Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель, управление этими установками: .отличающиеся специальными устройствами для испытания или проверки и измерений – F02K 9/96

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании деталей из углерод-углеродного композиционного материала (УУКМ), работающих в условиях воздействия высокотемпературной окислительной среды на поверхности деталей ракетной техники. Установка для определения окислительной стойкости углерод-углеродного композиционного материала, в том числе с защитным покрытием, включающая камеру из огнеупорного материала для размещения образца испытуемого материала и сопло для подачи газового потока в камеру, выполненное в передней стенке установки, снабжена набором съемных передних стенок различной толщины, в которых сопло расположено под разными углами к продольной оси камеры установки, при этом камера установки размещена в металлическом корпусе с теплозащитным кожухом, причем, теплозащитный кожух и камера выполнены разъемными. Изобретение обеспечивает имитацию воздействия высокотемпературного газового потока на детали ракетной техники в условиях, приближенных к реальным, и определение окислительной стойкости УУКМ при воздействии высокотемпературного газового потока под разными углами и на различном расстоянии. 6 ил.

Изобретение относится к технике, связанной с испытанием сопл, и может быть использовано при проведении модельных испытаний. Устройство содержит подводящий трубопровод, соединенный с ресивером, выполненным с возможностью разъемного соединения с испытываемым соплом в двух взаимно перпендикулярных плоскостях посредством съемных фланцевых накладок и с возможностью опирания измерительными средствами на корпус ресивера, в котором подводящий трубопровод снабжен упругой вставкой. Кроме того, ресивер снабжен отверстиями, одно из которых выполнено в его торце, а другое на его боковой поверхности, причем горловины отверстий имеют одинаковые сечения и снабжены съемными фланцевыми накладками, выполненными с возможностью крепления в них испытываемого сопла в двух взаимно перпендикулярных направлениях. При этом в качестве измерительных средств используют однокомпонентные датчики силы, закрепленные на корпусе ресивера, измерительные штанги которых размещены в трех взаимно перпендикулярных направлениях, а их концы уперты в корпус ресивера с возможностью его удержания. Технический результат заключается в повышении точности измерения и эффективности испытаний сопла, а также снижении трудоемкости изготовления и эксплуатации устройства. 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в газогидравлических магистралях жидкостных ракетных двигателей. В способе установки геометрической оси камер жидкостного ракетного двигателя в номинальном положении, основанном на исключении влияния технологических отклонений при изготовлении агрегатов, деталей и сборочных единиц, а также усадки материала в сварных швах стыков газовых магистралей между турбонасосным агрегатом и головками камер на угловое отклонение геометрических осей камер от номинального положения, согласно изобретению измерение фактических параметров замыкающего компенсирующего устройства, его изготовление, подгонка и сварка выполняются на заключительной стадии сборки магистралей после выполнения всех сварных швов стыкуемых агрегатов деталей и сборочных единиц. Способ реализуется компенсирующим замыкающим устройством газовых магистралей, содержащим компенсационную втулку с проточками по ее стыкам для установки подкладных колец, в котором согласно изобретению проточки для установки подкладных колец выполнены длиной, равной длине подкладных колец, а над проточками просверлены сквозные отверстия, в которых установлены фиксаторы для перемещения подкладных колец в зону сварных швов стыков деталей и сборочных единиц; проточки в фиксаторах под отвертку развернуты перпендикулярно плоскости проекции скоса; фиксаторы установлены по периметру через углы, равные 120°; в отверстиях компенсационной втулки и головках фиксаторов выполнены фаски для исключения непроваров корня сварных швов. Изобретение обеспечивает повышение точности ее установки и снижение потерь вектора тяги работающего в полете или на стенде двигателя. