RU2559903C1

RU2559903C1 - Plant for damping operating solid-propellant rocket engine when being tested in gas-dynamic pipe

Info

Publication number: RU2559903C1
Application number: RU2014132488/06A
Authority: RU
Inventors: Сергей Владимирович Патрулин; Александр Александрович Назарцев
Original assignee: Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Искра"(ПАО"НПО"Искра")
Priority date: 2014-08-06
Filing date: 2014-08-06
Publication date: 2015-08-20

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: plant for damping an operating solid-propellant rocket engine when being tested in a gas-dynamic pipe includes a cooling agent source and a device for cooling agent supply to a combustion chamber, which is connected to it through a control valve. An injector is arranged in the gas-dynamic pipe after the nozzle section, and in front of the injector there installed are atomisers connected to the cooling agent source through the control valve that is actuated when the specified pressure is achieved in the combustion chamber. The device for supply of the cooling agent to the combustion chamber is provided with an opening element made in the form of a cylinder inside which a hollow piston with a conical stock is arranged. In the stock there are cooling agent supply channels, and a pyro cartridge is installed on the cylinder body.

EFFECT: invention allows reducing the time for damping the solid-propellant rocket engine when being tested in a gas-dynamic pipe.

2 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ), и предназначено для гашения РДТТ при наземной отработке в газодинамических трубах (ГДТ).The invention relates to the field of rocket technology, and in particular to bench equipment used in firing bench tests of solid propellant rocket engines (RDTT), and is intended to extinguish solid propellant rocket propulsion during surface testing in gas dynamic tubes.

В процессе отработки РДТТ возникает необходимость оценки состояния материальной части РДТТ путем дефектации ее после огневых стендовых испытаний. По результатам дефектации элементов РДТТ (корпуса, сопла) определяются: состояние теплозащитных покрытий, степень уноса, деструкции и разрушения материалов. Однако за период от окончания работы РДТТ до проведения дефектации материалы конструкции подвергаются дополнительным воздействиям, которые обусловлены догоранием остатков твердого топлива в камере сгорания, выравниванием температуры по толщине стенок, взаимодействием с атмосферным кислородом. Выделяемая в этот период теплота вызывает дополнительное коксование теплозащитных материалов, тепловое повреждение силовых элементов конструкции. Описанные процессы приводят к ошибочной оценке результатов испытаний и надежности работы конструкции РДТТ, что, в свою очередь, может существенно повысить погрешности расчетов удельного импульса тяги, требуемых толщин стенок корпуса и его теплозащиты.In the process of working out solid propellant rocket motors, it becomes necessary to assess the state of the solid part of solid propellant rocket rocket metal by defect it after fire bench tests. Based on the results of the defect detection of the solid propellant elements (body, nozzle), the following are determined: the condition of the heat-protective coatings, the degree of entrainment, destruction and destruction of materials. However, during the period from the end of the solid-propellant solid-propellant rocket tester to the detection of materials, the structural materials are subjected to additional influences, which are caused by the burning out of solid fuel residues in the combustion chamber, temperature equalization along the wall thickness, and interaction with atmospheric oxygen. The heat released during this period causes additional coking of heat-protective materials, thermal damage to the structural elements. The described processes lead to an erroneous assessment of the test results and the reliability of the design of the solid propellant rocket motor, which, in turn, can significantly increase the errors in calculating the specific thrust impulse, the required wall thicknesses of the body and its thermal protection.

Наиболее эффективным средством фиксации состояния материальной части РДТТ после огневых стендовых испытаний является гашение, при котором происходит быстрое прекращение процессов горения в двигателе и устраняются или минимизируются эффекты последействия.The most effective means of fixing the state of the solid part of a solid propellant solid propellant rocket after fire bench tests is quenching, in which the combustion processes in the engine are quickly stopped and the aftereffects are eliminated or minimized.

