СПОСОБ ПОДТВЕРЖДЕНИЯ ВНУТРИБАЛЛИСТИЧЕСКИХ И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ТВЕРДОТОПЛИВНОГО ЗАРЯДА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ И СТЕНДОВОЕ УСТРОЙСТВО Российский патент 2016 года по МПК F02K9/96 

Настоящее изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при отработке твердотопливного заряда для двигателя, в конструкции которого предусмотрен предельный клапан, гарантирующий сброс давления в камере сгорания сверх допустимого.

Твердое топливо таких двигателей характерно высокой чувствительностью скорости горения "u" к давлению p_к в камере сгорания (u=u₁·p^ν, где u₁ - коэффициент, соответствующий определенному топливу, ν - показатель степени в законе скорости горения, ν~0,6…0,7) и большим разбросом скорости горения "Δu" от номинала Δu~10…15% для зарядов в разных партиях изготовления, что создает значительные трудности в подтверждении требуемых расходных характеристик газа "G_τ" и внутрибаллистических характеристик (ВБХ) в целом.

В настоящее время при отработке таких зарядов используется камера-имитатор с разными критическими сечениями выходного отверстия в зависимости от скорости горения заряда, определенной в приборе постоянного давления (ППД) для каждой партии зарядов. Например, используется ряд из 10 сопел, каждое из которых соответствует определенному интервалу скоростей горения и служит для непревышения предельного давления и обеспечения минимальных отклонений давления от номинального значения. При этом для точного определения характеристик камера-имитатор не содержит регулятор давления.

Принцип применения различных критических сечений выходных сопел (регулирование сопел) в зависимости от температуры заряда для обеспечения не превышения давления в камере сгорания приведен, например, в кн. "Теория ракетного двигателя на твердом топливе", авт.Шапиро Я.М., Мазинг Г.Ю., Прудников Н.Е., М. 1966 г., Военное издательство МО СССР, с. 172…177.

При использовании набора сопел для испытаний зарядов двигателя создается дополнительная погрешность в определении разбросов внутрибаллистических характеристик, в том числе при анализе аномальных огневых стендовых испытаний (ОСИ), т.к. изменяется полный импульс давления (J_Pк) в камере сгорания, что не дает возможность точно оценить изменение внутрибаллистических и энергетических характеристик (ВБХ и ЭХ) двигателя.

Задачей изобретения является создание способа испытаний, позволяющего существенно уменьшить погрешность в определении ВБХ и ЭХ ракетного двигателя.

Указанная задача выполняется за счет того, что в известном способе подтверждения внутрибаллистических и энергетических характеристик твердотопливного заряда ракетного двигателя, заключающемся в сжигании серии зарядов с различной скоростью горения в камере-имитаторе, заряды испытываются с одинаковым расходным круглым отверстием критического сечения с замером давления в камере-имитаторе, каждый заряд термостатируется до температуры, обеспечивающей скорость горения заряда и давление в двигателе с минимальными отклонениями от их номинальных значений и определяемой по формуле:

где t_терм - температура термостатирования заряда перед огневым стендовым испытанием (ОСИ);

t_max - максимальная температура в диапазоне эксплуатации;

t_min - минимальная температура в диапазоне эксплуатации;

$$u_{ППД}^i$$ - скорость горения заряда в конкретной партии, определенная в приборе постоянного давления (ППД);

u_max - максимальная скорость горения заряда при максимальной температуре в диапазоне эксплуатации;

u_min - минимальная скорость горения заряда при минимальной температуре в диапазоне эксплуатации.

Предложенный способ подтверждения ВБХ и ЭХ (как пример для конкретного заряда при ОСИ) иллюстрируется диаграммами.

На фиг. 1 изображена диаграмма t_терм (вертикальная ось) от " $$u_{ППД}^i$$ " (горизонтальная ось), как иллюстрация предложенной в формуле математической зависимости $$t_{терм}\left(u_{ППД}^i\right)$$ . Точка пересечения с наклонной линией зависимости перпендикуляра от конкретного значения " $$u_{ППД}^i$$ " и определяет конкретную температуру $$t_{терм}^i$$ .

