RU2647747C1

RU2647747C1 - Apparatus for damping solid propellant rocket engine during tests

Info

Publication number: RU2647747C1
Application number: RU2017115741A
Authority: RU
Inventors: Сергей Владимирович Патрулин; Александр Александрович Назарцев; Павел Сергеевич Мосин
Original assignee: Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра"
Priority date: 2017-05-03
Filing date: 2017-05-03
Publication date: 2018-03-19

Abstract

FIELD: rocket technics.

SUBSTANCE: invention relates to the field of rocket technology, namely, to the bench equipment used in fire test bench of solid-propellant rocket engines (RDTT), and is designed to extinguish solid-propellant rocket propellant during surface mining, including extended RTDTs of complex hull configuration. Apparatus for rocket engine dampening of solid fuel during tests comprises hollow rod with injector connected to coolant supply system by telescopically articulated hollow pistons with manifolds, nozzles and radial channels at bottom of pistons. On hollow piston located in advanced position behind rocket engine nozzle of solid fuel, the impeller is coaxially fixed, and joint of hollow piston with the adjacent hollow piston, closer to the coolant supply system, is provided with rotatable gap under axial torque impact of impeller generated on impeller as it flows through the steam of cooling liquid during quenching.

EFFECT: invention makes possible providing effective damping of solid propellant and obtaining reliable information on the state of material part, including extended RTDTs of hull complex configuration.

1 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ), и предназначено для гашения РДТТ при наземной отработке, в том числе удлиненных РДТТ сложной конфигурации корпуса.The invention relates to the field of rocket technology, and in particular to bench equipment used in firing bench tests of solid propellant rocket engines (RDTT), and is intended to extinguish solid propellant rocket engines during ground testing, including elongated solid propellant rocket motors of complex housing configuration.

В процессе отработки РДТТ возникает необходимость оценки состояния материальной части РДТТ путем дефектации ее после огневых стендовых испытаний (ОСИ). По результатам дефектации элементов РДТТ (корпуса камеры сгорания, сопла) определяются состояние теплозащитных покрытий, степень уноса, деструкции и разрушения материалов. Однако за период от окончания работы РДТТ до проведения дефектации материалы конструкции подвергаются дополнительным воздействиям, которые обусловлены догоранием остатков твердого топлива в камере сгорания, выравниванием температуры по толщине стенок, взаимодействием с атмосферным кислородом. Выделяемая в этот период теплота вызывает дополнительное коксование теплозащитных материалов, тепловое повреждение силовых элементов конструкции.In the process of working out solid propellant rocket motors, it becomes necessary to assess the state of the solid part of solid propellant rocket rocket metal by defecting it after firing bench tests. Based on the results of the defect detection of the solid propellant solid propellant elements (the body of the combustion chamber, nozzle), the state of heat-protective coatings, the degree of entrainment, destruction and destruction of materials are determined. However, during the period from the end of the solid-propellant solid-propellant rocket tester to the detection of materials, the structural materials are subjected to additional influences, which are caused by the burning out of solid fuel residues in the combustion chamber, temperature equalization along the wall thickness, and interaction with atmospheric oxygen. The heat released during this period causes additional coking of heat-protective materials, thermal damage to the structural elements.

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 ОСИ является гашение, при котором происходит быстрое прекращение процессов горения в двигателе и устраняются или минимизируются эффекты последействия.The most effective means of fixing the state of the material part of a solid propellant solid propellant rocket after an AIS is quenching, in which there is a rapid cessation of combustion processes in the engine and the aftereffects are eliminated or minimized.

Известна установка для гашения РДТТ при испытаниях (см. патент РФ №2477810). Установка содержит источник хладагента, соединенное с ним через управляющий клапан устройство подачи хладагента в камеру сгорания.A known installation for the suppression of solid propellant rocket motors during testing (see RF patent No. 2477810). The installation contains a source of refrigerant, a device for supplying refrigerant to the combustion chamber connected to it through a control valve.

Недостатком установки является подача хладагента в камеру сгорания через систему узла давления (через штуцер в донной части), использующегося для измерения давления в камере сгорания РДТТ, что изменяет штатную конструкцию РДТТ и является недопустимым при зачетных испытаниях.The disadvantage of the installation is the supply of refrigerant to the combustion chamber through the pressure unit system (through a fitting in the bottom), which is used to measure the pressure in the solid propellant combustion chamber, which changes the standard design of the solid propellant rocket motor and is unacceptable during the test tests.