Известны установки гашения (см. Конструкция и отработка РДТТ. Под редакцией А.М. Виницкого. М.: Машиностроение, 1980. - Стр. 117), которые содержат устройства подачи хладагента (например, воды) компактной струей или распылением. При этом хладагент подается со стороны сопла РДТТ. Недостатком установки является ее большая инерционность задействования при отработке РДТТ в газодинамической трубе (ГДТ), обусловленная перемещением элементов устройства внутри ГДТ с целью подачи хладагента со стороны сопла, что приводит к увеличению периода гашения и эффектов последействия.Known extinguishing systems (see Design and testing of solid propellant rocket engines. Edited by A. M. Vinitsky. M.: Mashinostroenie, 1980. - P. 117), which contain a device for supplying refrigerant (eg water) with a compact jet or spray. In this case, the refrigerant is supplied from the side of the solid propellant nozzle. The disadvantage of the installation is its large inertia of activation during the development of solid propellant rocket motors in a gas dynamic tube (GDT), due to the movement of the elements of the device inside the gas turbine in order to supply refrigerant from the nozzle side, which leads to an increase in the quenching period and after-effects.

Известна установка для гашения работающего РДТТ при испытаниях (см. патент РФ на изобретение №2477810). Установка содержит источник хладагента, соединенное с ним через управляющий клапан устройство подачи хладагента в камеру сгорания.A known installation for damping a working solid propellant rocket motor during testing (see RF patent for invention No. 2477810). The installation contains a source of refrigerant, a device for supplying refrigerant to the combustion chamber connected to it through a control valve.

Недостатком устройства является подача хладагента в камеру сгорания через систему узла давления (через штуцер в донной части), использующегося для измерения давления в камере сгорания РДТТ, что изменяет штатную конструкцию РДТТ и является недопустимым при зачетных испытаниях. Кроме того, в начальный момент гашения РДТТ падение давления в камере сгорания за счет снижения температуры продуктов сгорания опережает рост давления за счет прихода массы хладагента, вследствие чего наблюдается подсос окружающего воздуха в камеру сгорания РДТТ во время гашения, процессы горения интенсифицируются, а эффекты последействия возрастают.The disadvantage of this device is the supply of refrigerant to the combustion chamber through the system of the pressure unit (through the nozzle in the bottom part), which is used to measure the pressure in the solid propellant combustion chamber, which changes the standard design of the solid propellant rocket motor and is unacceptable during validation tests. In addition, at the initial moment of extinguishing of the solid propellant rocket engine, the pressure drop in the combustion chamber due to a decrease in the temperature of the combustion products outstrips the pressure increase due to the arrival of a mass of refrigerant, as a result of which there is a suction of ambient air into the solid rocket chamber of the solid propellant rocket during combustion, combustion processes intensify, and the effects of .

Технической задачей данного изобретения является получение достоверной информации о состоянии материальной части РДТТ, в том числе без изменения штатной конструкции РДТТ при испытании в ГДТ.The technical task of this invention is to obtain reliable information about the state of the material part of the solid propellant rocket engine, including without changing the standard design of the solid rocket motor when tested in a gas turbine engine.

Технический результат достигается тем, что в установке для гашения работающего РДТТ при испытаниях в газодинамической трубе, содержащей источник хладагента, соединенное с ним через управляющий клапан устройство подачи хладагента в камеру сгорания, в газодинамической трубе за срезом сопла размещен инжектор, а перед инжектором установлены форсунки, соединенные с источником хладагента через управляющий клапан, срабатывающий при достижении заданного давления в камере сгорания, кроме того, устройство подачи хладагента в камеру сгорания снабжено вскрывающим элементом, выполненным в виде цилиндра, внутри которого размещен полый поршень с коническим штоком, а в штоке выполнены каналы, подающие хладагент, причем на корпусе цилиндра установлен пиропатрон.The technical result is achieved by the fact that in the installation for extinguishing a working solid propellant rocket during tests in a gasdynamic pipe containing a source of refrigerant, a device for supplying refrigerant to the combustion chamber connected to it through a control valve, an injector is placed in the gasdynamic pipe behind the nozzle exit, and nozzles are installed in front of the injector, connected to a source of refrigerant through a control valve that operates when a predetermined pressure in the combustion chamber is reached, in addition, a device for supplying refrigerant to the combustion chamber with It is fitted with an opening element made in the form of a cylinder, inside of which a hollow piston with a conical rod is placed, and channels that supply refrigerant are made in the rod, and a pyro cartridge is installed on the cylinder body.