На фиг. 2 изображены номинальная и предельные зависимости давления в камере p(τ) с применением одного расходного отверстия с одинаковым d_кр и термостатированием предложенным способом.

На фиг. 3 изображены номинальная и предельные зависимости давления в камере p(τ) с одинаковым d_кр, но без предложенного термостатирования.

График фиг. 2 имеет узкий разброс давлений в камере p(τ) с малым разбросом полного времени работы заряда (τ_п) по сравнению с графиками фиг. 3, где предельные скорости горения и предельная температура заряда вызывают запредельное давление в камере или запредельное время работы двигателя, что может привести к прогару ТЗП камеры.

Для осуществления указанного способа подтверждения ВБХ и ЭХ твердотопливного заряда предложено стендовое устройство, показанное на фиг. 4, 5 и 6. На фиг. 4 изображен фронтальный вид предложенного стендового устройства, на фиг. 5 изображен вид сверху стендового устройства, на фиг. 6 изображен вид сбоку стендового устройства.

Проведенные стендовые сжигания штатных твердотопливных зарядов (с различной скоростью горения) по предложенному способу подтверждения ВБХ и ЭХ (с предварительным термостатированием) иллюстрируются диаграммами (см. фиг. 2), которыми подтверждаются предельные зависимости p(τ) и номинальная зависимость p^nom(τ).

Предложенный способ подтверждения ВБХ и ЭХ заряда в камере-имитаторе позволяет сократить количество комплектующих элементов, необходимых для проведения ОСИ при отработке заряда, а также существенно уменьшить разбросы замеренных параметров, тем самым повысить надежность конструкции двигателя в целом.

Для реализации предложенного способа подтверждения ВБХ и ЭХ твердотопливного заряда ракетного двигателя используется стендовое устройство.

Предложенное стендовое устройство использует известный принцип "Статического стенда вращения" для определения импульса тяги специального двигателя типа "сегнерово колесо" (см., например, кн. "Экспериментальные методы определения параметров двигателей специального назначения", авт.И.М. Гладков, B.C. Мухамедов, Е.Л. Валуев, В.И. Черепов, М. 1993 г., МИТ).

Задача изобретения - упростить конструкцию стендового устройства с возможностью использовать силоизмеритель с широким диапазоном измерений для двигателей с разной тягой с одним соплом (например, в диапазоне R_тяги=1-50 кгс) с сохранением требуемой погрешности определения зависимости R_тяги(τ).

Поставленная задача выполнена в стендовом устройстве, содержащем металлический стапель с горизонтальной поворотной плитой для крепления камеры-имитатора с расходным круглым отверстием критического сечения, датчик замера давления в камере-имитаторе, силоизмеритель между поворотной плитой и стапелем, стапель имеет вертикальную упорную стенку, к которой крепится кронштейн с подшипниковым узлом для вертикального вала поворотной плиты, силоизмеритель закреплен на вертикальной упорной стенке стапеля и соприкасается с боковой поверхностью поворотной плиты, которая под камерой-имитатором имеет вертикальные стойки, соприкасающиеся с полом испытательного стенда через концевые подшипники, оси которых параллельны вертикальной упорной стенке стапеля, поворотная плита и вертикальная упорная стенка стапеля связаны в горизонтальной плоскости витой пружиной для начального поджатия поворотной плиты к силоизмерителю, камера-имитатор заключена в теплоизолирующий кожух, камера-имитатор имеет трубопровод с соплом, ось которого параллельна оси силоизмерителя, при этом оси трубопровода с соплом и силоизмерителя перпендикулярны вертикальной упорной стенке стапеля, расстояния от оси вертикального вала поворотной плиты до оси силоизмерителя "l" и до оси сопла трубопровода "L" связаны соотношением:

где F_сил - показания силоизмерителя,

R_соп - сила реактивной тяги сопла камеры-имитатора.

Стендовое устройство состоит из металлического стапеля (см. фиг. 4), вертикальная упорная стенка 1 которого закреплена на полу 2 испытательного стенда. Горизонтальная поворотная плита 3 имеет вертикальный вал 4 в подшипниковом узле 5, который с помощью кронштейна 6 (см. фиг. 5) закреплен на вертикальной упорной стенке 1.