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к испытательной технике и, в частности, к испытаниям камер сгорания и газогенераторов жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с целью оценки высокочастотной устойчивости процесса горения. Генератор содержит корпус с подсоединительным патрубком и форкамерой, в котором размещена втулка из диэлектрика, в которой размещены электроды. При этом один из электродов установлен по оси форкамеры и является общим, а остальные электроды расположены по окружности с одинаковым зазором между собой. Причем осевой электрод соединен с остальными электродами, размещенными по окружности, металлическими проволочками диаметром 0,02 0,5 мм. Другие концы электродов предназначены для подключения к источнику высокого напряжения, а концы электродов, размещенных внутри форкамеры, выполнены с утолщением, причем к форкамере подсоединен штуцер для подачи азота продувки. При размещении по окружности четного числа электродов на конце осевого электрода в радиальном направлении к электродам, расположенным по окружности, могут быть выполнены сквозные радиальные пересекающиеся каналы, в которых размещены металлические проволочки. При этом концы каждой из них соединены с соответствующей парой противолежащих электродов, расположенных по окружности, причем в торце осевого электрода выполнено глухое отверстие с резьбой, пересекающее сквозные радиальные каналы, в котором установлен винт, прижимающий металлические проволочки к внутренним кромкам сквозных каналов осевого электрода. Изобретение обеспечивает создание нескольких импульсов во время одного испытания камер сгорания и газогенераторов ЖРД на устойчивость при высокой стабильности величины импульса. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при разработке оборудования для огневых стендовых испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе. Установка для испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе содержит выхлопной диффузор и скрепленный с ним переходный отсек, установленный непосредственно после испытуемого двигателя и герметично соединенный с его соплом. В переходном отсеке установлена связанная с системой подачи охлаждающей жидкости поворотная полая штанга с форсункой, снабженная фиксаторами начального и конечного положения. Изобретение позволяет обеспечить эффективное охлаждение ракетного двигателя твердого топлива после огневых стендовых испытаний. 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей с имитацией высотных условий. Стенд для высотных испытаний ракетных двигателей с тонкостенными соплами содержит барокамеру, выхлопной диффузор, кольцевой эжектор и соединенный с ним источник эжектирующего рабочего тела. Источник эжектирующего рабочего тела выполнен в виде парогенератора, образованного охватывающим диффузор кожухом, полость которого на входе сообщена с подводом охлаждающей жидкости, а на выходе с кольцевым эжектором. Стенд снабжен форсунками, размещенными в кольцевом эжекторе и имеющими программно разрушающиеся корпусы. Изобретение позволяет имитировать высотные условия при испытании ракетного двигателя с тонкостенным соплом на различных режимах его работы, включая период выключения, а также обеспечить сохранность элементов конструкции двигателя. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Экспериментальный ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус из композитного материала с передним и сопловым днищами, соединенными между собой посредством цилиндрического участка, скрепленный с корпусом заряд твердого топлива и утопленное сопло. На переднем днище установлен глухой фланец многократного использования, в центре которого с внешней стороны установлено воспламенительное устройство. Наружный радиус заряда, радиус канала заряда, радиус критического сечения сопла и толщина цилиндрического участка силовой оболочки корпуса определены соотношениями, защищаемыми настоящим изобретением. Изобретение позволяет определять удельный импульс тяги и скорость горения твердого ракетного топлива в условиях напряженно-деформированного состояния. 1 ил.

При определении скорости горения твердого ракетного топлива производят монтаж и сжигание стержневого образца с запальным проводником в камере сгорания, имеющей систему регистрации давления. Перед монтажом небронированный образец опускают в бронестаканчик с неотвержденным бронесоставом и отверждают бронесостав. Затем в плоскости осевого сечения бронированого образца выполняют на его торцах пропилы с вершинами, перпендикулярными оси образца. Устанавливают в пропил со стороны бронированного торца отрезок огнепроводного шнура. Изолируют полость пропила с установленным отрезком огнепроводного шнура. Устанавливают в пропил со стороны открытого торца запальный проводник, соединяют концы проводника с гермовыводом и монтируют образец вместе с гермовыводом в камере сгорания. Подают в камеру сгорания начальное давление от внешнего источника, поджигают образец и поддерживают давление в камере сгорания на уровне заданного давления, сбрасывая избыточное давление до момента появления всплеска давления в камере сгорания. Сбрасывают давление и определяют скорость горения твердого ракетного топлива по защищаем настоящим изобретением соотношениям. Изобретение позволяет упростить подготовку образца твердого ракетного топлива к испытаниям и повысить точность определения его скорости горения. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано для измерения зазора между раструбом и арматурой сопла ракетного двигателя, имеющих конический или криволинейный профиль сопрягаемых через клеевой состав поверхностей. Сущность изобретения заключается в следующем. При измерении зазора арматуру базируют на объемном калибре в виде полого тела вращения. Наружный профиль калибра имитирует максимальный профиль раструба. Не менее чем в двух радиальных сечениях равномерно по окружности со стороны внутренней полости калибра расположены не менее чем по четыре втулки со сквозными отверстиями. Оси втулок перпендикулярны наружному профилю калибра, а один из торцов совпадает с наружным профилем калибра. В отверстия втулок последовательно со стороны внутренней полости калибра заводят измерительный наконечник индикатора часового типа, предварительно настроенного на начальное показание и снабженного ограничителем. Упирают торец ограничителя индикатора в торец втулки калибра при одновременном касании измерительным наконечником индикатора внутренней поверхности арматуры. После чего фиксируют показание индикатора и определяют величину зазора между раструбом и арматурой в данной точке профиля по формуле:

_c=h₀+a₀-l_i-a _i,

где h₀ - действительный размер настроечной меры, мм;

l_i - действительная длина втулки калибра, мм;

a₀ - показание индикатора, настроенного на ноль;

a_i - показание индикатора, зафиксированное в процессе измерения. Использование изобретения позволит с высокой точностью измерить величину зазора между раструбом и арматурой сопла ракетного двигателя. При этом снижается трудоемкость операции измерения. 2 ил.

При определении скорости горения твердого ракетного топлива монтируют и сжигают стержневой образец твердого ракетного топлива с запальным проводником в камере сгорания, имеющей систему регистрации давления, а также вентили подачи и сброса давления. Перед монтажом измеряют длину небронированного образца, бронируют его, после чего выполняют на открытом торце бронированного образца пропил, перпендикулярный этому торцу, глубиной 5 8% от длины образца и измеряют глубину пропила. После монтажа образца вместе с гермовыводом в камере сгорания образец поджигают и поддерживают давление в камере сгорания на уровне заданного давления, сбрасывая избыточное в течение времени сброса давления, определяемого соотношением, защищаемым настоящим изобретением. Затем закрывают этот вентиль и после достижения максимального давления в момент времени, соответствующий окончанию горения образца, снова открывают вентиль сброса. После этого определяют среднее давление и скорость горения твердого ракетного топлива на контрольном участке горения образца по соотношениям, защищаемым настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить точность определения скорости горения твердого ракетного топлива. 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ моделирования процесса газификации остатков жидкого компонента ракетного топлива в баках отделяющихся частей ступени ракет-носителей, основанном на введении в экспериментальную установку теплоносителя, обеспечении условий взаимодействия в зоне контакта теплоносителя с поверхностью жидкого газифицируемого компонента ракетного топлива, проведении измерений температуры, давления в различных точках экспериментальной установки, при этом перед подачей теплоносителя осуществляют понижение давления в экспериментальной установке до 0,01 МПа через электропневмоклапан. Рассмотрено устройство для моделирования процесса газификации остатков жидкого компонента ракетного топлива в баках отделяющейся части ступени ракеты-носителя, включающее в свой состав экспериментальную установку в виде модельного бака, содержащего поддон для жидкого компонента ракетного топлива, датчики температуры, давления, входной и выходной патрубки, при этом экспериментальная установка имеет в своем составе вакуумную камеру для создания пониженного абсолютного давления до 0,01 МПа с управляемым электропневмоклапаном и газоанализатор для определения процентного содержания газифицированных компонентов ракетного топлива. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

