RU2482322C1 - Test method of expandable nozzle of rocket engine in low-pressure chamber with gas dynamic pipe and stand expandable nozzle for its implementation - Google Patents
Test method of expandable nozzle of rocket engine in low-pressure chamber with gas dynamic pipe and stand expandable nozzle for its implementation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2482322C1 RU2482322C1 RU2011153278/06A RU2011153278A RU2482322C1 RU 2482322 C1 RU2482322 C1 RU 2482322C1 RU 2011153278/06 A RU2011153278/06 A RU 2011153278/06A RU 2011153278 A RU2011153278 A RU 2011153278A RU 2482322 C1 RU2482322 C1 RU 2482322C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- engine
- rocket engine
- hydraulic cylinder
- head
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при наземной огневой отработке раздвижного сопла высотного ракетного двигателя на смесевом твердом топливе.The invention relates to rocket technology and can be used for ground firing of a sliding nozzle of a high-altitude rocket engine with mixed solid fuel.
Применение раздвижного сопла с выдвигаемым телескопическим насадком позволяет уменьшить габариты ракетного двигателя в составе ракеты, при этом достигается максимальная реализация энергетических характеристик смесевого твердого ракетного топлива за счет существенного увеличения степени расширения сопла после выдвижения насадкаThe use of a sliding nozzle with an extendable telescopic nozzle allows to reduce the dimensions of the rocket engine in the composition of the rocket, while achieving the maximum realization of the energy characteristics of the mixed solid rocket fuel due to a significant increase in the degree of expansion of the nozzle after the nozzle is extended
Выдвижение насадка в газовый поток производят в начале работы ракетного двигателя, после выхода на режим, при этом в летных условиях облегчаются условия работы насадка путем исключения действия возмущений на насадок в период разделения ступеней ракеты и в процессе неустойчивой работы ракетного двигателя при выходе на режим.The nozzle is extended into the gas stream at the beginning of the rocket engine operation, after entering the mode, while in flight conditions the nozzle operating conditions are facilitated by eliminating the action of disturbances on the nozzles during the separation of rocket stages and during the unstable operation of the rocket engine when the mode is entered.
Наземную огневую отработку параметров раздвижного сопла высокой степени расширения (минимальное усилие страгивания, требуемое время выдвижения насадка, надежная фиксация насадка в рабочем положении после выдвижения и др.) проводят в барокамере с газодинамической трубой, что позволяет 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).Ground firing testing of parameters of a sliding nozzle with a high degree of expansion (minimum pulling force, required extension time of the nozzle, reliable fixation of the nozzle in the working position after extension, etc.) is carried out in a pressure chamber with a gas-dynamic tube, which allows simulating high-altitude working conditions of a rocket engine (including to provide continuous flow of fuel combustion products from the nozzle due to the creation of rarefaction around the outer surface of the nozzle).
Известен способ испытаний раздвижного сопла ракетного двигателя в барокамере с газодинамической трубой, основанный на выдвижении насадка сопла в газовый поток после выхода двигателя на режим (см., Л.Н. Лавров и др. "Конструкция ракетных двигателей на твердом топливе", М., "Машиностроение", 1993 г. с.141-142) - наиболее близкий аналог.A known method of testing a sliding nozzle of a rocket engine in a pressure chamber with a gas dynamic tube, based on the extension of the nozzle of the nozzle into the gas stream after the engine enters the mode (see, L.N. Lavrov and others. "Design of solid propellant rocket engines", M., "Engineering", 1993, p.141-142) - the closest analogue.
Известно также раздвижное сопло ракетного двигателя, содержащее корпус, выдвигаемый насадок и фиксатор насадка в выдвинутом положении лепесткового типа (см. там же).A sliding nozzle of a rocket engine is also known, comprising a housing, a telescoping nozzle and a nozzle lock in the extended position of the petal type (see ibid.).
В такой конструкции фиксатор лепесткового типа позволяет надежно зафиксировать насадок после его выдвижения в газовый поток. Надежная фиксация необходима, так как на насадок в процессе работы ракетного двигателя действует осевая составляющая силы тяги и значительные по величине вибрации. Расфиксация насадка в летных условиях недопустима.In this design, the petal-type lock allows you to securely fix the nozzles after it is advanced into the gas stream. Reliable fixation is necessary, since the axial component of the thrust force and significant vibration magnitude act on the nozzles during operation of the rocket engine. Fixing the nozzle in flight conditions is unacceptable.
