Результат интеллектуальной деятельности: СТЕНД ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ СТАРТОВЫХ ПАРАМЕТРОВ ВЫСТРЕЛА

Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано для комплексного измерения стартовых параметров активно-реактивных выстрелов для подствольных гранатометов и реактивных патронов.

При летных испытаниях данных изделий обычно фиксируют ограниченный набор стартовых параметров: давление в стволе и дульную скорость, например с помощью скоростной видеосъемки или методом рам-мишеней. Эти и другие известные устройства для регистрации скорости описаны, например, в книге: «Баллистические установки и их применение в экспериментальных исследованиях», под редакцией Н.А. Златина и Г.И. Мишина, издательство «Наука», г. Москва, 1974 г., стр. 125.

Давление и силу тяги двигателя определяют в процессе стендовых испытаний. Устройства для измерения данных параметров описаны, например, в книгах: «Основы проектирования пороховых ракетных снарядов», авторы В.Д. Куров и Ю.М. Должанский, издательство «Оборонгиз», г. Москва, 1961 г., стр. 276, «Исследование и отработка ракетных двигателей на твердом топливе», авторы Волков В.Т. и Ягодников Д.А., издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана, г. Москва, 2007 г., стр. 51, 156.

Известен также стенд для измерения силы тяги двигателя, авторское свидетельство СССР №1689777 А1, кл. G 01 L 5/13, 1979 г., принятый в качестве прототипа.

Стенд предназначен для измерения силы тяги малогабаритных реактивных двигателей в расширенном диапазоне измерений.

Стенд состоит из станины с укрепленными на ней корпусом и стойкой. В корпусе имеется ряд гнезд для установки испытываемых двигателей. Размеры гнезд зависят от размеров и развиваемой тяги двигателя. На стойке шарнирно закреплена планка, на которой установлен ряд силовоспринимающих центров, соосных с гнездами. При подготовке к испытаниям, в одно из гнезд в корпусе устанавливают двигатель с платформой, вдвигают их в корпус до контакта платформы с силовоспринимающим центром и прижимают к сило-измерителю. Приводят в действие двигатель и замеряют силу тяги с помощью силоизмерителя, используя необходимую аппаратуру. Стенд предназначен для измерения силы тяги и не фиксирует каких-либо других параметров двигателя и выстрела.

Вышеописанные устройства не позволяют провести одновременную регистрацию всего комплекса стартовых параметров, а именно давления в двигателе, силы тяги двигателя, скорости движения ракеты в стволе и дульной скорости, что представляет значительный интерес для исследования и отработки внутренней и внешней баллистики выстрела.

Задачей изобретения является расширение функциональных возможностей стендовой испытательной аппаратуры путем создания стенда, имитирующего старт ракеты активно-реактивного выстрела для подствольного гранатомета или реактивного патрона и позволяющего провести комплексное измерение стартовых внутрибаллистических параметров.

Требуемый технический результат достигается тем, что в известном стенде для измерения силы тяги двигатель в сборе с платформой имеет размеры, соответствующие размерам ракеты активно-реактивного выстрела или реактивного патрона, на него установлен и связан с ним разрушаемой связью пусковой контейнер с воспламенителем, имеющий массу равную массе ракеты, а на станине, в плоскости проходящей через ось пускового контейнера с гарантированным от него зазором установлены два держателя, с зажимами, попарно закрепленными на них в диаметрально противоположных местах с натянутыми между ними разрываемыми проволоками, так, что первая проволока прилегает к торцу пускового контейнера, вторая расположена на расстоянии, равном длине ракеты, а следующая - на расстоянии, равном базе для измерения дульной скорости.

Отличительные признаки предложенного технического решения расширяют функциональные возможности стендовой испытательной аппаратуры путем создания стенда, имитирующего старт ракеты активно-реактивного выстрела для подствольного гранатомета или реактивного патрона и позволяющего провести комплексное измерение стартовых внутрибаллистических параметров.

Двигатель в сборе с платформой имеет размеры, соответствующие размерам ракеты активно-реактивного выстрела или реактивного патрона, т.е. данная сборка является стендовым габаритным макетом ракеты. Это позволяет в стендовых условиях полностью воспроизвести особенности конструкции ракеты, оказывающие влияние на давление в двигателе в процессе выстрела и на скорость ее движения в канале ствола, в частности стабилизатор.

На габаритный макет ракеты установлен и закреплен на нем разрушаемой связью пусковой контейнер с воспламенителем, имеющий массу равную массе ракеты. Пусковой контейнер по внутренним размерам соответствует реальному стволу, из которого производится стрельба, а разрушаемая связь обеспечивает создание при запуске давления форсирования, необходимого для выхода двигателя режим устойчивого горения топлива. Таким образом, воспроизводятся реальные условия пуска ракеты, с той разницей, что вместо ракеты движется пусковой контейнер, равный ей по массе, а габаритный макет ракеты остается на стенде, где производится измерение давления и силы тяги двигателя.

На станине, в плоскости, проходящей через ось пускового контейнера с гарантированным от него зазором, установлены два держателя, с зажимами, попарно закрепленными на них в диаметрально противоположных местах с натянутыми между ними разрываемыми проволоками. Первая проволока прилегает к торцу пускового контейнера, вторая расположена на расстоянии, равном длине ракеты, а следующая - на расстоянии, равном базе для измерения дульной скорости.

Расположение держателей с гарантированным зазором от контейнера исключает его соприкосновение с ними при пуске и возможное влияние держателей на скорость движения.

