СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА И СТЕНД, РЕАЛИЗУЮЩИЙ ЕГО Российский патент 1999 года по МПК G01M15/00 F02K9/96 

Изобретение относится к области ракетной техники, а конкретно к способам и устройствам для испытаний ракетных двигателей. Известен способ прочностных испытаний ракетных двигателей [1] , при котором двигатель устанавливают в приспособление, закрывают выходное и все другие отверстия и после этого подают внутрь двигателя воду под давлением, превосходящим максимальное расчетное давление пороховых газов камеры сгорания. Под этим давлением двигатель выдерживают определенное время, чтобы успели завершиться все разрушительные процессы, начавшиеся от действия давления.

После сброса давления двигатель тщательно осматривают и делают заключение и его прочности.

Этот способ реализуется приспособлением, включающим элементы крепления двигателя, заглушки выходного и других отверстий, устройство подачи воды в двигатель, например гидравлический пресс с магистралью, и устройство контроля давления в двигателе, например манометр.

Достоинством данных способа испытаний и устройства, реализующего его, является то, что разрушение двигателя под действием давления воды не сопровождается эффектом взрыва, наблюдаемого при разрушении давлением газа, так как энергия расширения жидкости из-за ее несжимаемости несоизмеримо меньше энергии сжатого газа. Т. е. способ и устройство привлекает своей безопасностью.

Однако эти способ и устройство обеспечивают проверку только корпуса двигателя и в условиях, существенно отличающихся от катушки, т.к. прочность корпуса определяется без газодинамического и температурного воздействия от срабатывания воспламенителя и сгорания заряда твердого топлива. Поэтому достоверность полученных результатов о прочности корпуса обязательно уточняется при последующих огневых стендовых испытаниях, результаты которых могут существенно различаться от результатов жидкостных испытаний.

Известен испытательный стенд для огневых испытаний РДТТ [2], включающий силовую опору, элементы крепления испытуемого двигателя, выполненные в виде качающейся люльки, и систему измерения. Система измерения включает устройства для записи кривой давления в двигателе, например, с помощью датчика [3] и/или кривой силы тяги, например, с помощью месдозы [4]. В этом стенде реализован способ испытаний РДТТ, включающий закрепление двигателя на стенде с возможностью его ограниченного осевого перемещения, включение двигателя и его прожиг, измерение параметров двигателя и последующую оценку его работоспособности.

Указанные стенд и способ позволяют проверить реальное функционирование РДТТ в целом с работой воспламенителя, заряда и обеспечением наряду с внутренним давлением газодинамического и температурного воздействия на стенки корпуса двигателя.

Однако рассматриваемые стенд и способ, реализованный в нем, не обеспечивают имитации воздействия на двигатель поперечного изгибающего аэродинамического момента, действующего на него при выполнении управляемой ракетой маневра на траектории. Т.е. результаты испытаний не позволяют достоверно судить о работоспособности двигателя и спрогнозировать его поведение в натурных условиях.

Известно, что на двигатель, являющийся несущей частью корпуса ракеты, при движении в атмосфере действуют аэродинамические силы и моменты. Особенно велики поперечные изгибающие моменты в конструкциях управляемых зенитных и противотанковых ракет большого удлинения при выполнении ими маневра. Действие изгибающего момента опасно как во время работы двигателя при сложном совместном нагружении внутренним давлением и газотермодинамическим воздействием на стенку двигателя, так и после окончания работ в процессе перераспределения температуры из внутренних слоев стенки камеры к силовым слоям. При этом прочность прогретых силовых слоев стенки уменьшается, и возможно переламывание корпуса двигателя под действием изгибающего момента.

В двигателях из композиционных материалов в ходе теплопередачи из внутренних слоев стенки к наружным под действием температуры происходит размягчение связующего и, как следствие, потеря устойчивости к действию изгибающего момента.

Задачей, на решение которой направлено изобретение, является повышение достоверности результатов испытаний за счет приближения условий испытаний к натурным.