Огневые испытания известным способом известного раздвижного сопла со степенью расширения более 7,0 показали, что в процессе работы двигателя происходит разрушение концевой части насадка, зафиксированного в выдвинутом положении.Fire tests in a known manner known sliding nozzle with a degree of expansion of more than 7.0 showed that during the operation of the engine is the destruction of the end of the nozzle, fixed in the extended position.
Установлено, что нарушение целостности насадка сопла происходит в конце работы двигателя на участке спада давления в камере сгорания (0,8-0,5 среднего давления за полное время работы двигателя), когда происходит срыв работы газодинамической трубы, и обусловлено возникновением нерасчетных сжимающих нагрузок, действующих на наружную поверхность насадка. Эти сжимающие нагрузки отсутствуют в высотных условиях и в процессе наземного испытания до момента срыва работы газодинамической трубы и, соответственно, не закладываются в расчет прочности соплаIt was found that the integrity of the nozzle nozzle occurs at the end of the engine’s operation in the area of pressure drop in the combustion chamber (0.8-0.5 average pressure over the entire time the engine is running), when the gas-dynamic tube breaks down and is caused by the occurrence of off-design compressive loads, acting on the outer surface of the nozzle. These compressive loads are absent in high-altitude conditions and during the ground test until the gas-dynamic tube breaks down and, accordingly, are not included in the calculation of the nozzle strength
Возможность разрушения насадка из-за действия на него нерасчетных сжимающих нагрузок приводит к снижению надежности испытания (невозможности в полной мере провести оценку работоспособности конструкции насадка сопла, определить величину уноса материала под воздействием продуктов сгорания твердого топлива и т.п.).The possibility of destruction of the nozzle due to the action of non-calculated compressive loads on it leads to a decrease in the reliability of the test (inability to fully evaluate the operability of the nozzle nozzle design, to determine the amount of material entrainment under the influence of solid fuel combustion products, etc.).
Технической задачей данного изобретения является повышение надежности испытания путем предохранения насадка стендового раздвижного сопла от разрушения.The technical task of this invention is to increase the reliability of the test by protecting the nozzle of the bench sliding nozzle from destruction.
Технический результат достигается тем, что в способе испытаний раздвижного сопла ракетного двигателя в барокамере с газодинамической трубой, основанном на выдвижении насадка сопла в газовый поток в начале работы двигателя (после выхода на режим), на режиме спада давления в камере сгорания (0,8-0,5 среднего давления за полное время работы двигателя), выводят насадок из газового потока в первоначальное положение.The technical result is achieved by the fact that in the test method of a sliding nozzle of a rocket engine in a pressure chamber with a gas dynamic tube, based on the extension of the nozzle nozzle into the gas stream at the beginning of engine operation (after entering the mode), in the mode of pressure decrease in the combustion chamber (0.8- 0.5 average pressure for the full time of the engine), remove the nozzles from the gas stream to its original position.
При испытании предлагаемым способом известного раздвижного сопла, для выведения насадка из газового потока в первоначальное положение, в конце работы ракетного двигателя необходимо произвести расфиксацию насадка, надежно зафиксированного в выдвинутом положении фиксатором лепесткового типа, что невозможно без внесения в раздвижное сопло конструктивных изменений.When testing the known sliding nozzle by the proposed method, in order to bring the nozzle out of the gas stream to its original position, at the end of the rocket engine operation, it is necessary to unlock the nozzle, which is securely fixed in the extended position with a latch type lock, which is impossible without making design changes to the sliding nozzle.
Для реализации предлагаемого способа в известном раздвижном сопле ракетного двигателя, содержащем 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, при этом концы троса проходят через направляющее устройство и соединены со штоком гидроцилиндра.To implement the proposed method in a known sliding nozzle of a rocket engine containing a stationary housing, a telescoping nozzle and a nozzle retainer in the extended position of the petal type, a hydraulic cylinder and a guiding device are installed on the stationary housing, and the retainer petals are equipped with eyelets through which the cable is passed, while the ends of the cable pass through the guide device and are connected to the hydraulic cylinder rod.
На фиг.1 представлен общий вид стендового сопла в разрезе (после выдвижения насадка и установки его в рабочем положении).Figure 1 shows a General view of the bench nozzle in section (after extending the nozzle and installing it in the working position).
На фиг.2 показаны отдельные элементы стендового сопла.Figure 2 shows the individual elements of the bench nozzle.
