи охлаждающей жидкости, позволяет начать охлаждение двигателя после ОСИ в любой заданный момент, при этом возможно максимально сократить время начала охлаждения.
Выполнение элементов системы охлаждения в виде полой штанги с форсункой позволяет наиболее просто и рационально осуществить подачу охладителя в двигатель через сопло.
Установка полой штанги с возможностью поворота позволяет в первоначальном положении расположить форсунку вне потока газов, истекающих в процессе ОСИ из сопла двигателя, а в конечном положении разместить форсунку непосредственно напротив выходного сечения сопла для обеспечения эффективного охлаждения двигателя.
Наличие фиксаторов начального и конечного положения полой штанги позволяет надежно ее закрепить в этих положениях с установкой форсунки в требуемом положении.
Разработанная совокупность существенных признаков предлагаемого технического решения позволяет получить требуемый технический результат.
На фиг.1 представлен общий вид установки для испытаний РДТТ.
На фиг.2 показан разрез А-А фиг.1.
На фиг.3 показан разрез Б-Б фиг.2.
На фиг.4 показан вид В фиг.2.
Сопло 1 ракетного двигателя расположено в переходном отсеке 2, к которому присоединен цилиндр 3.
В переходном отсеке 2 по хорде окружности герметично установлена полая штанга 4 с вогнутой форсункой 5.
Штанга 4 имеет возможность поворачиваться вокруг своей оси.
Полая штанга 4 одним концом через конусный запорный клапан 6 соединена с водяным шлангом 7.
На другом конце полой штанги 4 установлена пружина кручения 8 и выполнен упор 9.
Упор 9 полой штанги 4 взаимодействует с ограничителями 10 начального и конечного положения штанги 4, закрепленными на переходном отсеке 2.
В процессе ОСИ при работе двигателя полая штанга 4 с вогнутой форсункой 5 зафиксирована в начальном положении пироболтом 11, при этом форсунка 5 выведена из потока истекающих из сопла 1 продуктов сгорания твердого топлива.
В конце работы двигателя при достижении в камере сгорания давления порядка 2 кгс/см2 подается команда на срабатывание пироболта 11, после разрыва которого освобождается полая штанга 4 и под действием пружины кручения 8 поворачивается вокруг своей оси до соприкосновения упора 9 с ограничителем 10 конечного положения штанги 4.
При повороте штанги 4 и вместе с ней конусного запорного клапана 6 отверстие в клапане 6 совмещается с водяным шлангом 7, и начинается подача жидкого охладителя под давлением в полую штангу 4 и в камеру сгорания двигателя через форсунку 5, выходное сечение которой при повороте штанги 4 направляется к срезу сопла 1.
Охладитель, испаряясь в камере сгорания двигателя, создает условия, исключающие догорание ТЗП корпуса двигателя после окончания работы РДТТ.
В предлагаемой установке для охлаждения двигателя используется вода, являющаяся самым эффективным, недорогим и общедоступным охладителем.
Форсунка, через которую подается охлаждающая жидкость в камеру сгорания двигателя, в процессе испытания не подвергается воздействию продуктов сгорания твердого топлива, так как выведена из потока газов, истекающих из сопла двигателя, а после окончания работы двигателя автоматически направляется к срезу сопла, что позволяет повысить надежность работы оборудования и обеспечить многократное его использование без ремонта и замены.
Предлагаемая конструкция установки для испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе опробована при ОСИ крупногабаритного РДТТ, на которых подтверждена высокая надежность работы установки.
Предлагаемое изобретение позволяет наиболее эффективно, просто и надежно обеспечить охлаждение РДТТ после ОСИ.