Известны установки гашения (см. Конструкция и отработка РДТТ / Под редакцией A.M. Виницкого. – М.: Машиностроение, 1980. - Стр. 117), которые содержат устройства подачи воды компактной струей, например с помощью обычных брандспойтов. При этом хладагент (вода) подается со стороны сопла РДТТ.Known extinguishing systems (see Design and testing of solid propellant rocket engines / Edited by A.M. Vinitsky. - M.: Mashinostroenie, 1980. - p. 117), which contain a compact stream of water supply devices, for example using conventional hoses. In this case, the refrigerant (water) is supplied from the side of the solid propellant nozzle.

В этом случае поверхность РДТТ охлаждается неравномерно, возможно механическое и термическое разрушение как теплоемких элементов сопла, так и деструктированных слоев теплозащитного покрытия из-за высокой кинетической энергии струи.In this case, the surface of the solid propellant rocket is cooled unevenly, mechanical and thermal destruction of both the heat-intensive elements of the nozzle and the destroyed layers of the heat-shielding coating is possible due to the high kinetic energy of the jet.

Известна также более совершенная установка для гашения ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях, являющаяся ближайшим аналогом предлагаемого изобретения. Установка содержит полую штангу с форсункой, связанную с системой подачи охлаждающей жидкости телескопически сочлененными между собой полыми поршнями с коллекторами, форсунками и выполненными у днищ поршней радиальными каналами (см. патент РФ №2580239).Also known is a more advanced installation for extinguishing a rocket engine of solid fuel during testing, which is the closest analogue of the invention. The installation comprises a hollow rod with a nozzle connected to a coolant supply system with telescopically hollow pistons interconnected with collectors, nozzles and radial channels made at the piston bottoms (see RF patent No. 2580239).

В процессе гашения происходит последовательная раздвижка полых поршней и создание нескольких зон распыления охладителя вдоль камеры сгорания РДТТ с целью охлаждения ее поверхности.In the process of extinguishing, the hollow pistons are sequentially expanded and several cooler spray zones are created along the solid propellant combustion chamber in order to cool its surface.

Следует отметить, что при ОСИ удлиненных РДТТ сложной конфигурации корпусов необходимо создавать дополнительные зоны распыления с соответствующими форсунками. Создание нескольких зон распыления, при ограниченном общем расходе в системе подачи охлаждающей жидкости, приводит к необходимости удаленного расположения форсунок друг от друга и уменьшения их количества в каждой из локальных зон распыления - равномерность охлаждения поверхности камеры сгорания РДТТ снижается.It should be noted that with the AIS of elongated solid propellant solid-propellant rocket engines of a complex configuration of the bodies, it is necessary to create additional spray zones with the corresponding nozzles. The creation of several spray zones, with a limited total flow rate in the coolant supply system, makes it necessary to remotely position the nozzles from each other and reduce their number in each of the local spray zones - the uniformity of cooling of the surface of the solid propellant combustion chamber is reduced.

Таким образом, в известной установке не представляется возможным проведение эффективного охлаждения удлиненных РДТТ сложной конфигурации корпусов и получение с требуемой точностью информации о состоянии материальной части и работоспособности РДТТ.Thus, in the known installation it is not possible to carry out effective cooling of elongated solid-propellant solid-propellant rocket engines of complex configuration of the casings and to obtain, with the required accuracy, information about the state of the material part and operability of the solid rocket motor.

Технической задачей данного изобретения является повышение эффективности гашения с целью получения достоверной информации на момент окончания работы РДТТ о состоянии материальной части и работоспособности РДТТ, в том числе удлиненных РДТТ сложной конфигурации корпусов.The technical task of this invention is to increase the efficiency of quenching in order to obtain reliable information at the time of operation of the solid propellant rocket motor on the state of the material part and operability of the solid propellant rocket motor, including elongated solid propellant rocket motors of complex configuration of the bodies.