При высотных испытаниях ракетного двигателя создают разрежение за счет предварительного вакуумирования пространства вокруг двигателя, эжектирующих свойств струи продуктов сгорания в диффузоре и инжекции дополнительного газа в выхлопную магистраль. Запуск диффузора обеспечивают до момента достижения его отраженной волной сжатия продуктов сгорания. При спаде давления в ракетном двигателе инжектируют дополнительный газ в выхлопную магистраль, непосредственно за диффузором, обеспечивая изменение его расхода обратно пропорционально изменению расхода продуктов сгорания. Затем плавно уменьшают расход инжектируемого газа до нуля. В качестве газа для инжекции используют сжатый воздух высокого давления. Установка для высотных испытаний содержит барокамеру для размещения в ней ракетного двигателя с датчиком давления в камере сгорания, систему предварительной откачки воздуха, выхлопную магистраль с диффузором, систему инжекции газа с источником газа и магистралями для его подвода к инжектирующему средству и откидную заглушку. В выхлопной магистрали на выходе из диффузора установлен коллектор большего диаметра и длиной 125-150 м. Зона контакта диффузора и коллектора снабжена камерой, отделяющей ее от внешней среды. Инжектирующее средство размещено между диффузором и коллектором и выполнено в виде сопел, или в виде кольцевого инжектора, функцию которого выполняет сквозной зазор между диффузором и коллектором, или в виде перфорации перекрытого зазора между диффузором и коллектором. Источник инжектируемого газа представляет собой баллоны со сжатым воздухом, а на магистралях подвода сжатого воздуха к инжектирующему средству смонтированы регуляторы расхода. Приводы регуляторов расхода соединены электрическими цепями последовательно с задатчиком расхода сжатого воздуха, сигнализатором давления, реле задержки сигнала и датчиком давления в камере сгорания ракетного двигателя. Группа изобретений позволяет обеспечить надежное сохранение целостности тонкостенных сопел в течение всего времени работы ракетного двигателя, при упрощении испытательной установки. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано для определения погрешностей изготовления корпуса ракетного двигателя по геометрическим параметрам. При определении погрешностей изготовления корпус располагают на роликовых опорах и определяют отклонения расположения шпангоутов и фланцев корпуса относительно оси, определяемой центрами цилиндрических стыковочных поверхностей переднего и заднего шпангоутов. При определении погрешностей на торцовые и цилиндрические поверхности переднего шпангоута, заднего шпангоута, заднего фланца и переднего фланца корпуса устанавливают по два индикатора в горизонтальной плоскости симметрично относительно оси корпуса, закрепленные в стойках. Совершают один полный поворот корпуса, во время которого фиксируют по индикаторам величины перемещений торцовых и цилиндрических поверхностей корпуса в четырех угловых положениях через каждые 90°. Используя показания индикаторов, определяют погрешности изготовления корпуса ракетного двигателя по геометрическим параметрам с учетом поправки на смещение оси корпуса при его вращении на роликах по формулам, защищаемым настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить точность определения погрешностей изготовления корпуса ракетного двигателя. 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при наземной огневой отработке раздвижного сопла высотного ракетного двигателя. При испытаниях раздвижного сопла ракетного двигателя в барокамере с газодинамической трубой выдвигают насадок сопла в газовый поток после выхода двигателя на режим. Затем на режиме спада давления в камере сгорания выводят насадок из газового потока в первоначальное положение. Другое изобретение относится к стендовому раздвижному соплу ракетного двигателя, содержащему неподвижный корпус, выдвигаемый насадок и фиксатор насадка в выдвинутом положении лепесткового типа. На неподвижном корпусе установлены гидроцилиндр и направляющее устройство, а лепестки фиксатора снабжены проушинами, через которые пропущен трос. Концы троса проходят через направляющее устройство и соединены со штоком гидроцилиндра. Изобретения позволяют повысить надежность испытаний за счет предохранения насадка сопла от разрушения в процессе испытаний. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Система запуска ракетного двигателя твердого топлива содержит пиропатроны в крышке корпуса, форсажную трубку, воспламенитель и узел его крепления. Узел крепления воспламенителя содержит стакан, кольцо и продольные винты, проходящие через кольцо и стенки стакана и вворачиваемые в резьбовые гнезда на крышке. Открытый торец стакана контактирует с воспламенителем, а кольцо прижимает фланец воспламенителя к открытому торцу стакана. Форсажная трубка проходит через равное ей по диаметру осевое отверстие в дне стакана. Заборник давления ракетного двигателя твердого топлива выполнен вокруг форсажной трубки системы запуска и содержит находящиеся в крышке корпуса ракетного двигателя гнезда системы телеметрических измерений с каналами, газосвязанными с внутренней полостью корпуса ракетного двигателя твердого топлива, и экран, прикрывающий каналы и образующий дно стакана системы запуска. Со стороны наружной поверхности дна стакана выполнены кольцевые перфорированные выступы, делящие объем между стаканом и теплозащитным покрытием на несколько коаксиальных коллекторов. В теплозащитном покрытии между винтами крепления воспламенителя выполнены пазы. Изобретения позволяют снизить массу и габариты системы запуска и заборника давления, а также повысить надежность и упростить технологию изготовления. