СПОСОБ ОГНЕВОГО СТЕНДОВОГО ИСПЫТАНИЯ ЗАРЯДА ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА Российский патент 2010 года по МПК F02K9/96 

Патентуемый способ относится к области ракетной техники, а именно к способам огневых стендовых испытаний (ОСИ) зарядов твердого ракетного топлива, и может быть использован при проектировании, отработке, испытаниях и изготовлении зарядов твердого ракетного топлива (ТРТ) к газогенераторам (ГГ) наддува гидросистемы рулевого привода (РП), используемого в управляемых ракетах (УР) различного назначения,

Известны способы огневых стендовых испытаний (ОСИ) зарядов ТРТ по патентам: RU 2233991 (заявка RU 2002127489 от 14.10.2002 г.), RU 2288420 (заявка RU 2005101131 от 19.01.2005 г.) - прототип.

Общими существенными признаками указанных способов огневого стендового испытания заряда ТРТ и патентуемого способа являются: снаряжение заряда ТРТ в корпус (камеру сгорания) ГГ, оснащение ГГ средствами воспламенения заряда, установка ГГ на стенд с оснащением ГГ датчиками измерения требуемых параметров и подачу импульса на воспламенение заряда с последующей регистрацией параметров, в том числе зависимости "давление-время" p(τ) в камере сгорания (КС).

Однако способ-прототип (патент RU 2288420) не всегда позволяет реализовать качественное огневое стендовое испытание (ОСИ) заряда ТРТ, например, применительно к газовой системе гидравлического рулевого привода (РП) управляемой ракеты (УР). Известно, что в конструкциях УР широко используется гидравлический привод для создания необходимых механических усилий при перекладке аэродинамических рулей ракеты, общая схема которого приведена на Фиг 1. Для создания требуемого давления (~200 кгс/см²) в гидравлической системе РП используют, как правило, газогенераторы (ГГ) твердого ракетного топлива (ТРТ). Особенностью таких гидравлических систем является наличие нормированного свободного объема перед "мембраной", через которую давление передается и стабильно обеспечивается в системе подводящих трубопроводов (9) и цилиндропоршневой группе рулевых машин (10) в течение полета УР. Тем самым обеспечивается эффективное управление ракетой как на активном, так и на пассивном участках траектории, при этом "мембрана" (6) может быть выполнена в виде чехла из высокоэластичного термостойкого материала, размещенного в объеме питающей емкости (7) РП и скрепленного с ней в оконечности. Мембрана разделяет газовую и гидравлическую системы рулевого привода. Газовая система РП (Фиг 1) включает корпус (1) ГГ, заряд (2) ТРТ, воспламенитель (4), пиропатрон (3), стравливающий клапан давления (5), трубопровод (8) к питающей емкости и часть питающей емкости до мембраны. Гидравлическая система РП - это часть питающей емкости (после мембраны), подводящие трубопроводы (9) к рулевым машинам и рабочие объемы рулевых машин (10).

Особенностью отработки ГГ такого типа является необходимость подтверждения внутрибаллистических характеристик (ВБХ), а именно: уровня давления (Р) в КС газогенератора и продолжительности времени работы заряда (τ₃) в стендовых условиях, максимально приближенных к условиям функционирования ГГ в составе ракеты.

Технической задачей изобретения является разработка экономичного (низкозатратного) способа огневого стендового испытания заряда ТРТ к ГГ рулевого привода УР с гарантированным подтверждением внутрибаллистических характеристик (ВБХ) заряда заданным требованиям по результатам стендового испытания заряда в составе ГГ.

Технический результат изобретения заключается в способе огневого стендового испытания заряда твердого ракетного топлива в составе газогенератора для газонаддува гидросистемы рулевого привода ракеты. Способ включает снаряжение заряда в корпус газогенератора, установку, через пристыкованный к расходному отверстию газогенератора тройник, датчика давления, оснащение газогенератора средствами воспламенения заряда и подачу пускового импульса для воспламенения заряда с последующей регистрацией зависимости "давление-время" в камере сгорания газогенератора. При этом к расходному отверстию газогенератора, через тройник, пристыковывают балластную емкость-ресивер, объем которого соответствует (2…3)-м свободным объемам в системе газонаддува гидросистемы рулевого привода ракеты и расходный блок с расходным отверстием d_кp, обеспечивающим критическое истечение продуктов сгорания. Входное отверстие балластной емкости-ресивера оснащают дроссельной шайбой. Массогабаритные характеристики пристыкованной балластной емкости-ресивера подбирают с условием обеспечения потерь энергетических характеристик продуктов сгорания твердого ракетного топлива, эквивалентных потерям при использовании заряда твердого ракетного топлива по прямому назначению в составе рулевого привода ракеты. Диаметр отверстия дроссельной шайбы d_дрос соответствует (1,5…2,0) d_кp, а фактическое время работы τ_ф заряда твердого ракетного топлива в системе газонаддува гидросистемы рулевого привода ракеты определяют по соотношению:

