RU2191915C1 - Method of indication of deflection of thrust vector direction from solid-propellant rocket engine axis - Google Patents

Abstract

FIELD: testing of solid-propellant rocket engines; relieving malfunction of engines. SUBSTANCE: proposed method consists in creation of stressed-strained state of intermediate bearing member, scanning and recording in transient modes of operation of solid- propellant rocket engine under adiabatic conditions of flows of thermal radiation of elements of surface of structural intermediate bearing member. Heterogeneity of recorded thermal field (thermogram) is indicative of deflection of thrust force vector from axis of solid-propellant rocket engine. When thermal field is homogeneous (there is no thermal contrast between adjacent points of surface), thrust force vector coincides with engine axis, otherwise deflection of thrust force vector from engine force takes place. It is good practice to use quick-acting infra-red imager for analysis of thermal (temperature) field. EFFECT: enhanced reliability in transient modes of engine operation. 1 dwg

Description

Изобретение относится к технике испытаний РДТТ и может быть использовано для выявления нарушений процесса функционирования двигателя. The invention relates to a test technique for solid propellant rocket motors and can be used to detect violations of the engine functioning process.

Наиболее близким к заявляемому является способ определения направления вектора силы тяги, приложенной к опорной плите испытательного стенда (принят за прототип), основанный на создании напряженно-деформированного состояния в промежуточном опорном элементе, имеющего две опорные поверхности, к одной из которых приложена сила тяги, а между второй опорной поверхностью и опорной плитой испытательного стенда расположены датчики боковых усилий, подключенные через тензостанцию к регистрирующему прибору с отметчиком времени, по разности зарегистрированных сигналов которых в одинаковые моменты времени судят о направлении вектора силы тяги по отношению к опорной плите [1]. В случае совпадения направления вектора силы тяги РДТТ с осью двигателя (нормальный режим работы двигателя), усилия, действующие на датчики боковых усилий, одинаковы и, следовательно, одинаковыми являются выходные сигналы датчиков боковых усилий, а их разность для любой пары датчиков равна нулю. В аномальных режимах работы двигателя (растрескивание заряда, прогар корпуса и т. д. ) вектор силы тяги, по отношению к оси двигателя, оказывается расположенным под углом. Важно определить момент времени, в который вектор силы тяги отклонился от оси двигателя, поскольку это отклонение является следствием нарушения нормального режима работы двигателя. Closest to the claimed one is a method for determining the direction of the thrust force vector applied to the base plate of the test bench (adopted as a prototype), based on the creation of a stress-strain state in the intermediate supporting element having two supporting surfaces, one of which has a thrust force, and between the second supporting surface and the supporting plate of the test bench are lateral force sensors connected through a strain gauge to the recording device with a timer, according to the difference in charge signals which were detected at the same time points judged direction of thrust vector relative to the base plate [1]. If the direction of the vector of the thrust force of the solid propellant rocket motor coincides with the axis of the engine (normal engine operation), the forces acting on the lateral force sensors are the same and, therefore, the output signals of the lateral force sensors are the same, and their difference for any pair of sensors is zero. In abnormal modes of engine operation (cracking of the charge, burnout of the body, etc.), the thrust force vector, with respect to the axis of the engine, is located at an angle. It is important to determine the point in time at which the thrust vector deviated from the axis of the engine, since this deviation is a consequence of a violation of the normal engine operation mode.

Признаки прототипа, являющиеся общими с заявляемым изобретением, включают создание напряженно-деформированного состояния в промежуточном опорном элементе. Signs of the prototype, which are common with the claimed invention, include the creation of a stress-strain state in the intermediate support element.

Причина, препятствующая получению в прототипе требуемого технического результата, заключается в пониженной надежности датчиков боковых усилий при работе РДТТ в переходных режимах, что приводит к выходу из строя значительного количества датчиков (до 30%) [2]. The reason that prevents obtaining the required technical result in the prototype is the reduced reliability of the lateral force sensors during operation of the solid propellant rocket motor in transient conditions, which leads to the failure of a significant number of sensors (up to 30%) [2].

Сущность изобретения заключается в следующем. The invention consists in the following.

