RU2133457C1 - Method and test bench for testing solid- propellant rocket engines - Google Patents
Method and test bench for testing solid- propellant rocket engines Download PDFInfo
- Publication number
- RU2133457C1 RU2133457C1 RU97109852A RU97109852A RU2133457C1 RU 2133457 C1 RU2133457 C1 RU 2133457C1 RU 97109852 A RU97109852 A RU 97109852A RU 97109852 A RU97109852 A RU 97109852A RU 2133457 C1 RU2133457 C1 RU 2133457C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- load
- rocket
- deflection
- frame
- Prior art date
Links
- 238000012360 testing method Methods 0.000 title claims abstract description 29
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 title claims abstract description 15
- 238000000034 method Methods 0.000 title abstract description 15
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 9
- 239000000725 suspension Substances 0.000 claims description 8
- 238000010998 test method Methods 0.000 claims description 6
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 2
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 claims 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 claims 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 5
- 238000004088 simulation Methods 0.000 abstract description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 22
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 5
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 4
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 3
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 3
- 238000013461 design Methods 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 3
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 3
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 3
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 239000000843 powder Substances 0.000 description 2
- WQGWDDDVZFFDIG-UHFFFAOYSA-N pyrogallol Chemical compound OC1=CC=CC(O)=C1O WQGWDDDVZFFDIG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000002277 temperature effect Effects 0.000 description 2
- 239000011230 binding agent Substances 0.000 description 1
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 1
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 1
- 238000005336 cracking Methods 0.000 description 1
- 230000001066 destructive effect Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000007717 exclusion Effects 0.000 description 1
- 238000004880 explosion Methods 0.000 description 1
- 238000010304 firing Methods 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 239000003999 initiator Substances 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 1
- 238000012795 verification Methods 0.000 description 1
- 238000011179 visual inspection Methods 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, а конкретно к способам и устройствам для испытаний ракетных двигателей. Известен способ прочностных испытаний ракетных двигателей [1] , при котором двигатель устанавливают в приспособление, закрывают выходное и все другие отверстия и после этого подают внутрь двигателя воду под давлением, превосходящим максимальное расчетное давление пороховых газов камеры сгорания. Под этим давлением двигатель выдерживают определенное время, чтобы успели завершиться все разрушительные процессы, начавшиеся от действия давления. The invention relates to the field of rocket technology, and specifically to methods and devices for testing rocket engines. A known method of strength testing of rocket engines [1], in which the engine is installed in the device, close the outlet and all other holes and then feed water into the engine under a pressure exceeding the maximum design pressure of the powder gases of the combustion chamber. Under this pressure, the engine can withstand a certain time, so that all the destructive processes that began from the action of pressure have time to complete.
После сброса давления двигатель тщательно осматривают и делают заключение и его прочности. After depressurization, the engine is carefully inspected and a conclusion is made and its strength.
Этот способ реализуется приспособлением, включающим элементы крепления двигателя, заглушки выходного и других отверстий, устройство подачи воды в двигатель, например гидравлический пресс с магистралью, и устройство контроля давления в двигателе, например манометр. This method is implemented by a device including engine fasteners, outlet plugs and other openings, an engine water supply device, for example a hydraulic press with a line, and an engine pressure control device, for example, a manometer.
Достоинством данных способа испытаний и устройства, реализующего его, является то, что разрушение двигателя под действием давления воды не сопровождается эффектом взрыва, наблюдаемого при разрушении давлением газа, так как энергия расширения жидкости из-за ее несжимаемости несоизмеримо меньше энергии сжатого газа. Т. е. способ и устройство привлекает своей безопасностью. The advantage of the data of the test method and the device that implements it is that the destruction of the engine under the influence of water pressure is not accompanied by the effect of the explosion observed during the destruction by gas pressure, since the expansion energy of the liquid due to its incompressibility is incommensurably less than the energy of the compressed gas. That is, the method and device attracts with its safety.
Однако эти способ и устройство обеспечивают проверку только корпуса двигателя и в условиях, существенно отличающихся от катушки, т.к. прочность корпуса определяется без газодинамического и температурного воздействия от срабатывания воспламенителя и сгорания заряда твердого топлива. Поэтому достоверность полученных результатов о прочности корпуса обязательно уточняется при последующих огневых стендовых испытаниях, результаты которых могут существенно различаться от результатов жидкостных испытаний. However, these method and device provide verification only of the motor housing and in conditions significantly different from the coil, because the strength of the casing is determined without gas-dynamic and temperature effects from the operation of the igniter and combustion of the charge of solid fuel. Therefore, the reliability of the results obtained on the strength of the hull must be clarified during subsequent firing bench tests, the results of which can differ significantly from the results of liquid tests.
