Спосіб виміру тяги ракетних двигунів на твердому паливі

Реферат: Спосіб виміру тяги ракетних двигунів на твердому паливі, включає розміщення на просторовій конструкції двигуна, датчика сили та датчика тяги, при цьому попереднє навантаження датчика тяги створюють датчиком сили. Дію тяги двигуна на датчик тяги передають через просторову конструкцію, яку притискають датчиком сили до нерухомої станини через датчик тяги, при цьому сопло двигуна та датчики встановлюють на одній осі, а попереднє навантаження задають таким, щоб сумарне значення вимірювальної тяги та попереднього навантаження знаходилось в інтервалі 0,7-1,0 номіналу навантаження датчика тяги. UA 87331 U (12) UA 87331 U UA 87331 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Корисна модель належить до способів виміру реактивної сили (тяги) при стендових випробуваннях переважно малогабаритних ракетних двигунів на твердому паливі. Спосіб виміру тяги може бути використаний в сфері ракетобудування при випробуванні ракетних двигунів на твердому паливі різного призначення. Відомий спосіб виміру тяги ракетних двигунів на твердому паливі ("Конструкция и отработка РДТТ" за редакцією A.M. Виницкого. Видавництво "Машиностроение", 1980 рік, сторінки 102142), відповідно з яким для виміру тяги вимірювальний перетворювач сили (датчик тяги) встановлюють між випробуваним двигуном і нерухомою станиною. При цьому випробуваний двигун розміщують на рухомій просторовій конструкції (платформі), переміщення якої в бік дії тяги забезпечують кінематичні зв'язки рухомої просторової конструкції. Недоліком цього способу є те, що при випробуванні двигуна, розміщеного на рухомій просторовій конструкції, в момент виходу його на основний режим роботи датчиком тяги реєструються затухаючі коливання великої амплітуди, причинами виникнення яких є наявність зазору між датчиком тяги та нерухомою станиною, а також значна маса рухомої просторової конструкції, що є визначеною завадою в точності оцінки характеру зміни тяги та її максимального значення в момент виходу двигуна на основний режим роботи, а це погіршує точність виміру тяги. Найбільш близьким до запропонованого способу є рішення, використане у прототипі "Стенд для виміру тяги ракетних двигунів на твердому паливі" (патент України № 79490, МПК G01L 5/13, F02 К9/08, F16 Μ 11/02 з пріоритетом від 16.03.2005), відповідно до якого двигун, що випробують, та датчик тяги розміщують на рухомій просторовій конструкції, через датчик сили задають попереднє навантаження датчика тяги, при цьому його задають зміщеним відносно осі датчика тяги у вертикальній площині. Спосіб виміру тяги ракетних двигунів на твердому паливі в прототипі має наступні недоліки. Внаслідок того, що двигун розміщують на рухомій просторовій конструкції, виникають втрати тяги в кінематичних зв'язках рухомої просторової конструкції та додаткові динамічні навантаження на датчик тяги, що погіршує точність виміру тяги. Крім цього рухомість просторової конструкції робить стенд металовмісним, що призводить до збільшення витрат на його виготовлення і обслуговування. Застосування схеми навантаження, за якою попереднє навантаження датчика тяги задають зміщеним відносно осі датчика тяги у вертикальній площині, призводить до виникнення згинального моменту, який діє на датчики (чим більше попереднє навантаження, тим більший згинальний момент і більша розбіжність в показах датчиків), що погіршує точність виміру тяги. При випробуванні двигуна, в момент виходу його на основний режим роботи, датчиком тяги реєструють затухаючі коливання хаотичного характеру, що обумовлені двомірними коливаннями двигуна, які виникають тому, що до коливань двигуна по лінії дії тяги додаються ще і коливання двигуна в площині розташування датчика тяги та датчика сили. Хаотичний характер коливань знижує точність оцінки характеру зміни тяги та її максимального значення в момент виходу двигуна на основний режим роботи, що погіршує точність виміру тяги. Технічною