способ и стенд для исследования разрушения порохового заряда импульсного рдтт в полете

Формула изобретения

1. Способ исследования разрушения порохового заряда импульсного ракетного двигателя твердого топлива в полете, включающий запуск из трубы весового имитатора ракеты с работающим двигателем, гашение и анализ частиц пороховых элементов, отличающийся тем, что частицы пороховых элементов отбирают и улавливают непосредственно из газового потока за пределами факела двигателя в процессе запуска и по их количеству, длине и толщине свода судят о степени и причине разрушения порохового заряда.

2. Стенд для исследования разрушения порохового заряда импульсного ракетного двигателя твердого топлива в полете, включающий пусковую трубу и весовой имитатор ракеты, отличающийся тем, что сзади пусковой трубы на ее оси установлен и жестко закреплен контрольный щит с гасящим и улавливающим поверхностным слоем.

3. Стенд по п.2, отличающийся тем, что гасящий и улавливающий поверхностный слой выполнен из поролона, пропитанного водой.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области испытаний ракетной техники, в частности к области исследований процесса в камере импульсного ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ).

Известен способ исследования процесса в камере РДТТ в полете, включающий запуск ракеты и измерение давления в камере двигателя (1).

Реализуется указанный способ с помощью устройства, содержащего спасаемую систему измерения в форме цилиндра, который монтируется в специальной головной части ракеты. В цилиндре системы измерения размещаются датчик давления и никелькадмиевые аккумуляторы. Данные способ и устройство позволяют получить кривую давления в камере РДТТ, анализируя которую, можно судить об особенностях процесса в камере сгорания.

К недостатку способа и устройства можно отнести малую информативность его при исследовании процесса в камере импульсного РДТТ, обычно снабжаемого многошашечным пороховым зарядом (количество шашек 100...200 и более). При разрушении и выбросе из камеры 5...10% шашек снижается импульс давления, но качественно характер кривой давления в камере может не измениться, что не позволяет определить причину энергетических потерь (например, разрушение заряда под действием воспламенителя).

Более информативным может быть способ исследования, основанный на гашении порохового заряда в процессе полета ракеты с последующим исследованием недогоревших остатков заряда.

В качестве примера реализации такого способа можно привести РДТТ с отсечкой тяги [2]. Указанный РДТТ содержит камеру с пороховым зарядом и устройство для отсечки тяги. В обечайке камеры выполнены радиальные отверстия, перекрытые наружным кольцом с отверстиями. В требуемый момент времени производится поворот кольца до совмещения отверстий в нем с отверстиями в обечайке камеры РДТТ - происходит резкий сброс давления, заряд гаснет. Однако в импульсных двигателях, время работы которых может составлять всего 10...20 мс, такое устройство не может быть использовано вследствие недостаточного быстродействия, связанного с использованием последовательно работающих командного и исполнительного механизмов. Следует отметить, что надежность такого устройства существенно снижается при использовании высококалорийных порохов, которые при сбросе давления из камеры сгорания не гаснут.

Кроме того, при резком сбросе давления из камеры с тонкосводными канальными пороховыми шашками происходит их разрушение вследствие перепада давления между каналом шашки и ее наружной поверхностью, что не позволяет получить информацию о реальных процессах в камере двигателя.

Задачей настоящего изобретения является повышение информативности исследования разрушения порохового заряда импульсного РДТТ в полете в условиях действия летных перегрузок.