Решение поставленной задачи достигается тем, что в способе испытаний РДТТ, включающем закрепление двигателя на стенде, его включение, измерение параметров и последующую оценку его работоспособности, двигатель закрепляют консольно, после его включения к его корпусу в течение времени не менее времени полета в составе ракеты прикладывают поперечную нагрузку, равную аэродинамической нагрузке, действующей на корпус двигателя на траектории в составе ракеты, измеряют прогиб корпуса двигателя, а оценку его работоспособности производят с учетом прогиба его корпуса и полетного времени в составе ракеты.

Для реализации способа в стенде для испытаний РДТТ, включающем элементы крепления испытуемого двигателя и систему измерения, двигатель закреплен консольно, на корпусе двигателя в районе соплового блока установлено нагрузочное устройство в виде мерного груза, который связан с двигателем и удерживается разгрузочным устройством принудительно разрушаемой после включения двигателя связью, а в систему измерения введено устройство измерения прогиба корпуса двигателя.

При этом разгрузочное устройство может быть выполнено в виде убираемой опоры мерного груза, в виде противовеса, в виде подвеса, связанного с натяжным устройством, а принудительно разрушаемая связь может быть выполнена в виде пиро- или электромагнитного фиксатора убираемой опоры, в виде перегораемого элемента, расположенного в зоне струи испытуемого двигателя, в виде пиро- или электромагнитного замка, удерживающего противовес. Кроме того, мерный груз и противовес могут быть выполнены переменной массы, а в связь между мерным грузом и двигателем введен датчик силы.

Поясним некоторые моменты о существенных признаках предлагаемого изобретения.

Закрепление двигателя на стенде консольно обеспечивает возможность его нагружения изгибающим моментом при приложении к нему поперечной нагрузки, отнесенной относительно места закрепления. Нагружение двигателя после его включения приближает условия к натурным, т.к. нагружение двигателя изгибающим моментом в натурных условиях осуществляется на траектории, т.е. когда двигатель уже работает и находится под действием внутреннего давления.

Нагружение до включения двигателя не имеет места в натурных условиях и может привести из-за меньшей поперечной жесткости ненадутого внутренним давлением корпуса к такому его изгибу, при котором возможно нагружение и растрескивание заряда твердого топлива и/или теплозащитного покрытия. В результате этого происходит разрушение двигателя из-за механического воздействия, отсутствующего в натурных условиях и, следовательно, суждение о его работоспособности будет недостоверно. Приложение к корпусу двигателя поперечной нагрузки в процессе и после окончания работы в течение времени полета двигателя в составе ракеты и измерение при этом прогиба корпуса двигателя позволяют спрогнозировать работоспособность двигателя на траектории в натурных условиях.

Известно, что некоторые управляемые зенитные и противотанковые ракеты начинают выполнять маневр с самого начала траектории, например выполнение противотанковой ракетой так называемой "горки". Т.е. ракетный двигатель в составе ракеты при этом может испытывать нагружение поперечным изгибающим моментом сразу после его включения и в течение всего времени полета.

Введение в стенд для испытаний устройства нагружения поперечной нагрузкой, выполненного в виде мерного груза, связанного с двигателем, обеспечивает возможность нагружения консольно закрепленного двигателя поперечным изгибающим моментом, равным M=G•L, где G - вес мерного груза; L - плечо приложения груза относительно места крепления.

Удерживание мерного груза разгрузочным устройством через принудительно разрушаемую связь обеспечивает исключение воздействия мерного груза на двигатель до его включения и осуществление воздействия после включения двигателя.

Введение в стенд помимо средств измерения внутрибаллистических характеристик двигателя устройства для измерения прогиба его корпуса позволяет повысить информативность и более достоверно судить о работоспособности двигателя в натурных условиях.

Признак "разгрузочное устройство" представлен как функциональный, т.к. важно его функциональное назначение, а конструктивно он может быть выполнен в виде убираемой опоры мерного груза, в виде противовеса, в виде подвеса, связанного с натяжным устройством.