Изобретение направлено на решение задачи создания надежного способа сигнализации отклонения направления вектора силы тяги от оси РДТТ в переходных режимах работы двигателя. The invention is aimed at solving the problem of creating a reliable method for signaling deviation of the direction of the thrust force vector from the axis of the solid propellant rocket motor in transient modes of operation of the engine.

Технический результат, опосредствующий решение указанной задачи, заключается в использовании в адиабатических условиях пропорциональной зависимости между приращением механического напряжения и приращением температуры в любой точке поверхности опорного элемента путем регистрации с помощью тепловизора распределения теплового излучения по поверхности опорного элемента. The technical result, which mediates the solution of this problem, is to use in adiabatic conditions a proportional relationship between the increment of mechanical stress and the temperature increment at any point on the surface of the support element by recording with the aid of a thermal imager the distribution of thermal radiation over the surface of the support element.

Данный технический результат достигается тем, что в известном способе, заключающемся в создании напряженно-деформированного состояния промежуточного опорного элемента, осуществляют в переходных режимах работы РДТТ сканирование и регистрацию в адиабатических условиях потоков собственного теплового излучения элементов поверхности конструкции промежуточного опорного элемента, причем по неоднородности зарегистрированного термического поля (термограмме) судят об отклонении вектора силы тяги от оси РДТТ. Если поле однородно (отсутствует тепловой контраст между соседними точками поверхности), вектор силы тяги совпадает с осью двигателя, в противном случае имеет место отклонение вектора силы тяги от оси двигателя. This technical result is achieved by the fact that in the known method, which consists in creating a stress-strain state of the intermediate support element, the transient operating modes of the solid-state solid-state solid fusion scan and register under adiabatic conditions the flows of intrinsic thermal radiation of structural elements of the surface of the intermediate support element, moreover, according to the heterogeneity of the recorded thermal fields (thermogram) judge the deviation of the traction force vector from the solid propellant axis. If the field is homogeneous (there is no thermal contrast between adjacent points on the surface), the thrust force vector coincides with the axis of the engine, otherwise there is a deviation of the thrust vector from the axis of the engine.

Признаки заявляемого изобретения, являющиеся отличительными от признаков прототипа, включают сканирование и регистрацию в адиабатических условиях потоков теплового излучения элементов поверхности конструкции промежуточного опорного элемента, выявление по неоднородности зарегистрированного термического поля (термограмме) отклонения вектора силы тяги от оси РДТТ. The features of the claimed invention, which are distinguishing from the features of the prototype, include scanning and registering under adiabatic conditions the thermal radiation fluxes of the structural elements of the intermediate supporting element, detecting by the heterogeneity of the recorded thermal field (thermogram) the deviation of the thrust force vector from the solid-propellant axis.

На чертеже представлено устройство, реализующее предлагаемый способ, где 1 - исследуемый РДТТ, 2 - заряд твердого топлива, 3 - датчик тяги (типа ТПА), 4 - стапель, 5 - люнеты, 6 - промежуточный опорный элемент, 7 - тепловизор, 8 - ЭВМ, 9 - тензостанция (ЛХ-7000), 10 - регистрирующий прибор с отметчиком времени (световой осциллограф Н-700). The drawing shows a device that implements the proposed method, where 1 - investigated solid propellant rocket engine, 2 - solid fuel charge, 3 - traction sensor (type TPA), 4 - slipway, 5 - lunettes, 6 - intermediate support element, 7 - thermal imager, 8 - Computers, 9 - strain gauge station (LH-7000), 10 - recording device with a timer (light oscilloscope N-700).

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения. Information confirming the possibility of carrying out the invention.