Указанная задача решается тем, что в способе исследования, включающем запуск из трубы ракеты с работающим двигателем, гашение и анализ частиц пороховых элементов, частицы пороховых элементов отбирают и улавливают непосредственно из газового потока РДТТ в процессе запуска и по их количеству, длине и толщине свода судят о степени и причине разрушения порохового заряда. О степени разрушения судят по относительной массе несгоревших частиц, о причине и механизме разрушения - по длине частиц и толщине свода. Так, при начальной толщине свода несгоревших частиц канальных шашек причиной разрушения однозначно является силовое воздействие на заряд воспламенителя. При "щеточной" конструкции порохового заряда (для импульсных РДТТ наиболее приемлемая конструкция заряда) и сопловом воспламенителе дополнительную информацию дает длина несгоревших остатков шашек. Так, при относительно небольшой длине остатков (до 2...3 диаметров пороховой шашки) и наличии сопловых концов шашек можно говорить о расколе сопловой части порохового заряда воспламенителем. При значительной длине остатков (включая пороховые шашки полной длины) и наличии клеящего состава на концах шашек можно говорить о вырыве их из основания "щеточного" заряда. При малой толщине свода несгоревших остатков шашек (1/5...1/10 начальной толщины) наиболее вероятной причиной разрушения является эрозионное уменьшение толщины пороховых шашек.

Для импульсных РДТТ ракетных комплексов с оператором, полностью отрабатывающих на длине пусковой трубы, поставленная задача решается наиболее эффективно, если несгоревшие частицы отбирать из зоны, расположенной сзади пусковой трубы на ее оси на расстоянии, большем длины факела, что уменьшает вероятность догорания остатков пороха в процессе отбора и улавливания. Максимально возможное расстояние для отбора и улавливания определяется длиной реактивной струи (экспериментально может быть определена точкой на оси, скорость потока в которой уменьшилась до скорости атмосферных возмущений). Практически целесообразнее осуществлять отбор сразу же за границей факела (высокотемпературная светящаяся часть потока), так как с удалением от пусковой трубы диаметр газового потока растет, что существенно усложняет отбор и улавливание частиц со всего диаметра потока. Так, при диаметре выходного сечения сопла d_a=50 мм на расстоянии 70 d_a (3,5 м) от двигателя диаметр струи равен ~32 d_a (1,6 м), а на расстоянии 100 d_a (5 м) ~2,5 м. При этом считается, что распределение несгоревших частиц пороха в поперечных сечениях турбулентной струи подчиняется той же закономерности, что и распределение температуры [3].

Длину факела, необходимую для определения места отбора несгоревших частиц, можно определить с помощью скоростной киносъемки процесса истечения газового потока из сопла двигателя.

Для реализации указанного способа можно предложить стенд, включающий пусковую трубу, весовой имитатор ракеты и контрольный щит с гасящим и улавливающим поверхностным слоем, установленный и жестко закрепленный сзади пусковой трубы перпендикулярно ее оси. Для надежного гашения пороховых остатков поверхностный слой щита может быть выполнен из поролона, пропитанного водой.

На фигуре показан общий вид предлагаемого стенда.

Стенд включает пусковую трубу 1, закрепленную на пусковой установке 2. В трубу 1 установлен весовой имитатор ракеты 3 с присоединенным к нему исследуемым двигателем 4. Сзади пусковой трубы 1 на расстоянии от нее установлен и жестко закреплен контрольный щит 5 с гасящим и улавливающим поверхностным слоем 6, выполненным из поролона, смоченного водой (l>l_ф, где l_ф - длина факела).

Работает стенд следующим образом.

При срабатывании двигателя 4 последний вместе с имитатором ракеты 3 начинает движение в трубе 1, обеспечивая воздействие на пороховой заряд полетной перегрузки. Газовый поток вместе с содержащимися в нем несгоревшими частицами пороха истекает из двигателя в направлении контрольного щита 5. Несгоревшие частицы пороха тормозятся поролоном 5, застревая в нем. При этом возможные очаги горения пороха гасятся водой, которой пропитан поролон.

После пуска несгоревшие частицы пороха извлекаются из поролона, взвешиваются и подвергаются анализу.

Таким образом, отбор из газового потока двигателя несгоревших частиц порохового заряда с последующим их анализом существенно повышает информативность исследования процесса в камере импульсного РДТТ, позволяя установить наличие разрушения порохового заряда, количественно оценить его и выявить причины разрушения.

Источники информации

1. РЖ "Авиационные и ракетные двигатели". - 1983, №12. с.25.

2. Патент ФРГ №213711, М. Кл. F 02 К 9/04, 1971.

3. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. - М.: Наука, 1969, с.337 и 338.