Признак "принудительно разрушаемая связь" также выполнен в виде функционального и может быть выполнен в виде пиро- или электромагнитного фиксатора убираемой опоры, в виде перегораемого элемента, расположенного в зоне струи испытуемого двигателя, в виде пиро- или электромагнитного замка, установленного в связи между мерным грузом и противовесом и т.д.

Кроме того, мерный груз и противовес могут быть выполнены переменной массы. При этом для регистрации изменяющейся по величине поперечной силы в связь между мерным грузом и двигателем введен датчик силы.

Изобретение поясняется графическими материалами.

На фиг. 1 изображена схема стенда, выполненного согласно п. 3 формулы изобретения.

На фиг. 2 изображена схема стенда, выполненного согласно пп. 5 и 6 формулы изобретения.

На фиг. 3 изображена схема стенда (вид со стороны сопла), выполненного согласно п. 7 формулы изобретения.

На фиг. 4 - график кривой поперечного прогиба от времени для случая разрушения двигателя из композиционного материала.

Стенд, реализующий способ испытаний, включает силовую опору 1, воспринимающую силу тяги испытуемого двигателя 2. Элементы крепления 3 обеспечивают консольное закрепление двигателя 2 на опоре 1. При этом соединение двигателя 2 с элементом крепления 3 соответствует соединению двигателя со смежным отсеком в ракете. Устройство нагружения поперечной нагрузкой выполнено в виде мерного груза 4, связанного с двигателем 2 через хомут 5 и удерживаемого до включения двигателя разгрузочным устройством, например убираемой опорой 6, закрепленной на шарнире 7 и удерживаемой фиксатором 8 принудительного открытия (например, пирофиксатор или электромагнитный фиксатор). Мерный груз 4 прикладывается к двигателю 2 как правило по месту действия аэродинамической нагрузки, т.е. в зоне расположения хвостового оперения.

Разгрузочное устройство может быть также выполнено в виде (см. фиг. 2) подвеса 9 (например, троса), связанного через блоки 10 с натяжным устройством, включающим кронштейн 11 и болт 12 с гайкой 13. Кроме того, разгрузочное устройство может быть выполнено в виде противовеса 14 (см. фиг. 3). Принудительно разрушаемая связь, с помощью которой разгрузочное устройство удерживает мерный груз 4, может быть выполнена в виде пиро- или электромагнитного фиксатора 8; перегораемого элемента (например, веревки) 15, расположенного в зоне действия струи испытуемого двигателя; пирозамка 16; пироклапана 23. Система измерения стенда включает датчик давления 17, например типа ЛХ-412, датчик перемещения 18, например типа ЛХ-710, датчик силы 19, например типа НПД, тензометрическую станцию типа ЛХ-7000 или ЛХ-7006 и регистратор в виде магнитографа Н-068 и измерительно-вычислительного комплекса на базе персонального компьютера IBM РС (на фигурах не показаны). При необходимости на двигателе могут устанавливаться тензорезисторы, термопары, осуществляться киносъемка процесса. Мерный груз 4 и противовес 14 могут быть выполнены переменной массы и представлять собой, например, заполненные водой емкости 20 и 21, снабженные расходными отверстиями, перекрытыми нормально закрытыми заслонками, например пироклапанами (или электромагнитными клапанами) 22 и 23. Форма емкостей и площадь расходных отверстий выбираются из условия имитации изменяемой по величине поперечной нагрузки. Минимальный уровень воды в емкости 20, определяемый расположением расходного отверстия, соответствуют минимальной поперечной нагрузке, действующей на двигатель на траектории. Реализацию преложенного способа испытаний РДТТ покажем на примере работы стенда, изображенного на фиг. 2. Испытуемый двигатель 2 с помощью элементов крепления 3 закрепляют консольно на силовой опоре 1. При этом сопловую часть двигателя 2 через хомут 5 вывешивают с помощью подвеса 9, связанного с болтом 12 натяжного устройства через перегораемый элемент 15, расположенный в зоне действия струи при работе двигателя 2. Присоединяют к двигателю 2 подвижную часть датчика перемещения 18, устанавливают датчик давления 17 и после их электрического соединения с тензометрической станцией настраивают последнюю и регистраторы (магнитограф и измерительно-вычислительный комплекс). После этого подвешивают к двигателю 2 через хомут 5 мерный груз 4, контролируя при этом по датчику 18 его показания. Если наблюдается незначительный прогиб двигателя, обусловленный выбиранием люфтов подвеса 9, то его следует устранить с помощью подтягивания гайки 13. Лучше если мерный груз 4 будет наборным и подвешиваться будет по частям. Стенд подготовлен для испытания.