Размещение в газодинамической трубе за срезом сопла инжектора, а перед инжектором - форсунок, соединенных с источником хладагента через управляющий клапан, срабатывающий при достижении заданного давления в камере сгорания, обеспечивает изоляцию сопла и камеры сгорания от взаимодействия с атмосферным кислородом, а также подачу хладагента в камеру сгорания со стороны сопла в начальный момент гашения, что позволяет минимизировать время гашения РДТТ.Placing an injector nozzle in the gasdynamic pipe behind the nozzle section, and nozzles connected to the refrigerant source in front of the injector through a control valve that operates when the specified pressure in the combustion chamber is reached, ensures that the nozzle and the combustion chamber are isolated from interaction with atmospheric oxygen, as well as the supply of refrigerant to the chamber combustion from the nozzle side at the initial time of extinction, which minimizes the extinction time of the solid propellant rocket motor.

Снабжение устройства подачи хладагента в камеру сгорания вскрывающим элементом, выполненным в виде цилиндра, внутри которого размещен полый поршень с коническим штоком, а в штоке выполнены каналы, подающие хладагент (причем на корпусе цилиндра установлен пиропатрон), обеспечивает быстродействие по вскрытию оболочки корпуса РДТТ из полимерных композиционных материалов и интенсивное гашение и охлаждение РДТТ без каких-либо изменений его конструкции.The supply of the refrigerant supply device to the combustion chamber with an opening element made in the form of a cylinder, inside of which a hollow piston with a conical rod is placed, and channels supplying refrigerant are made in the rod (moreover, a pyro cartridge is installed on the cylinder body), provides quick opening of the polymer composite materials and intensive quenching and cooling of solid propellant rocket engines without any changes in its design.

Таким образом, обеспечивается достоверность информации о состоянии материальной части РДТТ без изменения штатной конструкции РДТТ при испытании в ГДТ.Thus, the reliability of information on the state of the material part of the solid propellant rocket motor is ensured without changing the standard design of the solid propellant rocket engine when tested in a gas turbine engine.

Совокупность существенных признаков предлагаемого технического решения является новой и позволяет получить достоверную информацию о состоянии материальной части РДТТ без изменения штатной конструкции РДТТ при испытании в газодинамической трубе (ГДТ) на момент окончания работы РДТТ, в том числе с корпусами из полимерных композиционных материалов.The set of essential features of the proposed technical solution is new and allows you to obtain reliable information about the state of the solid part of the solid propellant rocket engine without changing the standard design of the solid propellant rocket motor when tested in a gas dynamic tube (GDT) at the time the solid propellant rocket motor is finished, including with cases made of polymer composite materials.

На фиг. 1 показана схема размещения элементов установки.In FIG. 1 shows the layout of the installation elements.

На фиг. 2 показана конструктивная схема устройства подачи хладагента в камеру сгорания с вскрывающим элементом.In FIG. 2 shows a structural diagram of a device for supplying refrigerant to a combustion chamber with an opening element.

Установка для гашения имеет источник хладагента 1. Источник хладагента соединен трубопроводом 2 через управляющий клапан 3 с устройством 4 подачи хладагента в камеру сгорания РДТТ 5 при испытании в газодинамической трубе 6. Исполнительным элементом устройства 4 подачи хладагента в камеру сгорания может быть обратный клапан 7. В газодинамической трубе за срезом сопла РДТТ размещен инжектор 8 с клапаном 9. Перед инжектором установлены форсунки 10, соединенные с источником хладагента 1 через управляющий клапан 3, срабатывающий при достижении заданного давления в камере сгорания.The extinguishing system has a refrigerant source 1. The refrigerant source is connected via a pipe 2 through a control valve 3 to a device 4 for supplying refrigerant to the combustion chamber of the solid propellant rocket chamber 5 when tested in a gas dynamic tube 6. The check valve 7 can be used as the actuator of the device 4 for supplying refrigerant to the combustion chamber. In the gasdynamic pipe, an injector 8 with a valve 9 is located behind the nozzle section of the solid propellant rocket nozzle. In front of the injector, nozzles 10 are connected to the refrigerant source 1 through a control valve 3, which is activated when the pressure in the combustion chamber.