задачею пропонованого способу є підвищення якості виміру тяги ракетних двигунів на твердому паливі за рахунок удосконалення кінематичної схеми передавання навантажень у процесі вимірювань. Технічним результатом пропонованого способу є підвищення точності виміру тяги ракетних двигунів на твердому паливі на 10-13 %. Технічна задача вирішується за рахунок використання наступних відомих суттєвих ознак: розміщення на просторовій конструкції двигуна, датчика сили та датчика тяги, при цьому попереднє навантаження датчика тяги створюють датчиком сили, а також наступних відмінних суттєвих ознак: дію тяги двигуна на датчик тяги передають через просторову конструкцію, яку притискають датчиком сили до нерухомої станини через датчик тяги, при цьому сопло двигуна та датчики встановлюють на одній осі, а попереднє навантаження задають таким, щоб сумарне значення вимірювальної тяги та попереднього навантаження знаходилось в інтервалі 0,7-1,0 номіналу навантаження датчика тяги, при цьому просторова конструкція виконана у вигляді кронштейна. Використання запропонованої сукупності суттєвих ознак дозволяє підвищити точність виміру тяги ракетних двигунів на твердому паливі на 10-13 %. Для пояснення здійснення пропонованого способу наведена ілюстрація схеми навантажень у процесі вимірювань. На схемі умовно показані: кронштейн 1, двигун 2, датчик тяги 3, датчик сили 4, нерухома станина 5, а також попереднє навантаження Б, тяга А, сумарне значення В попереднього навантаження Б та вимірювальної тяги А. Спосіб виміру тяги ракетних двигунів на твердому паливі реалізований у наступній послідовності. Кронштейн 1, з розміщеними на ньому на одній осі соплом двигуна 2, датчиком сили 3, датчиком тяги 4, встановлюють на нерухому 1 UA 87331 U 5 10 15 станину 5, задають попереднє навантаження А датчика тяги 4 по його осі через датчик сили 3, тим самим забезпечують фіксоване кріплення двигуна 2 на нерухомій станині 5. При випробуванні фіксоване кріплення двигуна 2 забезпечує його переміщення під дією тяги тільки в межах пружної деформації елементів кінематичного зв'язку двигуна без втрат тяги в цих зв'язках. Просторова конструкція у вигляді кронштейна дозволяє попереднє навантаження А задати таким, щоб сумарне значення В попереднього навантаження А та вимірювальної тяги Б знаходилось в інтервалі 0,7-1,0 номіналу навантаження датчика тяги, що дозволяє застосовувати для виміру тяги датчики тяги із різним номіналом навантаження. У варіанті конкретної реалізації пропонованого способу при випробуванні двигуна із тягою 500 кгс з застосуванням датчика тяги номінальним навантаженням 5000 кгс та попереднім навантаженням датчика тяги через датчик сили 3500 кгс (при цьому сумарне значення попереднього навантаження та вимірювальної тяги дорівнювало 0,8 номіналу навантаження датчика тяги) було досягнуто підвищення точності виміру тяги на 12 %. Таким чином, запропонований спосіб виміру тяги ракетних двигунів на твердому паливі підвищує точність виміру тяги за рахунок використання запропонованої сукупності суттєвих ознак на 10-13 %. ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 20 25 1. Спосіб виміру тяги ракетних двигунів на твердому паливі, який включає розміщення на просторовій конструкції двигуна, датчика сили та датчика тяги, при цьому попереднє навантаження датчика тяги створюють датчиком сили, який відрізняється тим, що дію тяги двигуна на датчик тяги передають через просторову конструкцію, яку притискають датчиком сили до нерухомої станини через датчик тяги, при цьому сопло двигуна та датчики встановлюють на одній осі, а попереднє навантаження задають таким, щоб сумарне значення вимірювальної тяги та попереднього навантаження знаходилось в інтервалі 0,7-1,0 номіналу навантаження датчика тяги. 2. Спосіб за п. 1, який відрізняється тим, що просторова конструкція виконана у вигляді кронштейна. 2 UA 87331 U Комп’ютерна верстка Д. Шеверун Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 3