Claims (1)
- Установка для испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе, содержащая выхлопной диффузор и скрепленный с ним переходный отсек, установленный непосредственно после испытуемого двигателя и герметично соединенный с его соплом, отличающаяся тем, что в переходном отсеке установлена связанная с системой подачи охлаждающей жидкости поворотная полая штанга с форсункой, снабженная фиксаторами начального и конечного положения.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013104045/06A RU2514326C1 (ru) | 2013-01-30 | 2013-01-30 | Установка для испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013104045/06A RU2514326C1 (ru) | 2013-01-30 | 2013-01-30 | Установка для испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2514326C1 true RU2514326C1 (ru) | 2014-04-27 |
Family
ID=50515626
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013104045/06A RU2514326C1 (ru) | 2013-01-30 | 2013-01-30 | Установка для испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2514326C1 (ru) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2559903C1 (ru) * | 2014-08-06 | 2015-08-20 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Искра"(ПАО"НПО"Искра") | Установка для гашения работающего ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях в газодинамической трубе |
RU2580239C1 (ru) * | 2015-04-16 | 2016-04-10 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Установка для гашения ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях |
RU2604471C1 (ru) * | 2015-07-06 | 2016-12-10 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Установка для гашения ракетного двигателя на твердом топливе при испытаниях |
RU2620460C1 (ru) * | 2016-02-24 | 2017-05-25 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Установка для гашения ракетного двигателя на твердом топливе при испытаниях |
RU2647747C1 (ru) * | 2017-05-03 | 2018-03-19 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Установка для гашения ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5342592A (en) * | 1989-07-04 | 1994-08-30 | Fuel Tech Europe Ltd. | Lance-type injection apparatus for introducing chemical agents into flue gases |
US5619851A (en) * | 1989-02-08 | 1997-04-15 | United Technologies Corporation | Rocket nozzle for a rocket engine |
RU2173840C1 (ru) * | 2000-05-10 | 2001-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова" | Устройство для подачи жидкости в газожидкостной эжектор стенда для испытаний ракетных двигателей |
RU2397352C1 (ru) * | 2009-02-16 | 2010-08-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Устройство подачи воды в секции камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе |
RU2397353C1 (ru) * | 2009-02-24 | 2010-08-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Устройство для защиты секции камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания от прожига при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе |
-
2013
- 2013-01-30 RU RU2013104045/06A patent/RU2514326C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5619851A (en) * | 1989-02-08 | 1997-04-15 | United Technologies Corporation | Rocket nozzle for a rocket engine |
US5342592A (en) * | 1989-07-04 | 1994-08-30 | Fuel Tech Europe Ltd. | Lance-type injection apparatus for introducing chemical agents into flue gases |
RU2173840C1 (ru) * | 2000-05-10 | 2001-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова" | Устройство для подачи жидкости в газожидкостной эжектор стенда для испытаний ракетных двигателей |
RU2397352C1 (ru) * | 2009-02-16 | 2010-08-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Устройство подачи воды в секции камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе |
RU2397353C1 (ru) * | 2009-02-24 | 2010-08-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Устройство для защиты секции камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания от прожига при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
А.М.ВИННИЦКИЙ и др., Конструкция и отработка РДТТ, Москва, "Машиностроение", 1980, стр. 110-117, рис. 7.12в. * |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2559903C1 (ru) * | 2014-08-06 | 2015-08-20 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Искра"(ПАО"НПО"Искра") | Установка для гашения работающего ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях в газодинамической трубе |
RU2580239C1 (ru) * | 2015-04-16 | 2016-04-10 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Установка для гашения ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях |
RU2604471C1 (ru) * | 2015-07-06 | 2016-12-10 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Установка для гашения ракетного двигателя на твердом топливе при испытаниях |
RU2620460C1 (ru) * | 2016-02-24 | 2017-05-25 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Установка для гашения ракетного двигателя на твердом топливе при испытаниях |
RU2647747C1 (ru) * | 2017-05-03 | 2018-03-19 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Установка для гашения ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2514326C1 (ru) | Установка для испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе | |
RU2761778C1 (ru) | Испытательная система для имитационных испытаний теплозащитного покрытия турбинной лопатки в режиме эксплуатации | |
JP6208216B2 (ja) | エネルギー発電設備の緊急起動の方法およびシステム | |
US7174797B2 (en) | High temperature and pressure testing facility | |
US7721435B2 (en) | Method of securing a component in an engine | |
CN104895699B (zh) | 小型气气喷注光学透明燃烧装置 | |
JP6360058B2 (ja) | 回転シャフトにアクセスするための筺体壁の開口部を封止する装置 | |
RU2513063C1 (ru) | Стенд для высотных испытаний ракетных двигателей с тонкостенными соплами | |
RU2477810C1 (ru) | Способ гашения работающего рдтт при испытаниях и установка для его осуществления | |
CN104535440A (zh) | 一种大直径高速液体射流撞击试验装置 | |
CN110410219B (zh) | 一种用于发动机气流通道原位清洗方法 | |
US3088276A (en) | Combustion products pressure generator | |
CN110318909B (zh) | 固液混合发动机地面试车多次启动与推力调节装置及方法 | |
CN117451915A (zh) | 一种高温高速旋转涡轮叶片热障涂层可靠性试验平台 | |
US3050939A (en) | Gas turbine engine with shaft failure control | |
GB2236812A (en) | Device for sealing inspection apertures | |
RU2559903C1 (ru) | Установка для гашения работающего ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях в газодинамической трубе | |
RU2580239C1 (ru) | Установка для гашения ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях | |
US5737962A (en) | Steam delivery system for static testing of gas driven torpedoes | |
RU2604471C1 (ru) | Установка для гашения ракетного двигателя на твердом топливе при испытаниях | |
RU2647747C1 (ru) | Установка для гашения ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях | |
Benhidjeb-Carayon et al. | Hypergolic ignition of a paraffin-based hybrid motor with MON-25 at 100,000 ft simulated altitude | |
Valero Sánchez | Study of the use of lunar materials to produce rocket propellants | |
CA1170844A (en) | Gas turbine fuel system | |
RU2750082C2 (ru) | Многокамерный газовоздушный импульсно-детонационный турбинный двигатель |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170131 |