Известен испытательный стенд для огневых испытаний РДТТ [2], включающий силовую опору, элементы крепления испытуемого двигателя, выполненные в виде качающейся люльки, и систему измерения. Система измерения включает устройства для записи кривой давления в двигателе, например, с помощью датчика [3] и/или кривой силы тяги, например, с помощью месдозы [4]. В этом стенде реализован способ испытаний РДТТ, включающий закрепление двигателя на стенде с возможностью его ограниченного осевого перемещения, включение двигателя и его прожиг, измерение параметров двигателя и последующую оценку его работоспособности. A known test bench for fire tests of solid propellant rocket engines [2], including a power support, fastening elements of the test engine, made in the form of a swinging cradle, and a measurement system. The measurement system includes devices for recording a pressure curve in the engine, for example, using a sensor [3] and / or a traction curve, for example, using a pulldown [4]. In this stand, a solid propellant test method is implemented, which includes mounting the engine on a stand with the possibility of limited axial movement, turning on the engine and burning it, measuring engine parameters and then evaluating its performance.
Указанные стенд и способ позволяют проверить реальное функционирование РДТТ в целом с работой воспламенителя, заряда и обеспечением наряду с внутренним давлением газодинамического и температурного воздействия на стенки корпуса двигателя. The indicated stand and method make it possible to verify the actual functioning of the solid propellant solid fuel as a whole with the operation of the igniter, charge and providing, along with internal pressure, gas-dynamic and temperature effects on the walls of the engine casing.
Однако рассматриваемые стенд и способ, реализованный в нем, не обеспечивают имитации воздействия на двигатель поперечного изгибающего аэродинамического момента, действующего на него при выполнении управляемой ракетой маневра на траектории. Т.е. результаты испытаний не позволяют достоверно судить о работоспособности двигателя и спрогнозировать его поведение в натурных условиях. However, the stand under consideration and the method implemented therein do not provide simulations of the impact on the engine of a transverse bending aerodynamic moment acting on it when the rocket maneuvers along the trajectory. Those. the test results do not allow to reliably judge the performance of the engine and to predict its behavior in natural conditions.
Известно, что на двигатель, являющийся несущей частью корпуса ракеты, при движении в атмосфере действуют аэродинамические силы и моменты. Особенно велики поперечные изгибающие моменты в конструкциях управляемых зенитных и противотанковых ракет большого удлинения при выполнении ими маневра. Действие изгибающего момента опасно как во время работы двигателя при сложном совместном нагружении внутренним давлением и газотермодинамическим воздействием на стенку двигателя, так и после окончания работ в процессе перераспределения температуры из внутренних слоев стенки камеры к силовым слоям. При этом прочность прогретых силовых слоев стенки уменьшается, и возможно переламывание корпуса двигателя под действием изгибающего момента. It is known that aerodynamic forces and moments act on the engine, which is the bearing part of the rocket body, when moving in the atmosphere. Especially great are the transverse bending moments in the design of guided anti-aircraft and anti-tank missiles of large elongation when they perform a maneuver. The action of a bending moment is dangerous both during engine operation with complex joint loading by internal pressure and gas-thermodynamic action on the engine wall, and after completion of work in the process of temperature redistribution from the inner layers of the chamber wall to the force layers. At the same time, the strength of the warmed power layers of the wall decreases, and it is possible to break the engine casing under the action of a bending moment.
В двигателях из композиционных материалов в ходе теплопередачи из внутренних слоев стенки к наружным под действием температуры происходит размягчение связующего и, как следствие, потеря устойчивости к действию изгибающего момента. In engines made of composite materials during heat transfer from the inner layers of the wall to the outer ones under the influence of temperature, the binder softens and, as a result, the buckling is lost.
Задачей, на решение которой направлено изобретение, является повышение достоверности результатов испытаний за счет приближения условий испытаний к натурным. The problem to which the invention is directed, is to increase the reliability of the test results by approximating the test conditions to full-scale.
Решение поставленной задачи достигается тем, что в способе испытаний РДТТ, включающем закрепление двигателя на стенде, его включение, измерение параметров и последующую оценку его работоспособности, двигатель закрепляют консольно, после его включения к его корпусу в течение времени не менее времени полета в составе ракеты прикладывают поперечную нагрузку, равную аэродинамической нагрузке, действующей на корпус двигателя на траектории в составе ракеты, измеряют прогиб корпуса двигателя, а оценку его работоспособности производят с учетом прогиба его корпуса и полетного времени в составе ракеты. The solution to this problem is achieved by the fact that in the method of testing the solid propellant rocket engine, including fixing the engine on a stand, turning it on, measuring the parameters and then evaluating its performance, the engine is mounted cantileverly, after it is turned on, it is applied to its hull for at least the flight time as part of the rocket the transverse load equal to the aerodynamic load acting on the engine casing on the trajectory of the rocket, measure the deflection of the engine casing, and assess its performance by taking into account om deflection of its hull and flight time in the composition of the rocket.