В момент пуска РДТТ (при срабатывании электровоспламенителя) происходит загорание заряда твердого топлива 2 и давление в камере сгорания скачком возрастает до давления, близкого к рабочему. При этом скачкообразно возрастает сила тяги, вызывая через датчик тяги 3 ударное нагружение промежуточного опорного элемента 6. Благодаря адиабатическим условиям работы промежуточного опорного элемента в соответствии с термоупругим эффектом [3], в любой точке поверхности промежуточного опорного элемента пропорционально изменению механического напряжения изменяется температура
ΔT = Δσ•K_m•T,
где ΔT - изменение температуры;
Δσ - - сумма механических напряжений в контролируемой точке;
K_m - термоупругая постоянная конструкционного материала промежуточного опорного элемента;
Т - средняя температура промежуточного опорного элемента.At the moment of starting the solid propellant rocket engine (when the electric igniter is triggered), the solid fuel charge 2 ignites and the pressure in the combustion chamber rises abruptly to a pressure close to the working one. In this case, the traction force increases stepwise, causing shock loading of the intermediate support element 6 through the traction sensor 3. Due to the adiabatic operating conditions of the intermediate support element in accordance with the thermoelastic effect [3], the temperature changes proportionally to the change in mechanical stress at any point on the surface of the intermediate support element
ΔT = Δσ • K _m • T,
where ΔT is the temperature change;
Δσ - is the sum of mechanical stresses at a controlled point;
K _m - thermoelastic constant of the structural material of the intermediate support element;
T is the average temperature of the intermediate support element.

Следовательно, распределение температуры на поверхности промежуточного опорного элемента можно одновременно рассматривать как распределение механических напряжений в материале стенок этого элемента. Регистрируя с помощью тепловизора распределение температуры на поверхности промежуточного опорного элемента, получают термограмму, контраст которой определяется распределением температуры и пропорциональным ей распределением механических напряжений. Если тепловая картина однородная, то вектор силы тяги F_т совпадает с осью двигателя, в противном случае имеет место отклонение вектора силы тяги от оси двигателя. Однородность теплового поля имеет место, когда α=0 (см. чертеж) при равенстве силы тяги F_т продольной составляющей F_x, т.к. в этом случае во всех точках поверхности промежуточного опорного элемента возникают одинаковые напряжения сжатия σ_сж. При α≠0 наряду с составляющей F_x, создающей напряжения сжатия σ_сж, появляется поперечная составляющая F_y, вызывающая изгиб промежуточного элемента и появление в точках поверхности промежуточного опорного элемента напряжений изгиба противоположного знака по разные стороны нейтрального слоя опорного элемента. Поэтому с одной стороны нейтрального слоя в точках поверхности суммарные напряжения будут равны

а с другой стороны нейтрального слоя

В результате тепловое поле поверхности опорного элемента и становится неоднородным, причем с ростом α степень неоднородности усиливается.Therefore, the temperature distribution on the surface of the intermediate support element can be simultaneously considered as the distribution of mechanical stresses in the material of the walls of this element. By registering with the help of a thermal imager the temperature distribution on the surface of the intermediate support element, a thermogram is obtained, the contrast of which is determined by the temperature distribution and the distribution of mechanical stresses proportional to it. If the thermal picture is homogeneous, then the vector of traction force F _t coincides with the axis of the engine, otherwise, there is a deviation of the vector of traction force from the axis of the engine. The uniformity of the thermal field occurs when α = 0 (see the drawing) with equal traction force F _{t of the} longitudinal component F _x , because in this case, at all points on the surface of the intermediate support element the same compression stresses σ _sr appear. At α ≠ 0, along with the component F _x , which creates compression stresses σ _squ , a transverse component F _y appears, causing bending of the intermediate element and the appearance of bending stresses of opposite sign on opposite sides of the neutral layer of the supporting element at the surface points of the intermediate supporting element. Therefore, on one side of the neutral layer at the surface points, the total stresses will be equal

and on the other side of the neutral layer

As a result, the thermal field of the surface of the supporting element also becomes inhomogeneous, and with increasing α, the degree of heterogeneity increases.