При подаче импульса на инициатор, например электровоспламенитель, он срабатывает и задействует воспламенитель РДТТ. Продукты сгорания воспламенителя воспламеняет поверхность горения заряда твердого топлива, давление в двигателе возрастает, и вскрывается сопловая заглушка. Струя из сопла двигателя 2 воздействует на перегораемый элемент 15 и пережигает его.

Подвес 9 освобождается, и мерный груз 4 нагружает корпус уже работающего двигателя 2, т.е. двигатель 2 нагружается моментом после его включения. После окончания работы двигателя в процессе инерционного прогрева его стенки нагружение его корпуса продолжается в течение времени не менее времени полета двигателя в составе ракеты.

Датчиком давления 17 регистрируется внутрибаллистическая кривая давления в двигателе, а датчиком перемещения 18 регистрируется поперечный прогиб двигателя 2 в течение времени нагружения его поперечным изгибающим моментом.

По результатам измерений и визуального осмотра материальной части после испытаний судят о влиянии изгибающего момента на внутрибаллистическую кривую давления, об изгибных жесткости и прочности двигателя и их изменении, на основании которых с учетом полетного времени прогнозируют работоспособность двигателя в составе ракеты на траектории. При этом не только недостаточная изгибная прочность, но и уменьшение изгибной жесткости в процессе спада давления после окончания работы двигателя и инерционного прогресса стенки двигателя, особенно для двигателей из композиционных материалов, может привести к таким поперечным прогибам двигателя, при которых наведение ракеты на траектории становится неустойчивым и приводит к ее падению.

Работа стенда, изображенного на фиг. 1 (п. 3 формулы), осуществляется аналогичным образом, только подача сигнала на срабатывание фиксатора 8 по отношению к сигналу на срабатывание электровоспламенителя двигателя осуществляется через замедлитель, например реле времени, обеспечивающий срабатывание фиксатора 8 после включения двигателя 2. Отличие в работе стенда, изображенного на фиг. 3 (п. 7 формулы), заключается в следующем. После включения двигателя 2 через замедлитель, например реле времени, подается электрический импульс на открытие пироклапана 23 противовеса 14. При этом по мере истечения жидкости из емкости 21 масса противовеса 14 уменьшается, и двигатель 2 под действием груза 4 нагружается возрастающим изгибающим моментом, имитирующим возрастание аэродинамических нагрузок, обусловленное увеличением скорости ракеты на траектории. Пирозамок 16 используется для имитации более резкого градиента нарастания изгибающего момента после срабатывания пироклапана 23 и полного или частичного истечения жидкости, либо для мгновенного нарастания изгибающего момента сразу же после включения двигателя 2. Срабатывание пирозамка 16 осуществляется также через замедлитель, например реле времени, после чего емкость 21 освобождает подвес 9. Величина изменяющейся поперечной силы, обуславливающей действие на двигатель 2 изгибающего момента, фиксируется с помощью датчика силы 19.