Для реализации способа в стенде для испытаний РДТТ, включающем элементы крепления испытуемого двигателя и систему измерения, двигатель закреплен консольно, на корпусе двигателя в районе соплового блока установлено нагрузочное устройство в виде мерного груза, который связан с двигателем и удерживается разгрузочным устройством принудительно разрушаемой после включения двигателя связью, а в систему измерения введено устройство измерения прогиба корпуса двигателя. To implement the method, in the solid propellant test bench, which includes the test engine mounts and the measuring system, the engine is mounted cantileverly, a load device in the form of a measured load is installed on the engine body in the vicinity of the nozzle block, which is connected to the engine and held by the unloading device forcibly destroyed after the engine is turned on communication, and in the measurement system introduced a device for measuring the deflection of the engine housing.
При этом разгрузочное устройство может быть выполнено в виде убираемой опоры мерного груза, в виде противовеса, в виде подвеса, связанного с натяжным устройством, а принудительно разрушаемая связь может быть выполнена в виде пиро- или электромагнитного фиксатора убираемой опоры, в виде перегораемого элемента, расположенного в зоне струи испытуемого двигателя, в виде пиро- или электромагнитного замка, удерживающего противовес. Кроме того, мерный груз и противовес могут быть выполнены переменной массы, а в связь между мерным грузом и двигателем введен датчик силы. In this case, the unloading device can be made in the form of a removable support for the measured load, in the form of a counterweight, in the form of a suspension connected with a tensioner, and the forcefully destroyed connection can be made in the form of a pyro- or electromagnetic lock of the removable support, in the form of a burnable element located in the jet zone of the engine under test, in the form of a pyro- or electromagnetic lock holding the counterweight. In addition, the measured load and counterweight can be made of variable mass, and a force sensor is introduced into the connection between the measured load and the engine.
Поясним некоторые моменты о существенных признаках предлагаемого изобретения. Let us explain some points about the essential features of the invention.
Закрепление двигателя на стенде консольно обеспечивает возможность его нагружения изгибающим моментом при приложении к нему поперечной нагрузки, отнесенной относительно места закрепления. Нагружение двигателя после его включения приближает условия к натурным, т.к. нагружение двигателя изгибающим моментом в натурных условиях осуществляется на траектории, т.е. когда двигатель уже работает и находится под действием внутреннего давления. Fixing the engine on a stand cantilever provides the possibility of loading it with a bending moment when a transverse load is applied to it, referred to the place of fixing. Loading the engine after turning it on brings the conditions closer to full-scale ones, as loading the engine with a bending moment under natural conditions is carried out on a trajectory, i.e. when the engine is already running and under internal pressure.
Нагружение до включения двигателя не имеет места в натурных условиях и может привести из-за меньшей поперечной жесткости ненадутого внутренним давлением корпуса к такому его изгибу, при котором возможно нагружение и растрескивание заряда твердого топлива и/или теплозащитного покрытия. В результате этого происходит разрушение двигателя из-за механического воздействия, отсутствующего в натурных условиях и, следовательно, суждение о его работоспособности будет недостоверно. Приложение к корпусу двигателя поперечной нагрузки в процессе и после окончания работы в течение времени полета двигателя в составе ракеты и измерение при этом прогиба корпуса двигателя позволяют спрогнозировать работоспособность двигателя на траектории в натурных условиях. Loading before the engine is switched on does not take place under natural conditions and can lead, due to the lower lateral rigidity of the housing not pressurized by internal pressure, to such a bend, in which loading and cracking of the charge of solid fuel and / or heat-shielding coating is possible. As a result of this, the engine is destroyed due to mechanical stress, which is absent in natural conditions and, therefore, the judgment on its performance will be unreliable. The application of a transverse load to the engine body during and after the operation during the flight time of the engine as a part of the rocket and measurement of the deflection of the engine body in this case make it possible to predict the engine performance on the trajectory in natural conditions.
Известно, что некоторые управляемые зенитные и противотанковые ракеты начинают выполнять маневр с самого начала траектории, например выполнение противотанковой ракетой так называемой "горки". Т.е. ракетный двигатель в составе ракеты при этом может испытывать нагружение поперечным изгибающим моментом сразу после его включения и в течение всего времени полета. It is known that some guided anti-aircraft and anti-tank missiles begin to perform a maneuver from the very beginning of the trajectory, for example, the execution of an anti-tank missile of the so-called “slide”. Those. in this case, the rocket engine as part of the rocket may experience loading with a transverse bending moment immediately after it is turned on and throughout the flight.
Введение в стенд для испытаний устройства нагружения поперечной нагрузкой, выполненного в виде мерного груза, связанного с двигателем, обеспечивает возможность нагружения консольно закрепленного двигателя поперечным изгибающим моментом, равным M=G•L, где G - вес мерного груза; L - плечо приложения груза относительно места крепления. The introduction of a transverse loading device into the test bench made in the form of a measured load connected with the engine provides the possibility of loading the cantilever mounted engine with a transverse bending moment equal to M = G • L, where G is the weight of the measured load; L is the shoulder of the load application relative to the attachment point.