где τ_з - время работы заряда при огневом стендовом испытании (ОСИ);

р_сист - давление в системе газонаддува гидросистемы рулевого привода;

- среднее давление в камере сгорания газогенератора при ОСИ;

ν - показатель степени в степенном законе скорости горения ТРТ.

Сущность изобретения заключается в проведении огневого стендового испытания заряда ТРТ газогенератора рулевого привода УР не в составе ракеты (блока ракеты), а в стендовых условиях, имитирующих условия эксплуатации ГТ в составе ракеты. Это позволяет снизить экономическую затратность при отработке газогенератора (ГГ) и РП, гарантируя надежную работу последнего. При этом выполнение объема пристыкованной балластной емкости-ресивера не менее двух свободных объемов в системе газонаддува гидросистемы РП позволяет обеспечить нижний уровень теплопотерь (и других потерь) энергетических характеристик ТРТ, реализуемых при эксплуатации ракеты по прямому назначению, а ограничение объема балластной емкости-ресивера 3-мя свободными объемами в системе газонаддува гидросистемы РП ограничено «излишними потерями», снижающими достоверность результатов ОСИ газогенератора применительно к заданным условиям эксплуатации ракеты.

Выбор диаметра отверстия дроссельной шайбы (1,5…2,0)d_кp соплового отверстия обусловлен следующим:

- верхний предел характеризует "быстрый темп" (высокий градиент) реализации потерь, что способствует более объективной оценке надежности работы ГГ, особенно для медленногорящих партий ТРТ заряда;

- нижний предел позволяет обеспечить качественную оценку работоспособности заряда при давлениях в стендовом ГГ ~200 кгс/см² (в области закона скорости горения ТРТ - U=U_1p ^ν, где U - скорость горения ТРТ, U₁ - коэффициент, p - давление в камере сгорания ГГ, ν - показатель степени в степенном законе скорости горения ТРТ, для давлений присущих ГГ рассматриваемого класса).

Подбор d_кp, d_дрос позволяет обеспечить при ОСИ газогенератора давление в КС последнего близкое к рабочему (~200 кгс/см²).

Проведение ОСИ с регистрацией зависимости «давление-время», в порядке, оговоренном в рамках патентуемого изобретения, дает возможность произвести близкую к достоверной оценку важнейшего параметра - фактического времени (τ_ф) работы заряда в системе РП ракеты по соотношению [1].

Изобретение поясняется на фигурах.

Фиг 1. Схема газонаддува гидросистемы РП ракеты с питающей емкостью, оснащенной высокоэластичной мембраной:

1 - корпус ГГ

2 - заряд ТРТ

3 - пиропатрон

4 - воспламенитель

5 - стравливающий клапан давления

6 - мембрана

7 - питающая емкость

8 - трубопровод питающей емкости

9 - подводящие трубопроводы к рулевым машинам

10 - рулевые машины

Фиг 2. Схема огневого стендового испытания заряда ТРТ по патентуемому способу:

11 - датчик давления

12 - дроссельная шайба

13 - расходный блок

14 - балластная емкость-ресивер

15 - тройник

d_дрос - диаметр отверстия дроссельной шайбы

d_кр - диаметр расходного отверстия расходного блока

Патентуемый способ ОСИ реализован следующим образом (Фиг 2).

Пример

Для подтверждения требуемых параметров в системе газонаддува РП необходимо обеспечить: Р_сист=200 кгс/см², τ_ф>70 с.

Корпус ГГ (1) снаряжали зарядом (2) торцевого горения из медленногорящего ТРТ с размерами: длина - 270 мм, диаметр - 90 мм.