После окончания работы двигателя 2 через замедлитель, например реле времени, подается сигнал на открытие пироклапана 22, обеспечивающего уменьшение изгибающего момента, имитирующего уменьшение аэродинамического изгибающего момента на траектории за счет уменьшения скорости ракеты под действием аэродинамического сопротивления. Остальные действия аналогичны действием при работе стенда, изображенного на фиг. 2. Таким образом, предлагаемые способ испытаний РДТТ и стенд, реализующий его, позволяют
- повысить достоверность результатов испытаний за счет приближения условий нагружения на стенде к условиям нагружения в натурных условиях;
- оценить стойкость испытуемого двигателя к действию изгибающего момента как во время его прожига, так и после окончания работы в процессе инерционного прогрева стенки двигателя;
- проверить прочность стыка двигателя со смежным отсеком ракеты к действию поперечного изгибающего момента;
- проводить исследования по изменению изгибных прочности и жесткости двигателя в зависимости от величины внутреннего давления в двигателе и температуры силовых слоев стенки двигателя.

Литература
1. Куров В.Д., Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов. - Оборонгиз, 1961, с. 276 и 277.

2. Там же, с. 279, фиг. 7.4.

3. Там же, с. 278.

4. Там же, с. 279, фиг. 7.5.

Изобретение предназначено для использования в области ракетной техники, а конкретно в способе испытаний ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ), включающем закрепление двигателя на стенде, его включение, измерение параметров двигателя и последующую оценку его работоспособности. Двигатель закрепляют консольно, после его включения к его корпусу в течение времени не менее времени полета в составе ракеты прикладывают поперечную нагрузку, равную аэродинамической нагрузке, действующей на корпус двигателя на траектории в составе ракеты, при этом измеряют прогиб корпуса двигателя, а оценку работоспособности двигателя производят с учетом прогиба его корпуса и полетного времени в составе ракеты. Для реализации способа в стенде для испытаний РДТТ, включающем элементы крепления испытуемого двигателя и систему измерений, на корпусе консольно закрепленного двигателя в районе соплового блока установлено нагрузочное устройство в виде мерного груза, который связан с двигателем и удерживается разгрузочным устройством принудительно разрушаемой после включения двигателя связью, а в систему измерения введено устройство измерения прогиба корпуса двигателя. Изобретение позволяет повысить достоверность результатов испытаний за счет приближения условий испытаний к натурным. 2 с. и 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Способ испытаний ракетных двигателей твердого топлива, включающий закрепление двигателя на стенде, его включение, измерение параметров двигателя и последующую оценку его работоспособности, отличающийся тем, что двигатель закрепляют консольно, после включения двигателя к его корпусу в течение времени не менее времени полета в составе ракеты прикладывают поперечную нагрузку, равную аэродинамической нагрузке, действующей на корпус двигателя в составе ракеты на траектории, при этом дополнительно измеряют прогиб корпуса двигателя, а оценку работоспособности двигателя производят с учетом прогиба его корпуса и полетного времени в составе ракеты. 2. Стенд для испытаний ракетных двигателей твердого топлива, включающий элементы крепления испытуемого двигателя и систему измерений, отличающийся тем, что в нем двигатель закреплен консольно, на его корпусе в районе соплового блока установлено нагрузочное устройство в виде мерного груза, который связан с двигателем и удерживается разгрузочным устройством принудительно разрушаемой после включения двигателя связью, а в систему измерения введено устройство измерения прогиба корпуса двигателя. 3. Стенд по п.2, отличающийся тем, что разгрузочное устройство выполнено в виде убираемой опоры мерного груза. 4. Стенд по п.2, отличающийся тем, что разгрузочное устройство выполнено в виде противовеса. 5. Стенд по п.2, отличающийся тем, что разгрузочное устройство выполнено в виде подвеса, связанного с натяжным устройством. 6. Стенд по пп.2 - 5, отличающийся тем, что принудительно разрушаемая связь выполнена в виде перегораемого элемента, расположенного в зоне струи испытуемого двигателя. 7. Стенд по п.4, отличающийся тем, что мерный груз и противовес выполнены переменной массы, а в связь между двигателем и мерным грузом введен датчик силы.