Для анализа термического (температурного) поля целесообразно использовать быстродействующий тепловизор. В качестве быстродействующего тепловизора можно использовать установку SPATE английской фирмы Ometron, включающей магнитное записывающее устройство, или тепловизор фирмы AGEMA "Thermovision". Так модель тепловизора фирмы AGEMA "Thermovision" имеет температурное разрешение 0,07^oС, частоту кадров 25 в секунду и может измерять с высокой точностью температуру в диапазоне -20^oС до +1500^oС, обеспечивая получение термограмм высокого качества. При объединении тепловизора с компьютерной системой ТIС, разработанной на основе ПК IBM PC, достигается возможность обработки тепловых изображений. Входящий в комплект тепловизора цветной компьютер позволяет записывать цветные изображения [3]. Данный тепловизор является одним из лучших современных тепловизоров. Как показано в работе [3] , напряжению, равному 1 кгс/мм², соответствует изменение температуры (при использовании углеродистых сталей) на 0,01-0,02^oС.To analyze the thermal (temperature) field, it is advisable to use a high-speed thermal imager. As a high-speed thermal imager, you can use the SPATE installation of the English company Ometron, including a magnetic recording device, or the thermal imager from AGEMA "Thermovision". So the AGEMA Thermovision thermal imager model has a temperature resolution of 0.07 ^o C, a frame rate of 25 per second and can measure with high accuracy a temperature in the range of -20 ^o C to +1500 ^o C, providing high quality thermograms. By combining the thermal imager with the TIC computer system developed on the basis of the IBM PC, the possibility of processing thermal images is achieved. The color computer included in the thermal imager kit allows you to record color images [3]. This thermal imager is one of the best modern thermal imagers. As shown in [3], a voltage equal to 1 kgf / mm ² corresponds to a temperature change (when using carbon steels) by 0.01-0.02 ^o C.

При использовании данного способа уменьшаются сроки и стоимость отработки конструкции РДТТ новых типов благодаря исключению необходимости использования датчиков боковых усилий, их предпусковой подготовки и обработки большого объема зарегистрированной информации. When using this method, the time and cost of testing the design of solid propellant rocket motors of new types are reduced due to the elimination of the need for the use of lateral force sensors, their pre-launch preparation and processing of a large amount of recorded information.

Источники информации
1. Способ определения направления вектора силы тяги РДТТ /Игнатьев Б.С., Энкин Э.А., Власов С.С., Вяткин В.В. / Перм. гос. техн. ун-т. - Пермь, 2000. - 5 с., ил. - Библиогр.: 1 назв. - Рус. - Деп. в ВИНИТИ 27.09.00, 2476-В00.Sources of information
1. The method of determining the direction of the vector of the thrust force of the solid propellant rocket engine / Ignatiev BS, Enkin EA, Vlasov SS, Vyatkin VV / Perm. state tech. un-t - Perm, 2000 .-- 5 p., Ill. - Bibliography: 1 title - Rus. - Dep. at VINITI 09/27/00, 2476-B00.

2. Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе / Под общ. ред. чл. корр. Российской академии наук, д-ра тех. наук., проф. Л.Н. Лаврентьева, - М.: Машиностроение, 1993. - 215 с., ил. 2. Designs of solid propellant rocket engines / Ed. ed. tsp correspondent Russian Academy of Sciences, Dr. Tech. sciences., prof. L.N. Lavrentieva, - M.: Mechanical Engineering, 1993. - 215 p., Ill.

3. Бекешко Н.А., Ковалев А.В. Новые методы, средства и применение теплового неразрушающего контроля // Измерение, контроль, автоматизация: Науч. -техн. сб. обзоров. / ЦНИИТЭИ приборостроения. - М., 1990, 1 (73) с. 3. Bekeshko N.A., Kovalev A.V. New methods, means and application of thermal non-destructive testing // Measurement, control, automation: Scientific. -tech. Sat reviews. TSNIITEI instrument making. - M., 1990, 1 (73) p.

Claims (1)

Способ сигнализации отклонения направления вектора силы тяги от оси РДТТ, заключающийся в создании напряженно-деформированного состояния промежуточного опорного элемента в условиях испытательного стенда, отличающийся тем, что в переходных режимах работы РДТТ осуществляют сканирование и регистрацию потоков собственного теплового излучения поверхности промежуточного опорного элемента и по неоднородности зарегистрированного термического поля судят об отклонении направления вектора силы тяги от оси РДТТ. A method for signaling deviation of the direction of the thrust force vector from the axis of the solid support element, which consists in creating a stress-strain state of the intermediate support element under the conditions of a test bench, characterized in that in transient modes of operation of the solid rocket motor, the surface of the intermediate support element is scanned and recorded by its thermal radiation fluxes and by inhomogeneity the registered thermal field is judged on the deviation of the direction of the thrust force vector from the solid propellant axis.