Устройство 4 подачи хладагента в камеру сгорания снабжено вскрывающим элементом, выполненным в виде цилиндра 11, внутри которого размещен полый поршень 12 с коническим штоком. В штоке выполнены каналы 13, подающие хладагент. На корпусе цилиндра 11 установлен пиропатрон 14. Вскрывающий элемент предназначен для пробоя оболочки 15 корпуса РДТТ с целью подачи хладагента для гашения. Давление в камере сгорания РДТТ контролируется датчиком давления 16.The device 4 for supplying refrigerant to the combustion chamber is equipped with an opening element made in the form of a cylinder 11, inside of which a hollow piston 12 with a conical rod is placed. In the rod made channels 13 that supply refrigerant. A pyro cartridge is installed on the cylinder body 11. The opening element is intended for breakdown of the shell 15 of the solid propellant rocket housing with the purpose of supplying refrigerant for extinguishing. The pressure in the combustion chamber of the solid propellant rocket motor is controlled by a pressure sensor 16.

Работа установки гашения заключается в следующем.The operation of the blanking installation is as follows.

В период начала спада давления в камере сгорания РДТТ 5 (окончание установившегося режима) открывается клапан 9 подачи рабочего тела инжектора (например, перегретого пара) и включается инжектор 8. При давлении на срезе сопла инжектора 8 больше давления на срезе сопла двигателя струя, истекающая из инжектора, расширяется, а поток, истекающий из сопла двигателя, сужается. В процессе дальнейшего падения давления в камере сгорания (период выключения двигателя) поток, истекающий из двигателя, продолжает сужаться, а струя инжектора 8 - расширяться. Тем самым обеспечивается начальное охлаждение испытуемого двигателя без доступа воздуха.At the beginning of the decline in pressure in the combustion chamber RDTT 5 (the end of the steady state), the valve 9 for supplying the working fluid of the injector (for example, superheated steam) opens and the injector 8 is turned on. When the pressure at the nozzle exit of the injector 8 is greater than the pressure at the nozzle exit of the engine, flowing out the injector expands, and the flow flowing from the nozzle of the engine narrows. In the process of a further pressure drop in the combustion chamber (engine shutdown period), the stream flowing out of the engine continues to narrow, and the jet of injector 8 continues to expand. This ensures initial cooling of the test engine without air access.

В момент спада давления в камере по датчику давления 16 до заданной величины начала гашения подается сигнал на открытие управляющего клапана 3 и на пиропатрон 14. За счет срабатывания пиропатрона создается давление в полости цилиндра 11, а поршень 12 перемещается в цилиндре и пробивает коническим штоком оболочку 15 корпуса РДТТ из полимерных композиционных материалов. Движение поршня ограничивается задней стенкой цилиндра. При этом ход поршня (длина конического штока) и расстояние от цилиндра 11 до оболочки 15 корпуса РДТТ выбираются такими, чтобы на момент полного выдвижения штока выполненные в нем каналы 13 находились внутри корпуса РДТТ.At the time of the pressure drop in the chamber, the pressure sensor 16 sends a signal to open the control valve 3 and to the squib 14 by the actuation of the squib. The pressure is generated in the cavity of the cylinder 11 and the piston 12 moves in the cylinder and pierces the shell 15 RTTT cases made of polymer composite materials. The movement of the piston is limited by the rear wall of the cylinder. In this case, the piston stroke (the length of the conical rod) and the distance from the cylinder 11 to the shell 15 of the solid-propellant rocket motor are selected such that, at the time of full extension of the stem, the channels 13 made in it are located inside the solid-mass rocket motor.

Через открытый управляющий клапан 3 хладагент (например, газообразный азот) по трубопроводу 2 подается через форсунки 10 в область между соплом и струей инжектора 8, а через обратный клапан 7 и каналы 13 - в камеру сгорания. Для эффективного применения вскрывающего устройства его необходимо размещать у переднего днища РДТТ.Through an open control valve 3, refrigerant (for example, nitrogen gas) is piped through pipe 2 through nozzles 10 to the area between the nozzle and the jet of injector 8, and through the check valve 7 and channels 13 to the combustion chamber. For the effective use of the opening device, it must be placed at the front bottom of the solid propellant rocket motor.