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных двигателей, раздвижные сопла которых имеют несколько выдвигаемых насадков. При отработке раздвижного сопла ракетного двигателя выполняют первый насадок со степенью расширения, соответствующей отношению диаметра выходного сечения насадка к диаметру критического сечения раздвижного сопла не более пяти. Устанавливают первый насадок на раструбе сопла в выдвинутом положении и проводят испытания в штатном режиме работы двигателя. При получении положительных результатов испытаний остальные насадки выполняют с коэффициентом запаса прочности не менее коэффициента запаса прочности первого насадка и результаты испытаний первого насадка переносят на последующие насадки. Изобретение позволяет проводить отработку раздвижных сопел с несколькими насадками без имитации высотных условий. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной и измерительной техники и может быть использовано для гашения ракетных двигателей твердого топлива при отработке и наземных испытаниях. При гашении работающего ракетного двигателя подают хладагент в камеру сгорания испытуемого двигателя. Предварительно подают хладагент к устройству, обеспечивающему его подачу в камеру сгорания непосредственно в момент окончания работы двигателя. Подачу хладагента к указанному устройству производят в диапазоне времени от момента выхода ракетного двигателя на режим до начала спада давления, когда уровень давления в ракетном двигателе выше заданного давления подачи хладагента в камеру сгорания. Установка для гашения работающего ракетного двигателя содержит источник хладагента, связанный с помощью трубопровода через отсечной клапан с камерой сгорания испытуемого двигателя. Между отсечным клапаном и испытуемым двигателем на трубопроводе установлено устройство, обеспечивающее подачу хладагента в камеру сгорания, настроенное на давление срабатывания, соответствующее требуемому для гашения уровню давления в камере ракетного двигателя. Трубопровод снабжен датчиком давления, который расположен между отсечным клапаном и устройством, обеспечивающим подачу хладагента в камеру сгорания. Изобретение позволяет повысить достоверность информации о состоянии материальной части после испытаний, а также уменьшить влияние человеческого фактора на результаты испытаний. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. Способ очистки внутренней поверхности камеры горения жидкостного ракетного двигателя, включающий подачу чистящего материала, сбор продуктов очистки с последующей их утилизацией. Согласно изобретению воздействуют на обрабатываемую поверхность двухфазной струей, состоящей из газообразного и чистящего материала сухого состава, для этого в камеру горения ракетного двигателя вводится разгонное сопло Вентури, закрепленное на устройстве и перемещающееся внутри камеры горения вокруг своей оси в горизонтальном и вертикальном направлениях, в качестве газообразного материала используют сжатый воздух, частицы или гранулы чистящего материала сухого состава за счет эжектирования, создаваемого струей сжатого воздуха, попадают в поток и через разгонное сопло выбрасываются в сторону очищаемой внутренней поверхности камеры горения, при этом после отделения загрязнений с обрабатываемой поверхности чистящий материал сухого состава испаряется. В качестве сухого чистящего материала применяют крошку или гранулы сухого льда. Удаленные частицы нагара, сажи и окислов отсасывают беспылевой насадкой или пылесосом. Изобретение обеспечивает повышение степени очистки сложных геометрических и рельефных поверхностей деталей и узлов. 2 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к способам оценки безопасности пуска авиационных ракет с ракетным двигателем твердого топлива из-под фюзеляжа самолета-носителя. При экспериментальной оценке безопасности пуска авиационной ракеты с вкладным зарядом твердого топлива сначала проводят летное испытание ракеты с наземной пусковой установки в условиях полигона с подбором частиц несгоревшего топлива - дегрессивных остатков на протяжении активного участка полета ракеты. Сортируют частицы по массе, после чего метают дегрессивные частицы топлива в воздухозаборник закрепленного на стенде авиационного двигателя, работающего в режиме реального полета самолета. Производят измерение глубины забоин на лопатках колес компрессора авиационного двигателя, оценивают их величины и назначают в технической документации на заряд допустимые нормы по массе дегрессивных частиц топлива. Изобретение позволяет определить допустимую массу выбрасываемых из ракетного двигателя частиц заряда твердого ракетного топлива. 2 ил.