Удерживание мерного груза разгрузочным устройством через принудительно разрушаемую связь обеспечивает исключение воздействия мерного груза на двигатель до его включения и осуществление воздействия после включения двигателя. The holding of the measured load by the unloading device through a forcefully destructible connection ensures the exclusion of the effect of the measured load on the engine before it is turned on and the effect is performed after the engine is turned on.
Введение в стенд помимо средств измерения внутрибаллистических характеристик двигателя устройства для измерения прогиба его корпуса позволяет повысить информативность и более достоверно судить о работоспособности двигателя в натурных условиях. The introduction to the stand, in addition to measuring the ballistic characteristics of the engine’s engine, a device for measuring the deflection of its casing, makes it possible to increase the information content and more reliably judge the engine’s performance under natural conditions.
Признак "разгрузочное устройство" представлен как функциональный, т.к. важно его функциональное назначение, а конструктивно он может быть выполнен в виде убираемой опоры мерного груза, в виде противовеса, в виде подвеса, связанного с натяжным устройством. The sign "unloading device" is presented as functional, because its functional purpose is important, and structurally it can be made in the form of a removable support of a measured load, in the form of a counterweight, in the form of a suspension connected with a tensioner.
Признак "принудительно разрушаемая связь" также выполнен в виде функционального и может быть выполнен в виде пиро- или электромагнитного фиксатора убираемой опоры, в виде перегораемого элемента, расположенного в зоне струи испытуемого двигателя, в виде пиро- или электромагнитного замка, установленного в связи между мерным грузом и противовесом и т.д. The sign of “forcibly destroyed connection” is also made in the form of a functional and can be made in the form of a pyro- or electromagnetic lock of the retractable support, in the form of a burnable element located in the jet zone of the tested engine, in the form of a pyro- or electromagnetic lock installed in connection with the measured cargo and counterweight, etc.
Кроме того, мерный груз и противовес могут быть выполнены переменной массы. При этом для регистрации изменяющейся по величине поперечной силы в связь между мерным грузом и двигателем введен датчик силы. In addition, the measured load and counterweight can be made of variable weight. At the same time, a force sensor was introduced into the connection between the measured load and the engine to register a transverse force that varies in magnitude.
Изобретение поясняется графическими материалами. The invention is illustrated in graphic materials.
На фиг. 1 изображена схема стенда, выполненного согласно п. 3 формулы изобретения. In FIG. 1 shows a diagram of a stand made in accordance with
На фиг. 2 изображена схема стенда, выполненного согласно пп. 5 и 6 формулы изобретения. In FIG. 2 shows a diagram of a stand made in accordance with paragraphs. 5 and 6 of the claims.
На фиг. 3 изображена схема стенда (вид со стороны сопла), выполненного согласно п. 7 формулы изобретения. In FIG. 3 shows a diagram of a stand (view from the nozzle side) made in accordance with paragraph 7 of the claims.
На фиг. 4 - график кривой поперечного прогиба от времени для случая разрушения двигателя из композиционного материала. In FIG. 4 is a graph of the curve of lateral deflection versus time for the case of destruction of an engine made of composite material.
Стенд, реализующий способ испытаний, включает силовую опору 1, воспринимающую силу тяги испытуемого двигателя 2. Элементы крепления 3 обеспечивают консольное закрепление двигателя 2 на опоре 1. При этом соединение двигателя 2 с элементом крепления 3 соответствует соединению двигателя со смежным отсеком в ракете. Устройство нагружения поперечной нагрузкой выполнено в виде мерного груза 4, связанного с двигателем 2 через хомут 5 и удерживаемого до включения двигателя разгрузочным устройством, например убираемой опорой 6, закрепленной на шарнире 7 и удерживаемой фиксатором 8 принудительного открытия (например, пирофиксатор или электромагнитный фиксатор). Мерный груз 4 прикладывается к двигателю 2 как правило по месту действия аэродинамической нагрузки, т.е. в зоне расположения хвостового оперения. The bench that implements the test method includes a
