Изобретение относится к ракетной технике, в частности к установкам для определения скорости горения твердого ракетного топлива (ТРТ) в напряженно-деформированном состоянии.
В настоящее время известны установки для определения скорости горения ТРТ с использованием для регистрации положения поверхности горения перегорающих проводников, киносъемки, светорегистраторов (см. М. Баррер и др. "Ракетные двигатели", Оборонгиз, М. , 1962, стр. 207; В.С. Игнатьев и др. "Устройство для измерения скорости горения композиционных материалов". - Заявка РФ 98102477 от 10.02.98 г.). Эти установки могут быть использованы для определения скорости горения ТРТ в напряженно-деформированном состоянии. Однако определенная в них скорость горения не соответствует скорости горения в натурном ракетном двигателе твердого топлива (РДТТ). Это связано с тем, что скорость горения определяется в этих установках на небольших образцах, и результаты по скорости горения отличаются от данных в натурном РДТТ при тех же давлениях и деформациях ТРТ. Также при испытаниях в таких установках необходим предварительный наддув камеры сгорания азотом до заданного давления из баллонов большого давления, что также является недостатком.
За прототип изобретения принят модельный двигатель (МД), используемый для определения скорости горения ТРТ, описанный в статье "Некоторые проблемы исследования установившегося горения смесевых твердых топлив" (Д.В. Блэйр, Е.К. Бастресс, С.Е. Германс, К.П. Холл, М. Саммерфилд. Сборник "Исследование РДТТ" под редакцией М. Саммерфилда, Иностранная литература, Москва, 1963, стр. 135-137). Данный МД представляет собой цилиндрическую камеру сгорания с соплом для истечения продуктов сгорания, воспламенителем и датчиком измерения давления. Бронированный по боковой поверхности заряд обеспечивает радиальное горение ТРТ. Скорость радиального горения заряда ТРТ определяется по результатам испытаний МД и рассчитывается исходя из известного свода L горения заряда и времени горения заряда tз. В простейшем случае скорость горения определяется по формуле
U = L/tз, (1)
где L = (ФЗ-2σП-ФКАН)/2,
ФКАН - диаметр канала заряда,
ФЗ - диаметр заряда,
σП - толщина эластичного бронепокрытия,
tз - время горения заряда, определенное по экспериментальной зависимости давления Р в камере сгорания от времени t (фиг.1), как это показано, например, в кн.: В.В.Рожков. "Ракетные двигатели твердого топлива". - М.: Воениздат, 1963.
Полученная таким образом скорость горения ставится в соответствие со средним давлением Рср за время горения заряда t3. МД позволяет определять скорость горения в условиях, приближенных к условиям натурного РДТТ. В то же время в таком МД нет возможности деформировать заряд ТРТ так, чтобы определять скорость горения в напряженно-деформированном состоянии. Поэтому недостатком установки является невозможность растяжения образца ТРТ для создания заданной деформации ε, т.е. напряженно-деформированного состояния заряда во время проведения испытания.
Технической задачей изобретения является создание модельного двигателя для определения скорости горения ТРТ в напряженно-деформированном состоянии, позволяющего определять скорость горения в условиях, приближенных к условиям натурного РДТТ.
Поставленная задача решается тем, что в модельном двигателе, содержащем цилиндрический корпус с торцевыми крышками, датчик давления и сопло, канальный цилиндрический заряд ТРТ бронирован по наружной поверхности эластичным бронепокрытием. Это позволяет заряду деформироваться, не нарушая целостности бронепокрытия. Заряд герметично вклеен по боковой поверхности в корпус в районе торцевых крышек, где внутренняя поверхность корпуса имеет диаметр, равный диаметру заряда ФЗ. Внутренняя поверхность корпуса в средней части корпуса имеет диаметр DНДС, больший диаметра ФЗ на величину двойного максимального зазора σMAX между зарядом и корпусом. В этой же части корпуса расположена цилиндрическая вставка толщиной σВСT. Герметичная вклейка заряда не допускает подъем давления в районе зазора между зарядом и корпусом при сжигании заряда. Высверленные в корпусе и во вставке сквозные отверстия диаметром не более σMAX обеспечивают воздушное сообщение зазора с атмосферой. Благодаря этому заряд имеет возможность при возрастании давления в канале заряда во время сжигания деформироваться в пределах зазора σ = σMAX-σВСT между зарядом и вставкой.
