СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ ТВЕРДОТОПЛИВНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2002 года по МПК F02K9/96 G01M15/00 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при отработке твердотопливных ракетных двигателей.

В процессе отработки ракетных двигателей возникла проблема - оценить прочность заряда топлива по внутреннему каналу и прочность скрепления заряда с корпусом при предельных значениях давления и градиента нарастания давления на начальном участке работы двигателя.

Известен способ испытаний твердотопливного ракетного двигателя, заключающийся в том, что в двигателе на определенном отрезке времени создают давление, превышающее расчетное (см. патент США N 3534597, МПК G 01 M 15/00).

Задача испытаний заключается в том, чтобы испытать элементы конструкции двигателя на предельных режимах его работы. В данном случае испытываемым элементом двигателя являлась конструкция сопла. Максимальное давление в двигателе при реализации этого способа, взятого за прототип, обеспечивается за счет развития поверхности заряда.

Известный способ испытаний, заключающийся в повышении давления в камере сгорания за счет развития поверхности заряда, имеет существенный недостаток - сложность изготовления заряда, приводящая к повышению стоимости проведения испытаний.

Технической задачей настоящего изобретения является упрощение испытаний, снижение стоимости их проведения.

Технический результат достигается тем, что в способе испытаний твердотопливного ракетного двигателя, основанном на повышении (на определенном отрезке времени) давления в камере сгорания, включающем запуск двигателя, измерение параметров двигателя в процессе горения заряда твердого топлива, в горловине (в критическом сечении) сопла до запуска двигателя устанавливают осесимметричную вставку с программированно разрушающейся перемычкой при достижении заданного повышенного в течение определенного времени давления в камере сгорания.

Введение указанного элемента в конструкцию позволяет подтвердить работоспособность прочноскрепленного заряда топлива при допустимых предельных давлениях в камере сгорания.

Приведенный чертеж поясняет описываемый способ.

Вставка 1 из эрозионностойкого материала, например ЭПАНа, устанавливается на сопрягаемую поверхность (поверхность 3) на упругоэластичный слой, например герметик, в горловине сопла 2. При этом для обеспечения лучшего вылета вставки на поверхности Д на длине l наносится антиадгезив, например 5%-ый раствор полиизобутилена П200 в нефрасе.

Перед установкой вставки 1, с целью иключения изгибающих напряжений в программированно разрушающейся перемычке (размер А) от давления истекающих газов, производится заполнение паза Е уносимым материалом, например асбестовым шнуром ШАОН, пропитанным клеем, например К-153, без наполнителя или жесткой резиной, например Р-374М.

С целью повышения надежности вылета вставки при заданном давлении на поверхности Г также наносится антиадгезив.

Кольцевой паз Е является следствием выполнения перемычки (размер А). При этом получение требуемой толщины перемычки, исходя из условия предварительного выполнения поверхности Б возможно двумя способами:
- способ I - варьированием размера L на диаметре Ж с последующим заполнением паза Е, применяется при окончательном значении размера А:
- способ II - в заполненном пазу Е после получения предварительного в допустимых пределах размера А, выполняется кольцевая канавка В. При этом заполнение канавки В проводится после предварительной укладки в канавку антиатгезива, например фторопластовой пленки.

Толщина перемычки определяется исходя из условия обеспечения ее прочности до достижения заданного давления в камере сгорания. Требования по установке обеспечиваются технологией.

Проведенные испытания подтвердили эффективность предложенного способа.

Получены предельные значения давления в камере сгорания и градиента его нарастания, при которых проверена прочность заряда и прочность его скрепления с корпусом.

Способ испытаний твердотопливного ракетного двигателя включает в себя запуск двигателя и измерение параметров двигателя в процессе горения заряда твердого топлива. В горловине сопла до запуска двигателя устанавливают осесимметричную вставку из эрозионно-стойкого материала с программированно разрушающейся перемычкой при достижении заданного давления в камере сгорания. Использование изобретения позволяет за счет воздействия повышенного в заданных пределах давления подтвердить достоверность расчетных параметров работоспособности прочноскрепленного с корпусом заряда топлива. 1 ил.

Способ испытаний твердотопливного ракетного двигателя, включающий запуск двигателя, измерение параметров двигателя в процессе горения заряда твердого топлива, отличающийся тем, что в горловине сопла до запуска двигателя устанавливают осесимметричную вставку из эрозионностойкого материала с программированно разрушающейся перемычкой при достижении заданного давления в камере сгорания.