В этом случае хладагент, подаваемый в область переднего днища, охлаждает внутреннюю поверхность корпуса, включая район заднего днища, и выходит через сопло. При этом в начальный момент гашения РДТТ падение давления в камере сгорания за счет снижения температуры продуктов сгорания опережает рост давления за счет прихода массы хладагента, вследствие чего наблюдается подсос хладагента (например, газообразного азота) из области за срезом сопла в камеру сгорания РДТТ, что интенсифицирует процесс гашения и уменьшает эффекты последействия.In this case, the refrigerant supplied to the front bottom area cools the inner surface of the housing, including the rear bottom area, and exits through the nozzle. In this case, at the initial moment of extinguishing of the solid propellant rocket engine, the pressure drop in the combustion chamber due to a decrease in the temperature of the combustion products outstrips the pressure increase due to the arrival of the mass of refrigerant, as a result of which there is a leak of refrigerant (for example, gaseous nitrogen) from the region beyond the nozzle exit into the solid propellant combustion chamber, which intensifies extinguishing process and reduces the effects of aftereffect.

Таким образом, предлагаемая установка позволяет получить эффективное гашение в сочетании с быстродействием выполнения требований к условиям охлаждения РДТТ (см. Конструкция и отработка РДТТ. Под редакцией А.М. Виницкого. М.: Машиностроение, 1980. - Стр. 117). Анализ состояния матчасти корпуса, поврежденной вскрытием для гашения, проводится путем переноса результатов анализа состояния аналогичных частей корпуса без повреждений. Погрешность такого анализа невелика из-за малой площади повреждения части корпуса.Thus, the proposed installation allows to obtain effective blanking in combination with the speed of fulfilling the requirements for the cooling conditions of solid propellant rocket engines (see Design and testing of solid propellant rocket motors. Edited by A. M. Vinitsky. M .: Mechanical Engineering, 1980. - P. 117). An analysis of the condition of the materiel of the hull damaged by the opening for extinguishing is carried out by transferring the results of the analysis of the state of similar parts of the hull without damage. The error of this analysis is small due to the small area of damage to part of the body.

Быстрое и эффективное гашение РДТТ обеспечивает получение достоверности информации о состоянии материальной части, в том числе без изменения штатной конструкции РДТТ при испытании в ГДТ.Quick and effective cancellation of solid propellant rocket motors provides reliable information about the state of the material part, including without changing the standard design of solid propellant rocket motors when tested in gas turbine engines.

Claims

Установка для гашения работающего ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях в газодинамической трубе, содержащая источник хладагента, соединенное с ним через управляющий клапан устройство подачи хладагента в камеру сгорания, отличающаяся тем, что в газодинамической трубе за срезом сопла размещен инжектор, а перед инжектором установлены форсунки, соединенные с источником хладагента через управляющий клапан, срабатывающий при достижении заданного давления в камере сгорания, кроме того, устройство подачи хладагента в камеру сгорания снабжено вскрывающим элементом, выполненным в виде цилиндра, внутри которого размещен полый поршень с коническим штоком, а в штоке выполнены каналы, подающие хладагент, причем на корпусе цилиндра установлен пиропатрон. Installation for extinguishing a solid propellant rocket engine during tests in a gasdynamic pipe, containing a refrigerant source, a device for supplying refrigerant to the combustion chamber connected to it through a control valve, characterized in that an injector is placed in the gasdynamic pipe behind the nozzle exit and nozzles are installed in front of the injector, connected to a source of refrigerant through a control valve that operates when a predetermined pressure in the combustion chamber is reached, in addition, a device for supplying refrigerant to the chamber Goran provided autopsied element in the form of a cylinder, inside which is placed a hollow piston with a tapered piston rod and a rod formed channels feeding the refrigerant, wherein the cylinder body is mounted on the cutter.