На поворотной плите 3 (в противоположной вертикальному валу 4 стороне) установлена камера-имитатор 7 с твердотопливным зарядом и пиропатроном 8 (инициатор поджига заряда). Между вертикальным валом 4 и камерой-имитатором 7 на вертикальной упорной стенке 1 закреплен силоизмеритель 9 (первичный преобразователь), ось которого перпендикулярна поверхности вертикальной упорной стенки 1 и боковой поверхности соприкасающейся поворотной плиты 3 и находится на определенном расстоянии "l" от оси вертикального вала 4 (см. фиг. 5).

Поворотная плита 3 и вертикальная упорная стенка 1 в горизонтальной плоскости связаны витой пружиной 10 (см. фиг. 5) для начального поджатия поворотной плиты 3 к силоизмерителю 9 (практически с неизменным усилием в процессе работы).

Камера-имитатор 7 (см. фиг. 5) имеет трубопровод 11, оканчивающийся соплом 12 (ось сопла параллельна оси силоизмерителя 9 и отстоит от оси вертикального вала 4 на определенном расстоянии "L"). На камере-имитаторе 7 через патрубок установлен датчик замера давления 13 в камере сгорания. К камере-имитатору 7 через газоотвод 14 подсоединена теплоизолированная емкость 15, имитирующая начальный свободный объем камеры сгорания штатного двигателя.

Поворотная плита 3 (см. фиг 6) снизу (под установленной камерой-имитатором 7) имеет вертикальные стойки 16 с концевыми подшипниками 17, контактирующими с полом 2 испытательного стенда, причем оси подшипников параллельны вертикальной упорной стенке 1 стапеля.

Камера-имитатор 7 окружена теплоизолирующим кожухом 18.

Ось силоизмерителя 9 и ось сопла 12 находятся в одной горизонтальной плоскости для исключения погрешности в измерении вектора тяги. Ось сопла 12 отстоит от оси вертикального вала 4 на определенном расстоянии "L" (см. фиг. 5), которое определяется габаритами стенда.

В соответствии с заявленным способом термостатированный заряд в камере-имитаторе перед огневым стендовым испытанием устанавливают на плите 3 и сохраняют его температуру до окончания ОСИ с помощью теплоизолирующего кожуха 18.

После срабатывания пиропатрона 8 и воспламенения заряда продукты сгорания по газоотводу 14 заполняют теплоизолированную емкость 15, которая демпфирует возможный всплеск давления в камере сгорания в процессе воспламенения заряда.

Сила реактивной тяги сопла R_соп 12 поджимает чувствительную головку первичного преобразователя (силоизмерителя) 9 к боковой вертикальной поверхности горизонтальной поворотной плиты 3. Расстояние "l" от горизонтальной оси силоизмерителя 9 до вертикальной оси вала 4 выбирается исходя из условия диапазона измерения конкретного силоизмерителя. При более "грубом" силоизмерителе (с увеличенным диапазоном измерения силы) его устанавливают ближе к оси вала 4 и тем самым точно подтверждают реактивную силу R_соп от сопла двигателя в соответствии с соотношением (где F_сил - показания силоизмерителя).

Используя при обработке результатов ОСИ массу сгоревшего топлива и интеграл тяги J_Rсоп(τ), определяют практический удельный импульс заряда для подтверждения энергетических характеристик двигателя и расходные характеристики продуктов сгорания заряда.

Огневые испытания на предложенном стендовом устройстве позволяют рационально использовать имеющиеся силоизмерители для определения энергетических характеристик заряда с минимальной погрешностью при ограниченном количестве опытов.