Разгрузочное устройство может быть также выполнено в виде (см. фиг. 2) подвеса 9 (например, троса), связанного через блоки 10 с натяжным устройством, включающим кронштейн 11 и болт 12 с гайкой 13. Кроме того, разгрузочное устройство может быть выполнено в виде противовеса 14 (см. фиг. 3). Принудительно разрушаемая связь, с помощью которой разгрузочное устройство удерживает мерный груз 4, может быть выполнена в виде пиро- или электромагнитного фиксатора 8; перегораемого элемента (например, веревки) 15, расположенного в зоне действия струи испытуемого двигателя; пирозамка 16; пироклапана 23. Система измерения стенда включает датчик давления 17, например типа ЛХ-412, датчик перемещения 18, например типа ЛХ-710, датчик силы 19, например типа НПД, тензометрическую станцию типа ЛХ-7000 или ЛХ-7006 и регистратор в виде магнитографа Н-068 и измерительно-вычислительного комплекса на базе персонального компьютера IBM РС (на фигурах не показаны). При необходимости на двигателе могут устанавливаться тензорезисторы, термопары, осуществляться киносъемка процесса. Мерный груз 4 и противовес 14 могут быть выполнены переменной массы и представлять собой, например, заполненные водой емкости 20 и 21, снабженные расходными отверстиями, перекрытыми нормально закрытыми заслонками, например пироклапанами (или электромагнитными клапанами) 22 и 23. Форма емкостей и площадь расходных отверстий выбираются из условия имитации изменяемой по величине поперечной нагрузки. Минимальный уровень воды в емкости 20, определяемый расположением расходного отверстия, соответствуют минимальной поперечной нагрузке, действующей на двигатель на траектории. Реализацию преложенного способа испытаний РДТТ покажем на примере работы стенда, изображенного на фиг. 2. Испытуемый двигатель 2 с помощью элементов крепления 3 закрепляют консольно на силовой опоре 1. При этом сопловую часть двигателя 2 через хомут 5 вывешивают с помощью подвеса 9, связанного с болтом 12 натяжного устройства через перегораемый элемент 15, расположенный в зоне действия струи при работе двигателя 2. Присоединяют к двигателю 2 подвижную часть датчика перемещения 18, устанавливают датчик давления 17 и после их электрического соединения с тензометрической станцией настраивают последнюю и регистраторы (магнитограф и измерительно-вычислительный комплекс). После этого подвешивают к двигателю 2 через хомут 5 мерный груз 4, контролируя при этом по датчику 18 его показания. Если наблюдается незначительный прогиб двигателя, обусловленный выбиранием люфтов подвеса 9, то его следует устранить с помощью подтягивания гайки 13. Лучше если мерный груз 4 будет наборным и подвешиваться будет по частям. Стенд подготовлен для испытания. The unloading device can also be made in the form (see Fig. 2) of a suspension 9 (for example, a cable) connected through
При подаче импульса на инициатор, например электровоспламенитель, он срабатывает и задействует воспламенитель РДТТ. Продукты сгорания воспламенителя воспламеняет поверхность горения заряда твердого топлива, давление в двигателе возрастает, и вскрывается сопловая заглушка. Струя из сопла двигателя 2 воздействует на перегораемый элемент 15 и пережигает его. When a pulse is applied to the initiator, for example, an electric igniter, it fires and activates the solid-state igniter. The combustion products of the igniter ignites the combustion surface of the solid fuel charge, the pressure in the engine rises, and the nozzle plug opens. The jet from the nozzle of the
Подвес 9 освобождается, и мерный груз 4 нагружает корпус уже работающего двигателя 2, т.е. двигатель 2 нагружается моментом после его включения. После окончания работы двигателя в процессе инерционного прогрева его стенки нагружение его корпуса продолжается в течение времени не менее времени полета двигателя в составе ракеты. The
Датчиком давления 17 регистрируется внутрибаллистическая кривая давления в двигателе, а датчиком перемещения 18 регистрируется поперечный прогиб двигателя 2 в течение времени нагружения его поперечным изгибающим моментом. An intra-ballistic pressure curve in the engine is recorded by the
По результатам измерений и визуального осмотра материальной части после испытаний судят о влиянии изгибающего момента на внутрибаллистическую кривую давления, об изгибных жесткости и прочности двигателя и их изменении, на основании которых с учетом полетного времени прогнозируют работоспособность двигателя в составе ракеты на траектории. При этом не только недостаточная изгибная прочность, но и уменьшение изгибной жесткости в процессе спада давления после окончания работы двигателя и инерционного прогресса стенки двигателя, особенно для двигателей из композиционных материалов, может привести к таким поперечным прогибам двигателя, при которых наведение ракеты на траектории становится неустойчивым и приводит к ее падению. According to the results of measurements and visual inspection of the material part after the tests, one judges the effect of bending moment on the intra-ballistic pressure curve, the bending stiffness and strength of the engine and their change, based on which, taking into account the flight time, the engine performance in the rocket is predicted to be on the trajectory. At the same time, not only insufficient bending strength, but also a decrease in bending stiffness during the pressure drop after the end of the engine and the inertial progress of the engine wall, especially for engines made of composite materials, can lead to such transverse deflections of the engine, in which the guidance of the rocket on the trajectory becomes unstable and leads to her fall.