Технический результат достигается тем, что в установке для гашения ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях, содержащей полую штангу с форсункой, связанную с системой подачи охлаждающей жидкости телескопически сочлененными между собой полыми поршнями с коллекторами, форсунками и выполненными у днищ полых поршней радиальными каналами, на полом поршне, расположенном в выдвинутом положении за соплом ракетного двигателя твердого топлива, соосно закреплена крыльчатка, а сочленение этого полого поршня со смежным полым поршнем, расположенным ближе к системе подачи охлаждающей жидкости, выполнено с зазором с возможностью вращения под действием возникающего на крыльчатке осевого момента вращения при ее обтекании паром охлаждающей жидкости в процессе гашения.The technical result is achieved by the fact that in the installation for extinguishing a rocket engine of solid fuel during testing, comprising a hollow rod with a nozzle connected to a coolant supply system with telescopically hollow pistons interconnected with collectors, nozzles and radial channels made at the ends of the hollow pistons on the floor the piston located in the extended position behind the nozzle of the solid fuel rocket engine, the impeller is coaxially fixed, and the joint of this hollow piston with an adjacent hollow piston, aspolozhennym closer to the coolant supply system is configured with clearance for rotation under the action occurring in the impeller axial torque at its vapor flow of coolant in the quench process.

Закрепление на полом поршне, расположенном в выдвинутом положении за соплом ракетного двигателя твердого топлива, соосно крыльчатки, и выполнение сочленения этого полого поршня со смежным полым поршнем, расположенным ближе к системе подачи охлаждающей жидкости с зазором с возможностью вращения под действием возникающего на крыльчатке осевого момента вращения при ее обтекании паром охлаждающей жидкости в процессе гашения, обеспечивает осевое вращение штанги с форсунками и полых поршней с форсунками на этом подшипнике. В процессе вращения турбулентные зоны распыления охлаждающей жидкости охватывают большие охлаждаемые поверхности РДТТ, обеспечивая их равномерное охлаждение.Fastening to the hollow piston, in the extended position behind the nozzle of the solid fuel rocket engine, coaxially with the impeller, and jointing this hollow piston with an adjacent hollow piston located closer to the coolant supply system with a gap with the possibility of rotation under the action of the axial moment of rotation occurring on the impeller when it flows around the coolant during quenching, it provides axial rotation of the rod with nozzles and hollow pistons with nozzles on this bearing. During rotation, turbulent coolant atomization zones cover large cooled surfaces of solid propellant rocket motors, providing uniform cooling.

Разработанная совокупность существенных признаков предлагаемого технического решения является новой и позволяет получить требуемый технический результат.The developed set of essential features of the proposed technical solution is new and allows you to obtain the required technical result.

На фиг. 1 показан общий вид установки гашения РДТТ перед ОСИ РДТТ. На фиг. 2 показан вид А фиг. 1. На фиг. 3 показан общий вид установки гашения РДТТ в раздвинутом положении при ОСИ РДТТ. На фиг. 4 показан вид Б фиг. 3. На фиг. 5 показано сечение А-А фиг. 4.In FIG. 1 shows a General view of the installation of suppression of solid propellant rocket in front of the axis of the solid propellant rocket motor. In FIG. 2 shows a view A of FIG. 1. In FIG. 3 shows a General view of the installation of suppression of solid propellant solid propellant rocket in the extended position at the axis of the solid propellant rocket motor. In FIG. 4 shows a view B of FIG. 3. In FIG. 5 shows a section AA of FIG. four.