Сопло содержит неподвижный корпус 1, выдвигаемый насадок 2 и фиксирующее устройство 3 лепесткового типа, установленное на неподвижном корпусе 1.The nozzle comprises a fixed housing 1, a
Лепестки 4 фиксирующего устройства 3 после выдвижения насадка 2 входят в зацепление с выступом 5 силового шпангоута 6 насадка 2 и обеспечивают надежную фиксацию насадка 2 на неподвижном корпусе 1.The
На лепестках 4 фиксирующего устройства 3 установлены при помощи винтов 7 проушины 8, в которых выполнены отверстия 9.On the
На неподвижном корпусе 1 установлены съемные гидроцилиндр 10 и направляющее устройство 11, которое закреплено при помощи винтов 12.A removable
Гидроцилиндр 10 установлен в коробке 13.The
Через отверстия 9 проушин 8, установленных на лепестках 4 фиксирующего устройства 3, пропущен трос 14, концы которого проходят через направляющие каналы 15 устройства 11 и жестко соединены со штоком 16 гидроцилиндра 10.Through the
До выдвижения насадка 2 количество жидкости в полостях «А» и «Б» гидроцилиндра 10 перераспределено таким образом, чтобы трос 14, соединенный со штоком 16 гидроцилиндра 10, был в несколько ослабленном состоянии.Prior to the extension of the
После подачи команды на выдвижение насадка 2, в процессе стыковки его с неподвижным корпусом 1, лепестки 4 фиксирующего устройства 3 взаимодействуют с выступом 5 силового шпангоута 6 насадка 2, при этом трос 14 не оказывает влияния на процесс стыковки.After issuing a command to extend the
После установки насадка 2 в рабочем положении в требуемый момент времени может быть подана команда на расфиксацию насадка 2. В полость «Б» гидроцилиндра 10 подается жидкость, поршень со штоком 16 перемещается, при этом происходит натяжение троса 14, действие которого через проушины 8 передается на лепестки 4, отжимая их к оси сопла, при этом лепестки 4 выходят из зацепления с выступом 5 силового шпангоута 6 насадка 2.After installing the
В процессе огневого стендового испытания выведение насадка (после его расфиксации) из газового потока в первоначальное положение будет происходить под действием осевой силы тяги, стремящейся сдвинуть насадок в сторону барокамеры.During the fire bench test, the nozzle will be brought out (after its release) from the gas flow to its original position under the action of axial thrust, which tends to move the nozzles toward the pressure chamber.
Дополнительно могут использоваться любые известные приводы, например гидроцилиндры, пневмоцилиндры и т.п.Additionally, any known drives, for example hydraulic cylinders, pneumatic cylinders, etc., can be used.
Таким образом, в стендовом раздвижном сопле упрощается процесс расфиксация насадка, надежно зафиксированного в выдвинутом положении устройством лепесткового типа, и тем самым обеспечивается выведение насадка из газового потока в первоначальное положение при огневых стендовых испытаниях и улучшается обслуживание сопла при автономных испытаниях.Thus, in the bench-mounted sliding nozzle, the process of unlocking the nozzle, which is securely fixed in the extended position by the flap type device, is simplified, and this ensures that the nozzle is brought out of the gas stream to its original position during fire bench tests and the nozzle service is improved during autonomous tests.