Работа стенда, изображенного на фиг. 1 (п. 3 формулы), осуществляется аналогичным образом, только подача сигнала на срабатывание фиксатора 8 по отношению к сигналу на срабатывание электровоспламенителя двигателя осуществляется через замедлитель, например реле времени, обеспечивающий срабатывание фиксатора 8 после включения двигателя 2. Отличие в работе стенда, изображенного на фиг. 3 (п. 7 формулы), заключается в следующем. После включения двигателя 2 через замедлитель, например реле времени, подается электрический импульс на открытие пироклапана 23 противовеса 14. При этом по мере истечения жидкости из емкости 21 масса противовеса 14 уменьшается, и двигатель 2 под действием груза 4 нагружается возрастающим изгибающим моментом, имитирующим возрастание аэродинамических нагрузок, обусловленное увеличением скорости ракеты на траектории. Пирозамок 16 используется для имитации более резкого градиента нарастания изгибающего момента после срабатывания пироклапана 23 и полного или частичного истечения жидкости, либо для мгновенного нарастания изгибающего момента сразу же после включения двигателя 2. Срабатывание пирозамка 16 осуществляется также через замедлитель, например реле времени, после чего емкость 21 освобождает подвес 9. Величина изменяющейся поперечной силы, обуславливающей действие на двигатель 2 изгибающего момента, фиксируется с помощью датчика силы 19. The operation of the stand shown in FIG. 1 (p. 3 of the formula), is carried out in a similar way, only the signal for the operation of the latch 8 with respect to the signal for the operation of the electric igniter of the engine is supplied through the moderator, for example a time relay, which ensures the operation of the latch 8 after turning on the
После окончания работы двигателя 2 через замедлитель, например реле времени, подается сигнал на открытие пироклапана 22, обеспечивающего уменьшение изгибающего момента, имитирующего уменьшение аэродинамического изгибающего момента на траектории за счет уменьшения скорости ракеты под действием аэродинамического сопротивления. Остальные действия аналогичны действием при работе стенда, изображенного на фиг. 2. Таким образом, предлагаемые способ испытаний РДТТ и стенд, реализующий его, позволяют
- повысить достоверность результатов испытаний за счет приближения условий нагружения на стенде к условиям нагружения в натурных условиях;
- оценить стойкость испытуемого двигателя к действию изгибающего момента как во время его прожига, так и после окончания работы в процессе инерционного прогрева стенки двигателя;
- проверить прочность стыка двигателя со смежным отсеком ракеты к действию поперечного изгибающего момента;
- проводить исследования по изменению изгибных прочности и жесткости двигателя в зависимости от величины внутреннего давления в двигателе и температуры силовых слоев стенки двигателя.After the operation of the
- increase the reliability of the test results by approximating the loading conditions on the stand to the loading conditions in natural conditions;
- to assess the resistance of the test engine to the action of a bending moment both during its burning, and after the end of work in the inertial heating of the engine wall;
- check the strength of the junction of the engine with an adjacent rocket compartment to the action of a transverse bending moment;
- conduct research on the change in the bending strength and stiffness of the engine depending on the magnitude of the internal pressure in the engine and the temperature of the power layers of the engine wall.
Литература
1. Куров В.Д., Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов. - Оборонгиз, 1961, с. 276 и 277.Literature
1. Kurov V.D., Dolzhansky Yu.M. Fundamentals of the design of powder rocket shells. - Oborongiz, 1961, p. 276 and 277.
2. Там же, с. 279, фиг. 7.4. 2. Ibid., P. 279, FIG. 7.4.
3. Там же, с. 278. 3. In the same place, with. 278.
4. Там же, с. 279, фиг. 7.5. 4. Ibid., P. 279, FIG. 7.5.