Установка для гашения РДТТ содержит полую штангу 1 с форсункой. Между полой штангой 1 с форсункой и системой 2 подачи охлаждающей жидкости размещены телескопически сочлененные между собой полые поршни 3, 4. На каждом поршне установлен коллектор 5, а у днища 6 поршня выполнены радиальные каналы 7. На коллекторах 5 поршней 3 установлены форсунки 8 с возможностью размещения при гашении в камере сгорания 9. На полом поршне 4, расположенном в выдвинутом положении за соплом 10, соосно закреплена крыльчатка 11. Сочленение этого полого поршня 4 с смежным полым поршнем 4, расположенным ближе к системе 2 подачи охлаждающей жидкости, выполнено с зазором 12 с возможностью вращения под действием возникающего на крыльчатке 11 осевого момента вращения при ее обтекании паром охлаждающей жидкости в процессе гашения. Зазор 12 образован, например, посадкой движения между сопрягаемыми цилиндрическими поверхностями полых поршней 4. Вдоль образующей сопрягаемой цилиндрической поверхности полого поршня 4, расположенного ближе к системе подачи охлаждающей жидкости, могут быть выполнены продольные каналы 13, соединяющие зазор 12 с коллектором 5.Installation for extinguishing RDTT contains a hollow rod 1 with a nozzle. Between the hollow rod 1 with the nozzle and the coolant supply system 2, the hollow pistons 3, 4 are telescopically interconnected. A collector 5 is installed on each piston, and radial channels 7 are made at the piston bottom 6. On the collectors 5 of the pistons 3, nozzles 8 are installed with the possibility of placement when extinguishing in the combustion chamber 9. On the hollow piston 4, located in the extended position behind the nozzle 10, the impeller 11 is coaxially fixed. The articulation of this hollow piston 4 with an adjacent hollow piston 4 located closer to the cooling supply system 2 liquid, made with a gap 12 with the possibility of rotation under the action of the axial moment of rotation arising on the impeller 11 when it flows around the coolant vapor during the quenching process. The gap 12 is formed, for example, by landing movement between the mating cylindrical surfaces of the hollow pistons 4. Along the generatrix of the mating cylindrical surface of the hollow piston 4, located closer to the coolant supply system, longitudinal channels 13 can be formed connecting the gap 12 with the collector 5.

Работа установки гашения заключается в следующем.The operation of the blanking installation is as follows.

При работе РДТТ установка для гашения РДТТ находится вне зоны высокотемпературной газовой струи. По окончании работы РДТТ из системы 2 подачи охлаждающая жидкость (например, вода) под давлением поступает в полость первого полого поршня ряда телескопически сочлененных между собой полых поршней. Раздвижка полых поршней относительно друг друга происходит поочередно и обусловлена тем, что охлаждающая жидкость из каждого предыдущего поршня через полость коллектора 5 поступает в полость последующего поршня через радиальные каналы 7 только при крайнем выдвинутом положении предыдущего поршня. Так за полыми поршнями 4 выдвигаются полые поршни 3. Последней выдвигается полая штанга 1 с форсункой. В крайнем выдвинутом положении полых поршней 4 крыльчатка 11 располагается у среза сопла 10. Полые поршни 3 с форсунками 8 и штанга 1 с форсункой располагаются в камере сгорания 9. Соответственно, по мере выдвижения поршней и заполнения охлаждающей жидкостью коллекторов 5 начинают поочередно работать форсунки 8. При этом каждая из форсунок располагается в требуемой зоне распыления и обеспечивает необходимый расход охлаждающей жидкости. В самой камере сгорания 9 под действием высокой остаточной температуры происходит интенсивное испарение капель распыляемой охлаждающей жидкости. Пар охлаждающей жидкости, истекая из камеры сгорания 9 через сопло 10, оказывает газодинамическое воздействие на крыльчатку 11, создавая относительно ее продольной оси момент сил, вращающих крыльчатку 11 совместно с полым поршнем 4, на котором она закреплена, а также полыми поршнями 3 с форсунками 8 и штангой 1 с форсункой. От коллектора 5 охлаждающая жидкость по продольным каналам 13 дополнительно подается в зазор 12 для уменьшения трения при вращении. При этом продольное осевое усилие, действующее на крыльчатку 11 со стороны истекающего из камеры сгорания пара охлаждающей жидкости, уравновешивается результирующей силой давления охлаждающей жидкости, действующей на днище 6 полого поршня 4, на котором эта крыльчатка 11 закреплена.During the operation of the solid propellant rocket engine, the solid fuel quencher is located outside the high-temperature gas stream. Upon completion of the operation of the solid propellant rocket motor from the supply system 2, coolant (for example, water) under pressure enters the cavity of the first hollow piston of a series of telescopically interconnected hollow pistons. The expansion of the hollow pistons relative to each other occurs alternately and is due to the fact that the coolant from each previous piston through the cavity of the collector 5 enters the cavity of the subsequent piston through the radial channels 7 only at the extreme extended position of the previous piston. So behind the hollow pistons 4 extend the hollow pistons 3. The last extends the hollow rod 1 with the nozzle. In the extreme extended position of the hollow pistons 4, the impeller 11 is located at the nozzle exit 10. The hollow pistons 3 with the nozzles 8 and the rod 1 with the nozzle are located in the combustion chamber 9. Accordingly, as the pistons extend and the collectors 5 are filled with coolant, the nozzles 8 begin to work alternately. At the same time, each of the nozzles is located in the desired spray zone and provides the necessary coolant flow rate. In the combustion chamber 9 itself, under the influence of a high residual temperature, intense evaporation of droplets of sprayed coolant occurs. The coolant vapor flowing out of the combustion chamber 9 through the nozzle 10 exerts a gas-dynamic effect on the impeller 11, creating relative to its longitudinal axis the moment of forces rotating the impeller 11 together with the hollow piston 4 on which it is fixed, as well as the hollow pistons 3 with nozzles 8 and bar 1 with nozzle. From the collector 5, the coolant along the longitudinal channels 13 is additionally supplied to the gap 12 to reduce friction during rotation. In this case, the longitudinal axial force acting on the impeller 11 from the side of the coolant vapor flowing out of the combustion chamber is balanced by the resulting pressure force of the coolant acting on the bottom 6 of the hollow piston 4 on which this impeller 11 is mounted.

