УСТАНОВКА ДЛЯ ИСПЫТАНИЙ ВЫСОТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ
UNIT FOR TESTING HIGH-ALTITUDE SOLID-PROPELLANT ROCKET ENGINES

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при разработке оборудования для огневых стендовых испытаний (ОСИ) высотных ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ).
При наземной огневой отработке высотных РДТТ необходимо моделировать условия высотности и прежде всего давление окружающей среды.
Известна установка для испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе, содержащая выхлопной диффузор и скрепленный с ним переходный отсек, установленный непосредственно после испытуемого двигателя и герметично соединенный с его соплом (см., А.М.Винницкий и др. "Конструкция и отработка РДТТ", Москва, "Машиностроение", 1980 г. с.110-117, рис.7.12, в) - наиболее близкий аналог.
Известная установка позволяет при ОСИ РДТТ в условиях стенда имитировать высотные условия работы ракетного двигателя, в том числе обеспечить безотрывное истечение из сопла продуктов сгорания топлива за счет создания разрежения вокруг наружной поверхности сопла.
Однако в известной установке не предусмотрены конструктивные элементы, обеспечивающие охлаждение РДТТ после окончания его работы.
Охлаждение РДТТ необходимо в связи с использованием для тепловой защиты пластиковых корпусов современных РДТТ эластичных теплозащитных покрытий (ТЗП), активный процесс догорания которых происходит после окончания работы двигателя.
Вследствие догорания невозможно надежно установить массу унесенного ТЗП, толщины деструкции и т.д., то есть не представляется возможным получить точную информацию о состоянии ТЗП корпуса двигателя на момент окончания работы РДТТ.
В отдельных случаях, как показывает опыт отработки РДТТ, может происходить возгорание ТЗП корпуса после окончания работы двигателя за счет отдачи тепла от скопления раскаленных шлаков в нижней части корпуса РДТТ, при этом полностью теряется информация о работоспособности ТЗП и двигателя в целом.
При проведении ОСИ РДТТ в известной установке возможно в условиях стенда проведение охлаждения двигателя водой, являющейся наиболее эффективным охладителем, например, с помощью обычных брандспойтов.
Но в этом случае поверхности двигателя охлаждаются компактной струей воды неравномерно, не исключается разрушающее воздействие струи на поверхность продеструктированного ТЗП корпуса.
Охлаждение подачей воды в корпус непосредственно через выхлопной диффузор малоэффективно из-за большой его длины, а достаточно быстрое отсоединение диффузора от переходного отсека невозможно, что приводит к недопустимой по времени задержке начала процесса охлаждения.
Кроме того, при проведении ОСИ РДТТ в известной установке в условиях подземного стенда, в огневой бокс которого допуск обслуживающего персонала разрешается через сутки после проведения испытания, осуществление охлаждения двигателя практически невозможно.
Таким образом, в известной установке не представляется возможным проведение эффективного охлаждения двигателя, что не позволяет обеспечить необходимую безопасность испытания и требуемую точность информации о работоспособности РДТТ, полученной при ОСИ.
Технической задачей данного изобретения является обеспечение эффективного охлаждения РДТТ после ОСИ в диффузоре за счет автоматической подачи охладителя в камеру сгорания двигателя.
Технический результат достигается тем, что в установке для испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе, содержащей 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.
Размещение в переходном отсеке установки для испытаний элементов системы охлаждения, связанных с системой подачи охлаждающей жидкости, позволяет начать охлаждение двигателя после ОСИ в любой заданный момент, при этом возможно максимально сократить время начала охлаждения.
Выполнение элементов системы охлаждения в виде полой штанги с форсункой позволяет наиболее просто и рационально осуществить подачу охладителя в двигатель через сопло.
Установка полой штанги с возможностью поворота позволяет в первоначальном положении расположить форсунку вне потока газов, истекающих в процессе ОСИ из сопла двигателя, а в конечном положении разместить форсунку непосредственно напротив выходного сечения сопла для обеспечения эффективного охлаждения двигателя.
Наличие фиксаторов начального и конечного положения полой штанги позволяет надежно ее закрепить в этих положениях с установкой форсунки в требуемом положении.
Разработанная совокупность существенных признаков предлагаемого технического решения позволяет получить требуемый технический результат.
На фиг.1 представлен общий вид установки для испытаний РДТТ.
На фиг.2 показан разрез А-А фиг.1.
На фиг.3 показан разрез Б-Б фиг.2.
На фиг.4 показан вид В фиг.2.
Сопло 1 ракетного двигателя расположено в переходном отсеке 2, к которому присоединен цилиндр 3.
В переходном отсеке 2 по хорде окружности герметично установлена полая штанга 4 с вогнутой форсункой 5.
Штанга 4 имеет возможность поворачиваться вокруг своей оси.
Полая штанга 4 одним концом через конусный запорный клапан 6 соединена с водяным шлангом 7.
На другом конце полой штанги 4 установлена пружина кручения 8 и выполнен упор 9.
Упор 9 полой штанги 4 взаимодействует с ограничителями 10 начального и конечного положения штанги 4, закрепленными на переходном отсеке 2.
В процессе ОСИ при работе двигателя полая штанга 4 с вогнутой форсункой 5 зафиксирована в начальном положении пироболтом 11, при этом форсунка 5 выведена из потока истекающих из сопла 1 продуктов сгорания твердого топлива.
2
В конце работы двигателя при достижении в камере сгорания давления порядка 2 кгс/см подается команда на срабатывание пироболта 11, после разрыва которого освобождается полая штанга 4 и под действием пружины кручения 8 поворачивается вокруг своей оси до соприкосновения упора 9 с ограничителем 10 конечного положения штанги 4.
При повороте штанги 4 и вместе с ней конусного запорного клапана 6 отверстие в клапане 6 совмещается с водяным шлангом 7, и начинается подача жидкого охладителя под давлением в полую штангу 4 и в камеру сгорания двигателя через форсунку 5, выходное сечение которой при повороте штанги 4 направляется к срезу сопла 1.
Охладитель, испаряясь в камере сгорания двигателя, создает условия, исключающие догорание ТЗП корпуса двигателя после окончания работы РДТТ.
В предлагаемой установке для охлаждения двигателя используется вода, являющаяся самым эффективным, недорогим и общедоступным охладителем.
Форсунка, через которую подается охлаждающая жидкость в камеру сгорания двигателя, в процессе испытания не подвергается воздействию продуктов сгорания твердого топлива, так как выведена из потока газов, истекающих из сопла двигателя, а после окончания работы двигателя автоматически направляется к срезу сопла, что позволяет повысить надежность работы оборудования и обеспечить многократное его использование без ремонта и замены.
Предлагаемая конструкция установки для испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе опробована при ОСИ крупногабаритного РДТТ, на которых подтверждена высокая надежность работы установки.
Предлагаемое изобретение позволяет наиболее эффективно, просто и надежно обеспечить охлаждение РДТТ после ОСИ.