По определению ε - заданная средняя тангенциальная деформация заряда, при которой определяется скорость горения ТРТ. Она рассчитывается по формуле
где ЛC= 3,14(ФКАН+ФЗ)/2 - длина окружности среднего диаметра заряда до сжигания,
Таким образом, с помощью вставки, изменяя ее толщину, можно изменять задаваемую деформацию ε. Из формулы (2) следует
σВСT = σMAX-ε•(ФЗ-ФКАН)/4. (3)
Выбранный диаметр сквозных отверстий, составляющий величину, не превышающую σМАХ, не допускает гофрирования поверхности бронепокрытия, когда при возрастании давления в МД боковая поверхность заряда соприкасается с внутренней поверхностью корпуса. Скорость горения в МД определяется по формуле (1), как в прототипе.
Внешний вид МД для определения скорости горения ТРТ в напряженно-деформированном состоянии показан на фиг.2. В корпусе 8 расположен заряд ТРТ 2, бронированный по наружной поверхности эластичным бронепокрытием 4. Заряд вклеен в корпус в районе торцевых крышек. Вставка 6 толщиной σВСТ расположена в средней части корпуса. Во вставке и корпусе просверлены сквозные отверстия 7. В донной торцевой крышке 3 расположен датчик давления 1, а в крышке 9 у противоположного торца расположено сопло 10. Зажжение образца производится воспламенителем 11. Заряд при горении деформируется в зазоре 5 шириной σ = σМАХ-σВСT. На фиг.1 представлена экспериментальная зависимость давления Р в камере сгорания от времени t при сжигании заряда. Здесь Pсp - среднее давление за время горения заряда tз. На фиг.3 показано сечение А-А в МД для определения скорости горения ТРТ в напряженно-деформированном состоянии до сжигания. На фиг.4 показано то же сечение А-А во время сжигания заряда. Пунктиром показано положение канала заряда до сжигания. Внутренняя поверхность корпуса в его средней части расточена на величину σМАХ - зазора между зарядом и корпусом. Технические возможности по деформации ТРТ в данном МД характеризует σМАХ, т.е. эта величина определяет при отсутствии вставки (σВСT = 0) максимальную допустимую деформацию, которую можно получить в МД
εМАХ = 4σМАХ/(ФЗ+ФКАН).
МД работает следующим образом. Перед испытанием в него вставляется цилиндрическая вставка толщиной σВСT, в зависимости от ε. Толщина σВСT рассчитывается по формуле (3). В начале испытания заряд находится в ненапряженном состоянии (см. фиг.2 и 3). Воспламенитель поджигает заряд, и в МД поднимается давление. При этом заряд деформируется в тангенциальном направлении в пределах зазора σ = σМАХ-σВСТ. Внутренний и наружный диаметр заряда увеличивается (см. фиг.4), вызывая его растяжение по окружности в среднем на величину деформации ε = 4σ/(ФЗ+ФК). Скорость горения ТРТ в НДС определяется по результатам испытания МД по формуле (1). В каждом испытании полученные значения U(Pcp, ε) ставятся в соответствие с деформацией ε и давлением Рср. Таким образом, в одном испытании определяется одно значение скорости горения. Для получения зависимости U(ε) необходимо провести не менее двух опытов, по крайней мере при
При испытаниях МД было установлено, что результаты определения скорости горения зарядов МД хорошо прогнозируют скорость горения натурных РДТТ.
Полученные данные могут использоваться при прогнозировании скорости горения в РДТТ в напряженно-деформированном состоянии.