За счет вращения распыленные струи охлаждающей жидкости на выходе из форсунок имеют дополнительные составляющие окружных скоростей, что обеспечивает отклонение результирующего вектора скорости и винтовое движение струй охлаждающей жидкости. Образующиеся турбулентные зоны распыления покрывают, в том числе, труднодоступные участки. Таким образом, обеспечивается равномерное охлаждение всей поверхности камеры сгорания удлиненного РДТТ сложной конфигурации корпуса.Due to the rotation, the sprayed jets of coolant at the outlet of the nozzles have additional peripheral velocity components, which ensures the deviation of the resulting velocity vector and the helical motion of the jets of coolant. The resulting turbulent spray zones cover, including, inaccessible areas. Thus, uniform cooling of the entire surface of the combustion chamber of an elongated solid propellant rocket motor with a complex housing configuration is ensured.

Подача охлаждающей жидкости продолжается до снижения температуры камеры сгорания ниже температуры разложения связующих теплозащитного покрытия корпуса РДТТ (контролируется датчиками температуры на корпусе) или прекращением парообразования в камере сгорания (контролируется визуально по истечению пара).Coolant supply continues until the temperature of the combustion chamber decreases below the temperature of the decomposition of the binder of the heat-shielding coating of the solid propellant solid fuel (monitored by temperature sensors on the housing) or the cessation of vaporization in the combustion chamber (visually monitored after steam expiration).

В предлагаемой установке в качестве охлаждающей жидкости может использоваться вода, являющаяся эффективным, недорогим и общедоступным хладагентом.In the proposed installation, water, which is an effective, inexpensive, and generally available refrigerant, can be used as a coolant.

Таким образом, предлагаемая установка позволяет получить эффективное гашение РДТТ за счет подачи жидкого охладителя через вращающиеся форсунки. Эффективное гашение обеспечивает получение достоверной информации о состоянии материальной части, в том числе удлиненных РДТТ сложной конфигурации корпуса.Thus, the proposed installation allows you to get the effective extinguishing of solid propellant rocket due to the supply of liquid cooler through the rotating nozzles. Effective extinguishing provides reliable information on the condition of the material part, including elongated solid-state solid propellant rocket motors of complex housing configuration.

Claims

Installation for extinguishing a solid fuel rocket engine during testing, comprising a hollow rod with a nozzle connected to a coolant supply system with telescopically hollow pistons interconnected with collectors, nozzles and radial channels made at the piston bottoms, characterized in that on the hollow piston located in in the extended position behind the nozzle of the rocket engine of solid fuel, the impeller is coaxially fixed, and the joint of this hollow piston with an adjacent hollow piston located closer to the system coolant supply, it is made with a gap with the possibility of rotation under the action of the axial moment of rotation occurring on the impeller when it is flowed around by the steam of the cooling liquid during the quenching process.