Предлагаемый способ испытаний раздвижного сопла ракетного двигателя в барокамере с газодинамической трубой позволяет повысить надежность огневого стендового испытания путем предохранения насадка сопла от разрушения в процессе испытания, а предлагаемая конструкция стендового раздвижного сопла позволяет осуществить реализацию способа.The proposed test method for a sliding nozzle of a rocket engine in a pressure chamber with a gas dynamic tube improves the reliability of the fire bench test by protecting the nozzle nozzle from destruction during the test, and the proposed design of a bench sliding nozzle allows the implementation of the method.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011153278/06A RU2482322C1 (en) | 2011-12-26 | 2011-12-26 | Test method of expandable nozzle of rocket engine in low-pressure chamber with gas dynamic pipe and stand expandable nozzle for its implementation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011153278/06A RU2482322C1 (en) | 2011-12-26 | 2011-12-26 | Test method of expandable nozzle of rocket engine in low-pressure chamber with gas dynamic pipe and stand expandable nozzle for its implementation |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2482322C1 true RU2482322C1 (en) | 2013-05-20 |
Family
ID=48789911
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011153278/06A RU2482322C1 (en) | 2011-12-26 | 2011-12-26 | Test method of expandable nozzle of rocket engine in low-pressure chamber with gas dynamic pipe and stand expandable nozzle for its implementation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2482322C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2667687C1 (en) * | 2017-11-15 | 2018-09-24 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Gas dynamic aerospace chamber |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3205705A (en) * | 1961-12-08 | 1965-09-14 | Talley Lawrence Covington | Gas turbine jet and rocket engine ground test exhaust system |
| US3714824A (en) * | 1970-12-21 | 1973-02-06 | Us Army | Apparatus for measuring skin friction |
| US3899923A (en) * | 1971-05-13 | 1975-08-19 | Teller Environmental Systems | Test process and apparatus for treatment of jet engine exhaust |
| RU2362038C1 (en) * | 2007-12-06 | 2009-07-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Diffuser for testing of rocket engines with nozzles of alternate expansion |
| FR2956739A1 (en) * | 2010-02-24 | 2011-08-26 | Snecma | TEST BENCH FOR REACTION ENGINE |
-
2011
- 2011-12-26 RU RU2011153278/06A patent/RU2482322C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3205705A (en) * | 1961-12-08 | 1965-09-14 | Talley Lawrence Covington | Gas turbine jet and rocket engine ground test exhaust system |
| US3714824A (en) * | 1970-12-21 | 1973-02-06 | Us Army | Apparatus for measuring skin friction |
| US3899923A (en) * | 1971-05-13 | 1975-08-19 | Teller Environmental Systems | Test process and apparatus for treatment of jet engine exhaust |
| RU2362038C1 (en) * | 2007-12-06 | 2009-07-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Diffuser for testing of rocket engines with nozzles of alternate expansion |
| FR2956739A1 (en) * | 2010-02-24 | 2011-08-26 | Snecma | TEST BENCH FOR REACTION ENGINE |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе/ Под ред. Л.Н.Лаврова. - М.: Машиностроение, 1993, с.141-142. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2667687C1 (en) * | 2017-11-15 | 2018-09-24 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Gas dynamic aerospace chamber |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9511875B2 (en) | Electromechanical actuator damping arrangement for ram air turbine | |
| RU2482322C1 (en) | Test method of expandable nozzle of rocket engine in low-pressure chamber with gas dynamic pipe and stand expandable nozzle for its implementation | |
| CN110949693A (en) | Pneumatic type connecting and unlocking device | |
| CN104634681B (en) | A kind of adjustable conical surface pressure water jet cavitation test device in gap | |
| CN204065047U (en) | A kind of jet vane ablation test device | |
| CN110425057B (en) | Gas flow guiding device for vehicle-mounted rocket launching | |
| Maslov et al. | High-enthalpy hot-shot wind tunnel with combined heating and stabilization of parameters | |
| CN105697194B (en) | A kind of binary plug nozzle with propulsive thrust function | |
| DE1143362B (en) | Back pressure internal combustion turbine with a combustion chamber wheel which carries combustion chambers and delivers mechanical power | |
| WO1989002071A1 (en) | Hypervelocity wind tunnel with ballistic piston | |
| CN206417215U (en) | Launch the ejection firing device of the cable traction of the gas storage promotion of gas or gas recoverable | |
| CN105783585A (en) | Gun launching recoil force effect simulation device | |
| CN111442931B (en) | Supercritical fuel combustion test equipment | |
| CH708973A2 (en) | Verdichterauslassgehäuseanordnung. | |
| CN104568370B (en) | Rapid parachute-opening wind tunnel test device of supersonic lander | |
| DE102013004664B4 (en) | Rocket drive stage with vacuum charging | |
| CN208966768U (en) | A kind of all-hydraulic locking pushing mechanism | |
| RU2362038C1 (en) | Diffuser for testing of rocket engines with nozzles of alternate expansion | |
| CN204311448U (en) | Apply bolt pretension device | |
| CN109870343A (en) | It is a kind of can timing apply shock loading and steady state loading loading device | |
| CN209621286U (en) | Sand blasting perforator | |
| RU2647022C1 (en) | Rotary control nozzle with a flexible folding head | |
| CN103112597B (en) | Transmission rod hidden type steam catapulting system and catapulting control method thereof | |
| RU2366824C1 (en) | Jet engine telescoping nozzle | |
| RU2449159C1 (en) | Device to test liquid-propellant engines (lpe) |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20151227 |