К корпусу ГГ через тройник (15) пристыковывали расходный блок (13), балластную емкость, ресивер (14) и датчик давления (11), оснащали ГГ средствами воспламенения - пиропатроном (3) и воспламенителем (4). Во входное отверстие балластной емкости-ресивера устанавливали дроссельную шайбу (12). Объем балластной емкости-ресивера составлял 2,5 свободного объема в газовой системе РП ракеты.

Запуск ГГ осуществляли путем подачи электрического импульса на пиропатрон (3), обеспечивающий зажжение воспламенителя (4), ПС которого обеспечивали воспламенение заряда (2). Полученная экспериментальная зависимость "давление-время" p(τ) приведена на Фиг 3. Обработка зависимости p(τ) дала:

τ_з=87,3 с; Р_срτ_з=137,1 кгс/см².

С учетом полученных результатов определяли требуемое время (τ_ф) работы заряда для ГТ в составе ракеты с учетом соотношения [1]:

.

Положительный эффект изобретения заключается в снижении затрат при отработке и серийном изготовлении зарядов ТРТ (ГГ) к рулевым приводам УР.

Способ огневого стендового испытания заряда твердого ракетного топлива в составе газогенератора для газонаддува гидросистемы рулевого привода ракеты включает снаряжение заряда в корпус газогенератора, установку, через пристыкованный к расходному отверстию газогенератора тройник, датчика давления. Затем оснащают газогенератор средствами воспламенения заряда и подают пусковой импульс для воспламенения заряда с последующей регистрацией зависимости «давление - время» в камере сгорания газогенератора. К расходному отверстию газогенератора, через тройник, пристыковывают балластную емкость-ресивер, объем которого соответствует 2…3-м свободным объемам в системе газонаддува гидросистемы рулевого привода ракеты, и расходный блок с расходным отверстием, обеспечивающим критическое истечение продуктов сгорания. Входное отверстие балластной емкости-ресивера оснащают дроссельной шайбой. Массогабаритные характеристики пристыкованной балластной емкости-ресивера подбирают с условием обеспечения потерь энергетических характеристик продуктов сгорания твердого ракетного топлива, эквивалентных потерям при использовании заряда твердого ракетного топлива по прямому назначению в составе рулевого привода ракеты. Диаметр отверстия дроссельной шайбы и фактическое время работы заряда твердого ракетного топлива в системе газонаддува гидросистемы рулевого привода ракеты определяют по защищаемым настоящим изобретением соотношениям. Изобретение позволяет повысить точность определения фактического времени работы заряда в системе гидравлического рулевого привода ракеты. 3 ил.

Способ огневого стендового испытания заряда твердого ракетного топлива в составе газогенератора для газонаддува гидросистемы рулевого привода ракеты, включающий снаряжение заряда в корпус газогенератора, установку, через пристыкованный к расходному отверстию газогенератора тройник, датчика давления, оснащение газогенератора средствами воспламенения заряда и подачу пускового импульса для воспламенения заряда с последующей регистрацией зависимости «давление - время» в камере сгорания газогенератора, причем к расходному отверстию газогенератора, через тройник, пристыковывают балластную емкость-ресивер, объем которого соответствует 2…3-м свободным объемам в системе газонаддува гидросистемы рулевого привода ракеты, и расходный блок с расходным отверстием d_кр, обеспечивающим критическое истечение продуктов сгорания, при этом входное отверстие балластной емкости-ресивера оснащают дроссельной шайбой, а массогабаритные характеристики пристыкованной балластной емкости-ресивера подбирают с условием обеспечения потерь энергетических характеристик продуктов сгорания твердого ракетного топлива, эквивалентных потерям при использовании заряда твердого ракетного топлива по прямому назначению в составе рулевого привода ракеты, при этом диаметр отверстия d_дрос дроссельной шайбы соответствует (1,5…2,0)d_кр, а фактическое время работы τ_ф заряда твердого ракетного топлива в системе газонаддува гидросистемы рулевого привода ракеты определяют по соотношению:
,
где τ₃ - время работы заряда при огневом стендовом испытании;
p_сист - давление в системе газонаддува гидросистемы рулевого привода ракеты;
- давление в камере сгорания газогенератора при огневом стендовом испытании;
ν - показатель степени в степенном законе скорости горения твердого ракетного топлива.