Claims (7)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU97109852A RU2133457C1 (en) | 1997-06-11 | 1997-06-11 | Method and test bench for testing solid- propellant rocket engines |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU97109852A RU2133457C1 (en) | 1997-06-11 | 1997-06-11 | Method and test bench for testing solid- propellant rocket engines |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU97109852A RU97109852A (en) | 1999-05-20 |
| RU2133457C1 true RU2133457C1 (en) | 1999-07-20 |
Family
ID=20194094
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU97109852A RU2133457C1 (en) | 1997-06-11 | 1997-06-11 | Method and test bench for testing solid- propellant rocket engines |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2133457C1 (en) |
Cited By (22)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2167327C1 (en) * | 2000-08-25 | 2001-05-20 | Федеральный центр двойных технологий "Союз" | Plant for determination of rate of burning of solid rocket propellant |
| RU2188963C1 (en) * | 2001-07-12 | 2002-09-10 | Федеральный центр двойных технологий "Союз" | Installation for determination of burning rate of solid propellant in stressed- deformed state |
| RU2194874C2 (en) * | 2001-03-01 | 2002-12-20 | Федеральный центр двойных технологий "Союз" | Plant for determining burning rate of solid propellant |
| RU2211359C1 (en) * | 2002-01-15 | 2003-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Channel solid-propellant charge strength tester |
| RU2225527C2 (en) * | 2002-06-05 | 2004-03-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Rocket engine thrust test stand |
| RU2225942C1 (en) * | 2002-07-29 | 2004-03-20 | Открытое акционерное общество "Татнефть" им. В.Д. Шашина | Method for extraction of bituminous deposit |
| RU2230927C2 (en) * | 2002-08-07 | 2004-06-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2235304C2 (en) * | 2002-06-05 | 2004-08-27 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Method and device for testing launcher |
| RU2274764C2 (en) * | 2003-12-16 | 2006-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московский институт теплотехники" | Stand for testing engines with skewed nozzle |
| RU2276279C1 (en) * | 2004-10-26 | 2006-05-10 | Оао "Гипронииавиапром" | Stand for measuring components of jet engine thrust force |
| RU2388926C1 (en) * | 2008-09-11 | 2010-05-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Bench for static tests of rocket engine housing |
| RU2403430C1 (en) * | 2009-06-30 | 2010-11-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Method for benchmark testing of power units comprising pyrotechnical and/or powder compositions, and device for its realisation |
| RU2428581C1 (en) * | 2010-04-20 | 2011-09-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает государственный заказчик - Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" | Testing method and device of solid-propellant rocket engine |
| CN107651216A (en) * | 2017-10-23 | 2018-02-02 | 重庆通用航空产业集团有限公司 | Engine loading device and method applied to single-shot fixed wing aircraft slow test |
| CN109470482A (en) * | 2018-11-19 | 2019-03-15 | 中科合肥微小型燃气轮机研究院有限责任公司 | A micro-small gas turbine test bench |
| CN110646211A (en) * | 2019-10-09 | 2020-01-03 | 中国人民解放军32181部队 | Rocket engine pressure testing device and method |
| CN112610364A (en) * | 2020-12-29 | 2021-04-06 | 内蒙航天动力机械测试所 | Solid rocket engine elasticity weak constraint test stand |
| CN112729798A (en) * | 2020-12-28 | 2021-04-30 | 国机集团北京飞机强度研究所有限公司 | Load calibration method for engine suspension joint |
| CN113008561A (en) * | 2021-03-01 | 2021-06-22 | 国机集团北京飞机强度研究所有限公司 | Loading device for load calibration test of engine suspension mounting joint |
| CN114109656A (en) * | 2021-11-04 | 2022-03-01 | 哈尔滨工程大学 | Horizontal weak-constraint cold-flow solid rocket engine test bed and pulse triggering method |
| CN114894490A (en) * | 2022-04-08 | 2022-08-12 | 上海机电工程研究所 | Subcritical thrust trial run test device for slender body and critical thrust extrapolation method and system |
| CN119878401A (en) * | 2025-01-14 | 2025-04-25 | 上海新力动力设备研究所 | Tool for displacement acquisition during hydraulic test of solid rocket engine shell |
-
1997
- 1997-06-11 RU RU97109852A patent/RU2133457C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Куров В.Д., Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов. - М.: Оборонгиз, 1961, с. 276 - 279. * |
Cited By (26)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2167327C1 (en) * | 2000-08-25 | 2001-05-20 | Федеральный центр двойных технологий "Союз" | Plant for determination of rate of burning of solid rocket propellant |
| RU2194874C2 (en) * | 2001-03-01 | 2002-12-20 | Федеральный центр двойных технологий "Союз" | Plant for determining burning rate of solid propellant |
| RU2188963C1 (en) * | 2001-07-12 | 2002-09-10 | Федеральный центр двойных технологий "Союз" | Installation for determination of burning rate of solid propellant in stressed- deformed state |
| RU2211359C1 (en) * | 2002-01-15 | 2003-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Channel solid-propellant charge strength tester |
| RU2225527C2 (en) * | 2002-06-05 | 2004-03-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Rocket engine thrust test stand |
| RU2235304C2 (en) * | 2002-06-05 | 2004-08-27 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Method and device for testing launcher |
| RU2225942C1 (en) * | 2002-07-29 | 2004-03-20 | Открытое акционерное общество "Татнефть" им. В.Д. Шашина | Method for extraction of bituminous deposit |