При подтверждении внутрибаллистических и энергетических характеристик твердотопливного заряда ракетного двигателя сжигают серию зарядов с различной скоростью горения в камере-имитаторе с расходным круглым отверстием критического сечения с замером давления в камере-имитаторе. Перед сжиганием заряд термостатируется до температуры, обеспечивающей скорость горения заряда и давление в двигателе с минимальными отклонениями от их номинальных значений и определяемой по формуле, защищаемой настоящим изобретением. Стендовое устройство для подтверждения внутрибаллистических и энергетических характеристик твердотопливного заряда ракетного двигателя содержит металлический стапель с горизонтальной поворотной плитой для крепления камеры-имитатора с расходным круглым отверстием критического сечения, датчик замера давления в камере-имитаторе и силоизмеритель между поворотной плитой и стапелем. Стапель имеет вертикальную упорную стенку, к которой крепится кронштейн с подшипниковым узлом для вертикального вала поворотной плиты. Силоизмеритель закреплен на вертикальной упорной стенке стапеля и соприкасается с боковой поверхностью поворотной плиты. Поворотная плита и вертикальная упорная стенка стапеля связаны в горизонтальной плоскости витой пружиной для начального поджатия поворотной плиты стапеля к силоизмерителю. Поворотная плита под камерой-имитатором имеет вертикальные стойки, соприкасающиеся с полом стенда через концевые подшипники, оси которых перпендикулярны оси силоизмерителя. Камера-имитатор заключена в теплоизолирующий кожух и имеет трубопровод с соплом, ось которого параллельна оси силоизмерителя. Оси трубопровода с соплом и силоизмерителя перпендикулярны вертикальной упорной стенке стапеля. Группа изобретений позволяет снизить погрешность при определении внутрибаллистических и энергетических характеристик твердотопливного заряда ракетного двигателя. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

1. Способ подтверждения внутрибаллистических и энергетических характеристик твердотопливного заряда ракетного двигателя, заключающийся в сжигании серии зарядов с различной скоростью горения в камере-имитаторе с расходным круглым отверстием критического сечения с замером давления в камере-имитаторе, отличающийся тем, что заряд перед сжиганием термостатируется до температуры, обеспечивающей скорость горения заряда и давление в двигателе с минимальными отклонениями от их номинальных значений и определяемой по формуле:

где t_терм - температура термостатирования заряда перед огневым стендовым испытанием (ОСИ);
t_max - максимальная температура в диапазоне эксплуатации;
t_min - минимальная температура в диапазоне эксплуатации;
$$u_{ППД}^i$$ ^_ скорость горения заряда в конкретной партии, определенная в приборе постоянного давления (ППД);
u_max - максимальная скорость горения заряда при максимальной температуре в диапазоне эксплуатации;
u_min - минимальная скорость горения заряда при минимальной температуре в диапазоне эксплуатации.

2. Стендовое устройство для подтверждения внутрибаллистических и энергетических характеристик твердотопливного заряда ракетного двигателя, содержащее металлический стапель с горизонтальной поворотной плитой для крепления камеры-имитатора с расходным круглым отверстием критического сечения, датчик замера давления в камере-имитаторе, силоизмеритель между поворотной плитой и стапелем, отличающееся тем, что стапель имеет вертикальную упорную стенку, к которой крепится кронштейн с подшипниковым узлом для вертикального вала поворотной плиты, силоизмеритель закреплен на вертикальной упорной стенке стапеля и соприкасается с боковой поверхностью поворотной плиты, поворотная плита и вертикальная упорная стенка стапеля связаны в горизонтальной плоскости витой пружиной для начального поджатия поворотной плиты стапеля к силоизмерителю, поворотная плита под камерой-имитатором имеет вертикальные стойки, соприкасающиеся с полом стенда через концевые подшипники, оси которых перпендикулярны оси силоизмерителя, камера-имитатор заключена в теплоизолирующий кожух, камера-имитатор имеет трубопровод с соплом, ось которого параллельна оси силоизмерителя, при этом оси трубопровода с соплом и силоизмерителя перпендикулярны вертикальной упорной стенке стапеля, расстояния от оси вертикального вала поворотной плиты до оси силоизмерителя "l" и до оси сопла трубопровода "L" связаны соотношением:

где F_сил - показания силоизмерителя,
R_соп - сила реактивной тяги сопла камеры-имитатора.

3. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что оси силоизмерителя и сопла трубопровода находятся в общей горизонтальной плоскости.

4. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что камера-имитатор снабжена теплоизолированной емкостью, имитирующей начальный свободный объем камеры сгорания штатного двигателя.