Изобретение относится к области испытательной техники, а более конкретно к области исследования границ устойчивости к поперечным высокочастотным колебаниям давления в модельных камерах сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) применительно к смесительным головкам с натурными двухкомпонентными форсунками, и может быть использовано при разработке и создании ЖРД. Определение границ устойчивости к поперечным высокочастотным колебаниям давления в модельной камере сгорания с натурной двухкомпонентной форсункой осуществляется при истечении из нее струй воздуха или инертных газов, обеспечивающих воспроизведение особенностей процесса смешения компонентов топлива при сохранении принципиального подхода к последовательности проведения способа как в прототипе. Для реализации способа предложена установка в модельной камере сгорания ЖРД с натурной двухкомпонентной форсункой при атмосферном давлении, содержащая основание в виде горизонтальной плиты, на которой вертикально установлена съемная модельная камера сгорания, выполненная в виде цилиндрической оболочки, и в которой закреплена натурная двухкомпонентная форсунка, соединенная с источниками подачи рабочих компонентов, и средства измерения температуры, давления и расхода рабочих компонентов, а также пульсаций давления в модельной камере сгорания, согласно изобретению оси модельной камеры сгорания и форсунки совпадают, при этом в полости модельной камеры сгорания напротив форсунки и осесимметрично с ней размещен с возможностью осевого перемещения газодинамический имитатор зоны горения - хонейкомб, выполненный в виде блока из плотно упакованных тонкостенных трубочек диаметром 2 3 мм, обеспечивающих его геометрическую проницаемость 0,71 0,77, длину которых выбирают из условия обеспечения отсутствия резонанса собственных частот поперечных тангенциальных колебаний в модельной камере сгорания с собственными частотами продольных колебаний в трубочках хонейкомба, а его диаметр - из условия обеспечения перекрытия нижним торцом его блока расширяющейся двухкомпонентной струи рабочих компонентов, при этом диаметр и длину модельной камеры сгорания выбирают из условия равенства собственных акустических частот в модельной камере сгорания и натурной камере сгорания, а в качестве рабочих компонентов используют воздух или инертные газы. Изобретение обеспечивает упрощение способа определения границ устойчивости к поперечным высокочастотным колебаниям давления в модельной камере сгорания с натурной двухкомпонентной форсункой и установки для его осуществления, а также в снижении трудоемкости и упрощении обслуживания и эксплуатации установки. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для экспериментальной отработки при создании и модернизации маршевых однокамерных и многокамерных установок, в частности для имитации высотных условий при огневых испытаниях жидкостных ракетных двигателей с соплами больших степеней расширения. Входной участок центрального тела снабжен установленным и выдвигаемым по оси диффузора штоком, выполненным из уносимого в процессе испытаний материала, при этом расстояние, на которое выдвигается шток, соответствует длине унесенной части штока. Изобретение обеспечивает проведение испытаний ЖРД с соплами большой степени расширения в наземных условиях, обеспечивающее безотрывное истечение при низких давлениях и отсутствии взаимодействия ударных волн со стенкой сопла. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в ракетных двигателях с раздвижными соплами для определения времени выдвижения насадка в рабочее положение. Устройство для определения времени установки в рабочее положение насадка раздвижного сопла ракетного двигателя включает датчик с подпружиненным штоком. Датчик содержит микропереключатель электрической цепи, кнопка которого через коромысло связана со штоком, и установлен на входном торце насадка таким образом, что шток направлен к предыдущей части сопла. На наружной поверхности предыдущей части, вблизи выходного торца, установлен упор, с которым взаимодействует шток датчика при установке насадка в рабочее положение. Изобретение позволяет повысить надежность и упростить конструкцию устройства определения времени установки насадка раздвижного сопла в рабочее положение. 3 ил.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при стендовых испытаниях жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) и других энергоустановок с криогенными компонентами топлива. Стенд для испытаний энергоустановок с криогенными компонентами топлива, включающий систему подачи топлива, теплоизолированные расходные емкости, магистральные трубопроводы с системой управления процессов испытаний и контроля параметров, соединяющие накопительные емкости с испытываемой энергоустановкой, при этом система подачи компонентов топлива снабжена, как минимум, одной нетеплоизолированной накопительной емкостью высокого давления, снабженной магистральными трубопроводами с клапанами, соединяющими ее с входными и выходными охлаждающими трактами энергоустановки с возможностью подачи в нее остатков жидкого компонента после проведения испытаний энергоустановки и подачи этого компонента после его газификации на вход энергоустановки для проведения испытаний. Изобретение обеспечивает повышение эффективности использования компонентов топлива. 1 ил.