название | год | авторы | номер документа |
---|---|---|---|
МОДЕЛЬНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ СКОРОСТИ ГОРЕНИЯ ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА | 2002 |
|
RU2215170C1 |
УСТАНОВКА ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ СКОРОСТИ ГОРЕНИЯ ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА В НАПРЯЖЕННО-ДЕФОРМИРОВАННОМ СОСТОЯНИИ | 2001 |
|
RU2188963C1 |
УСТАНОВКА ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ СКОРОСТИ ГОРЕНИЯ ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА | 2001 |
|
RU2194874C2 |
УСТАНОВКА ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ СКОРОСТИ ГОРЕНИЯ ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА | 2000 |
|
RU2167327C1 |
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА | 2012 |
|
RU2506445C2 |
СПОСОБ ЛИКВИДАЦИИ ЗАРЯДОВ ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА | 1997 |
|
RU2123991C1 |
СПОСОБ ЛИКВИДАЦИИ ЗАРЯДА ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА | 2000 |
|
RU2169282C1 |
УСТАНОВКА ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ СКОРОСТИ ГОРЕНИЯ ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА | 2009 |
|
RU2406864C1 |
СПОСОБ ЛИКВИДАЦИИ ЗАРЯДОВ ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА (ТРТ) | 1998 |
|
RU2143660C1 |
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ДЫМООБРАЗОВАНИЯ РДТТ | 2002 |
|
RU2233991C2 |
Модельный двигатель для определения скорости горения твердого ракетного топлива в напряженно-деформированном состоянии содержит цилиндрический, бронированный по наружной поверхности канальный заряд твердого ракетного топлива, цилиндрический корпус с торцевыми крышками, датчик давления и сопло. Заряд имеет эластичное бронепокрытие и герметично вклеен в корпус в районе торцевых крышек. Внутренняя поверхность корпуса имеет диаметр, равный диаметру заряда ФЗ. Внутренняя поверхность корпуса в средней части корпуса имеет диаметр, который больше диаметра заряда на величину двойного максимального зазора σMAX между зарядом и корпусом. В этой же части корпуса расположена цилиндрическая вставка толщиной σВСТ = σMAX-ε•(ФЗ-ФКАН)/4, где ε - заданная деформация твердого ракетного топлива, фКАН - диаметр канала заряда, в корпусе и во вставке высверлены сквозные отверстия диаметром не более σMAX. Изобретение позволяет определить скорость горения модельного заряда твердого топлива в напряженно-деформированном состоянии в условиях, приближенных к условиям натурного ракетного двигателя твердого топлива. 4 ил.
Модельный двигатель для определения скорости горения ТРТ в напряженно-деформированном состоянии, содержащий цилиндрический, бронированный по наружной поверхности канальный заряд ТРТ, цилиндрический корпус с торцевыми крышками, датчик давления и сопло, отличающийся тем, что заряд имеет эластичное бронепокрытие и герметично вклеен в корпус в районе торцевых крышек, где внутренняя поверхность корпуса имеет диаметр, равный диаметру заряда ФЗ, тогда как внутренняя поверхность корпуса в средней части корпуса имеет диаметр, который больше диаметра заряда на величину двойного максимального зазора σMAX между зарядом и корпусом, причем в этой же части корпуса расположена цилиндрическая вставка толщиной
σВСТ = σMAX-ε•(ФЗ-ФКАН)/4,
где ε - заданная деформация ТРТ;
ФКАН - диаметр канала заряда, в корпусе и во вставке высверлены сквозные отверстия диаметром не более σMAX.
САММЕРФИЛЬД М | |||
и др | |||
Исследование РДТТ | |||
- М.: Иностранная литература, 1963, с | |||
Способ обделки поверхностей приборов отопления с целью увеличения теплоотдачи | 1919 |
|
SU135A1 |
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ СКОРОСТИ ГОРЕНИЯ ОБРАЗЦА ТОПЛИВА | 1998 |
|
RU2122683C1 |
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ СКОРОСТИ ГОРЕНИЯ ТОПЛИВА В РАКЕТНОМ ДВИГАТЕЛЕ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА | 2000 |
|
RU2175741C1 |
ТЕПЛООБМЕННАЯ ТРУБА | 1999 |
|
RU2177133C2 |
БАРРЕР М | |||
и др | |||
Ракетные двигатели | |||
- М.: Оборонгиз, 1962, с | |||
Станок для изготовления из дерева круглых палочек | 1915 |
|
SU207A1 |
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА | 1994 |
|
RU2076937C1 |
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА | 1995 |
|
RU2122134C1 |
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА | 1997 |
|
RU2138670C1 |
US 2995011 А, 08.08.1961 | |||
US 3108433 А, 29.10.1963 | |||
US 3426528 А, 11.02.1969 | |||
US 3440820 А, 29.04.1969 | |||
US 3483703 А, 16.12.1969. |
Авторы
Даты
2003-03-27—Публикация
2002-01-29—Подача