| RU2230927C2 (en) * | 2002-08-07 | 2004-06-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2274764C2 (en) * | 2003-12-16 | 2006-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московский институт теплотехники" | Stand for testing engines with skewed nozzle |
| RU2276279C1 (en) * | 2004-10-26 | 2006-05-10 | Оао "Гипронииавиапром" | Stand for measuring components of jet engine thrust force |
| RU2388926C1 (en) * | 2008-09-11 | 2010-05-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Bench for static tests of rocket engine housing |
| RU2403430C1 (en) * | 2009-06-30 | 2010-11-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Method for benchmark testing of power units comprising pyrotechnical and/or powder compositions, and device for its realisation |
| RU2428581C1 (en) * | 2010-04-20 | 2011-09-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает государственный заказчик - Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" | Testing method and device of solid-propellant rocket engine |
| CN107651216A (en) * | 2017-10-23 | 2018-02-02 | 重庆通用航空产业集团有限公司 | Engine loading device and method applied to single-shot fixed wing aircraft slow test |
| CN109470482A (en) * | 2018-11-19 | 2019-03-15 | 中科合肥微小型燃气轮机研究院有限责任公司 | A micro-small gas turbine test bench |
| CN110646211A (en) * | 2019-10-09 | 2020-01-03 | 中国人民解放军32181部队 | Rocket engine pressure testing device and method |
| CN112729798B (en) * | 2020-12-28 | 2022-07-29 | 国机集团北京飞机强度研究所有限公司 | Load calibration method for engine suspension joint |
| CN112729798A (en) * | 2020-12-28 | 2021-04-30 | 国机集团北京飞机强度研究所有限公司 | Load calibration method for engine suspension joint |
| CN112610364A (en) * | 2020-12-29 | 2021-04-06 | 内蒙航天动力机械测试所 | Solid rocket engine elasticity weak constraint test stand |
| CN113008561A (en) * | 2021-03-01 | 2021-06-22 | 国机集团北京飞机强度研究所有限公司 | Loading device for load calibration test of engine suspension mounting joint |
| CN113008561B (en) * | 2021-03-01 | 2022-07-29 | 国机集团北京飞机强度研究所有限公司 | Loading device for load calibration test of engine hanging installation joint |
| CN114109656A (en) * | 2021-11-04 | 2022-03-01 | 哈尔滨工程大学 | Horizontal weak-constraint cold-flow solid rocket engine test bed and pulse triggering method |
| CN114109656B (en) * | 2021-11-04 | 2023-02-14 | 哈尔滨工程大学 | Horizontal weak-constraint cold-flow solid rocket engine test bed and pulse triggering method |
| CN114894490A (en) * | 2022-04-08 | 2022-08-12 | 上海机电工程研究所 | Subcritical thrust trial run test device for slender body and critical thrust extrapolation method and system |
| CN114894490B (en) * | 2022-04-08 | 2025-08-05 | 上海机电工程研究所 | Slender body subcritical thrust test device and critical thrust extrapolation method and system |
| CN119878401A (en) * | 2025-01-14 | 2025-04-25 | 上海新力动力设备研究所 | Tool for displacement acquisition during hydraulic test of solid rocket engine shell |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2133457C1 (en) | Method and test bench for testing solid- propellant rocket engines | |
| RU97109852A (en) | RDTT TEST METHOD AND STAND FOR ITS IMPLEMENTATION | |
| Zhang et al. | Investigations of the mechanical response of dummy HTPB propellant grain under ultrahigh acceleration overload conditions using onboard flight-test measurements | |
| Ho | Thermomechanical properties of rocket propellants and correlation with cookoff behaviour | |
| RU2106613C1 (en) | Unit for test of products for influence of external pressure | |
| CN109580697B (en) | Ablation test device and method for gun barrel material | |
| Bernecker | The deflagration-to-detonation transition process for high-energy propellants-a review | |
| US4149404A (en) | Pressure testing of rocket motor cases | |
| Kumar | Thermoviscoelastic characterization of a composite solid propellant using tubular test | |
| Stadler et al. | Testing and verification of the LFK NG dual pulse motor | |
| RU2388926C1 (en) | Bench for static tests of rocket engine housing | |
| CN108896316B (en) | Safety test device for checking full-size solid engine under action of large extrusion force | |
| RU2442122C1 (en) | Method and device for component mechanical tests | |
| Stadler et al. | The double pulse motor demonstrator MSA | |
| Heister | Ballistics of solid rocket motors with spatial burning rate variations | |
| Moshier et al. | Testing composite joints under high energy hydrodynamic ram conditions | |
| Van den Berg et al. | Development of a 25kN Hybrid Rocket Engine for the Stratos III Sounding Rocket | |
| Blocker et al. | X-43A stage separation system-a flight data evaluation | |
| Naumann et al. | Millisecond Aerodynamic Force Measurement Using a Free-Flying Side-Jet Model with Built-In Gas Reservoir | |
| Solov’ev et al. | Effect of the Structural Material Strength of a Case of Solid Propellant Charges on the Performance of a Pulsating Explosive Device | |
| Naumann et al. | Millisecond aerodynamic force measurement technique for high-enthalpy test facilities | |
| RU2218548C2 (en) | Method for checking of functioning of air-dynamic control actuator of guided missiles or rockets and device for its realization | |
| van den Wijngaart | A study on effects of geometry on internal ballistics of multiple BATES grain Solid Rocket Motors | |
| Barebo et al. | Investigation of Combustion Overpressure During Ignition of the Apollo Block II SPS Engine (AJ10-137)(Phase 4, Part 2) | |
| Brecht et al. | The Viking mortar-Design, development, and flight qualification |