Изобретение относится к стендам огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей, в частности к стендам, на которых производят огневые испытания жидкостных ракетных двигателей меньшей мощности, чем стенд большой мощности относительно расчетной для газодинамической трубы. Стенд огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей, содержащий бронекамеру с расположенным в ней испытуемым ракетным двигателем, выхлоп которого сообщен с входом в охлаждаемую газодинамическую трубу, имеющую последовательно соединенные конфузорный, цилиндрический, диффузорный участки, газодинамическую установку, с помощью которой происходит охлаждение факела и шумоглушение выхлопных газов, гидрогаситель и выхлопную трубу, при этом на входе газодинамической трубы установлен, кольцевой коллектор, имеющий струйные форсунки, оси которых параллельны оси газодинамической трубы, при этом указанный коллектор соединен с системой газообразного кислорода высокого давления, кроме того, число струйных форсунок выбрано из расчета требуемого обогащения спутного потока газообразным кислородом, обеспечивающим дожигание углекислого газа и водорода в выхлопных газах. Данное изобретение найдет применение в закрытых стендах огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей. Изобретение обеспечивает снижение процентного содержания окиси углерода и водорода в выхлопных газах испытываемых двигателей, что улучшает экологическую обстановку в районе стенда. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к испытаниям ракетных двигателей твердого топлива. Способ испытаний ракетного двигателя твердого топлива включает установку снаряженного двигателя на основание с упором в жесткую стенку, запуск, измерение параметров работы и определение работоспособности корпуса двигателя. После запуска двигателя производят частичное или полное перекрытие критического сечения его сопла, приводящее к разрушению корпуса двигателя. В процессе измерений регистрируют величины давления продуктов сгорания топлива в камере двигателя перед полным или частичным перекрытием критического сечения сопла и давления, при котором произошло разрушение корпуса, по которым определяют коэффициент запаса прочности корпуса двигателя. Устройство для испытания ракетного двигателя содержит основание, жесткую стенку и глухой телескопический ствол. Телескопический ствол установлен на основание соосно ракетному двигателю с возможностью выдвижения подвижной части ствола в сопло ракетного двигателя. На переднем торце подвижной части ствола закреплена заглушка, в его полости со стороны закрытого торца размещен пороховой заряд, а на закрытом торце установлен пиропатрон. Изобретения позволяют повысить точность определения коэффициента запаса прочности ракетного двигателя. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Система запуска ракетного двигателя твердого топлива содержит пиропатроны, установленные в корпус ракетного двигателя, воспламенитель и форсажную трубку с резьбой для крепления воспламенителя. Воспламенитель установлен на резьбе форсажной трубки посредством донышка, имеющего сопрягаемый с указанной резьбой штуцер. Снаружи форсажной трубки установлена втулка, часть внутреннего канала которой выполнена с диаметром, превышающим наружный диаметр штуцера. Другое изобретение группы относится к заборнику давления ракетного двигателя твердого топлива, содержащему находящиеся в корпусе ракетного двигателя гнезда системы телеметрических измерений с каналами, газосвязанными с внутренней полостью корпуса ракетного двигателя, и экран, прикрывающий эти каналы. Корпус ракетного двигателя и торец втулки снабжены ступенькой, обеспечивающей зазор между корпусом ракетного двигателя и втулкой. Экран выполнен в виде установленного соосно втулке полого цилиндра, закрывающего зазор. Зазор совместно с экраном формирует кольцевой коллектор, в который выходят каналы системы телеметрических измерений. Изобретения позволяют повысить надежность системы запуска и заборника давления ракетного двигателя твердого топлива, упростить технологию их изготовления, а также снизить массу и габариты. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке конструкций стендов для наземной отработки герметизирующих сопловых заглушек. Стендовая установка содержит ресивер, электропневмоклапан, газовод с фланцем, имитатор сопла для крепления испытываемой сопловой заглушки, сменное дроссельное сопло и датчики измерения давления. С внешней стороны фланца газовода соосно его оси выполнена цилиндрическая проточка с установленной и зафиксированной в ней втулкой, имеющей поднутрение и сквозные лучевые каналы. Сменное дроссельное сопло установлено в дополнительной проточке фланца газовода по его оси. Поднутрение втулки выполнено в виде сферического сегмента, диаметр основания которого больше диаметра минимального сечения сменного дроссельного сопла. Сквозные лучевые каналы втулки выходят в полость, образованную имитатором сопла, поджатым к фланцу газовода, испытываемой заглушкой и фланцем. Площадь проходного сечения каждого лучевого канала увеличивается по сравнению с предыдущим от центра к периферии, а ось каждого лучевого канала проходит через центр сферической поверхности поднутрения. Изобретение позволяет приблизить условия испытания заглушки к натурным условиям, а также снизить эксплуатационные затраты. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, более конкретно к воспламенительным устройствам твердых ракетных топлив и способам воспламенения для малых модельных установок и стендовых испытаний. Устройство воспламенения образца твердого ракетного топлива включает корпус, в котором размещен заряд воспламенительного состава, а также расходные отверстия. Расходные отверстия расположены в волноводной втулке. Корпус и заряд воспламенительного состава пристыкованы снаружи к втулке поджимной гайкой и расположены снаружи вокруг расходных отверстий вне высокотемпературной зоны измерительного тракта скорости горения основного заряда во втулке. Внутри воспламенительного состава расположена накаливаемая металлическая проволока электрозапала. Способ воспламенения образца твердого ракетного топлива, с использованием указанного выше устройства, включает срабатывание заряда воспламенительного состава. Накаливаемой металлической проволокой электрозапала, расположенной внутри заряда воспламенительного состава, осуществляют одновременное воспламенение всего заряда воспламенительного состава в районе расходных отверстий. Затем производят подачу продуктов сгорания воспламенительного состава через расходные отверстия к воспламеняемой поверхности образца и осуществляют воспламенение поверхности образца. При воспламенении образца формируют застойную зону в области воспламеняемой поверхности. Изобретения позволяют повысить точность измерения скорости горения образца твердого ракетного топлива. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу ускоренного климатического испытания заряда твердого ракетного топлива в составе герметичного ракетного двигателя. Способ испытания заряда твердого ракетного топлива включает снаряжение заряда в камеру сгорания ракетного двигателя твердого топлива и термостатирование при температуре ускоренных климатических испытаний снаряженного зарядом ракетного двигателя твердого топлива. Время термостатирования определяют с учетом воздействия солнечной радиации по соотношениям, защищаемым настоящим изобретением. Затем осуществляют разборку ракетного двигателя твердого топлива и осмотр заряда с оценкой его монолитности, после чего производят повторное снаряжение заряда в ракетный двигатель твердого топлива и проводят огневое испытание ракетного двигателя твердого топлива на соответствие требованиям технической документации. Изобретение позволяет повысить точность оценки срока служебной пригодности при проведении ускоренных климатических испытаний заряда твердого ракетного топлива. 3 ил., 2 табл.

Изобретение относится к испытательной технике и, в частности, к испытанию камер сгорания и газогенераторов жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с целью оценки высокочастотной устойчивости процесса горения. Сущность изобретения заключается в том, что при взрыве тонкой металлической проволочки диаметром d=0,02 0,5 мм в результате прохождения через нее электрического тока выделяется тепловая энергия, приводящая к возникновению импульса давления с последующим распространением его в виде волны давления по акустической полости камеры сгорания. Взрыв металлической проволочки осуществляют разрядом через нее электрического конденсатора, а величину и длительность импульса давления регулируют путем выбора емкости конденсатора и плавного изменения величины напряжения на нем. Изобретение обеспечивает высокую стабильность параметров импульса, широкий диапазон изменения параметров импульса, простоту регулирования величины импульса. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.