На держателях с помощью зажимов закреплены разрываемые проволоки, выполняющие в данном случае функции рам-мишеней. Первая проволока прилегает к торцу пускового контейнера, ее разрыв обозначает начало его движения. Разрыв второй проволоки происходит при сходе контейнера с макета ракеты и соответствует выходу ракеты из канала ствола при реальном пуске.

Третья проволока разрывается при пролете контейнером расстояния, равного базе L_б для измерения дульной скорости. Дульная скорость в данном случае измеряется без учета вклада двигателя в ее увеличение на длине базы L_б, что дает возможность выделить вклад воспламенителя и сгоревшей при движении ракеты в стволе части топлива.

Каждый существенный признак необходим, а их совокупность в устойчивой взаимосвязи являются достаточными для достижения новизны качества, неприсущего признакам в разобщенности, т.е. поставленная в изобретении задача решена не суммой эффектов, а новым сверхэффектом суммы признаков.

Сущность изобретения поясняется чертежом, который имеет чисто иллюстративный характер и не ограничивает объема притязаний совокупности признаков формулы. На чертеже фиг. 1 изображен предложенный стенд для измерения стартовых параметров выстрела.

Стенд включает в себя следующие основные элементы: станину 1, два держателя 18 и стендовый двигатель 10 в сборе с платформой 6. Сборка стендового двигателя 10 с платформой 6 имеет размеры и содержит конструктивные элементы, например стабилизатор, соответствующие размерам и элементам ракеты активно-реактивного выстрела или реактивного патрона и представляет собой стендовый габаритный макет ракеты. На него установлен и закреплен разрушаемой связью, например срезаемым штифтом 7, пусковой контейнер, состоящий из баллистического ствола 8 в сборе с воспламенителем 14 и электровоспламенителем 15, размещенными во втулке 20. Масса груза 16, закрепленного на стволе подбирается так, чтобы масса пускового контейнера была равна массе ракеты.

Вместо электровоспламенителя могут быть использованы другие средства инициирования, например терочный капсюль-воспламенитель или ударный капсюль-воспламенитель в сборе с соответствующими устройствами для приведения их в действие.

Указанная сборка с возможностью осевого перемещения с помощью хомута 5 закреплена на станине 1 и для обеспечения надежного контакта с силоизмерителем (датчиком силы тяги) 2, поджата пружиной 4 и гайкой 3. Держатели 18 разнесены между собой на расстояние, обеспечивающее гарантированный зазор между ними и пусковым контейнером при его движении. На них попарно закреплены зажимы 19 с натянутыми между ними проволоками 17, так, что первая проволока прилегает торцу пускового контейнера, вторая расположена на расстоянии, равном длине ракеты L_p, следующая за ней - на расстоянии L_б, равном базе для измерения дульной скорости. Размер базы выбирают в пределах удобных для расчета скорости, например от 0,3 до 1,0 м.

На фиг. 1 в качестве примера приведен стендовый макет ракеты с раскрывающимся стабилизатором 13.

Двигатель состоит из камеры 10, сопла 12 и заряда топлива 11. В переднем дне камеры 10 установлен датчик давления 9.

Концы каждой проволоки, электровоспламенитель, датчик давления и силоизмеритель подключают к комплексу измерительно-вычислительному.

В зависимости от цели испытаний между первой и второй парой зажимов могут быть установлены еще несколько пар зажимов с натянутыми между ними проволоками, что позволяет фиксировать динамику роста скорости пускового контейнера при сходе с макета ракеты.

Вместо метода рам-мишеней для измерения скорости (времени движения контейнера) могут быть использованы другие методы, например перекрытие контейнером при его движении световых (лазерных) лучей. В последнем случае вместо одного из зажимов устанавливается источник света (лазер), а вместо противоположного ему - приемник светового излучения. Контейнер при пролете перекрывает луч света, что фиксируется приемником и на осциллограмме появляется соответствующая отметка.

Массу пускового контейнера, длину макета ракеты, а также двигатель, воспламенитель, способ стабилизации - оперением или вращением - выбирают исходя из конкретных вариантов испытываемого выстрела или патрона.

Стенд работает в следующем порядке. После подачи электрического тока последовательно происходит срабатывание электровоспламенителя 15, воспламенителя 14 и заряда топлива 11. При достижении необходимого давления форсирования происходит разрушение связи (срезание штифта) 7, начинается движение пускового контейнера, разрывается первая проволока 17. В момент схода пускового контейнера с макета ракеты разрывается вторая проволока, а затем, при пролете контейнером базы L_б, - третья проволока. С момента срабатывания электровоспламенителя 15 датчиками 2 и 9 регистрируются, соответственно, сила тяги и давление в камере сгорания двигателя.

Сигналы от срабатывания электровоспламенителя, разрываемых проволок, датчика силы тяги и датчика давления выводятся на осциллограмму.

На осциллограмме последовательно фиксируются следующие этапы работы стенда:

- срабатывание электровоспламенителя;

- подъем давления в двигателе и за соплом до давления форсирования;

- разрушение связи (срезание штифта), разрыв первой проволоки - начало движения пускового контейнера;

- разрыв второй проволоки - сход пускового контейнера с макета ракеты;

- разрыв третьей проволоки - пролет пусковым контейнером базы L_б;

- давление в двигателе начиная от срабатывания электровоспламенителя, в процессе движения пускового контейнера и до конца горения топлива;

- силу тяги двигателя.

По результатам анализа осциллограмм и расчетов определяют:

- скорость движения ракеты в пусковом контейнере;

- дульную скорость;

Во время отработки испытывают стендовые макеты с различными взаимными сочетаниями конструктивных элементов: состава, массы и конструкции воспламенителя, состава и массы воспламенителя двигателя, вида топлива, силы форсирования и стабилизатора. Проводят анализ результатов и выбор оптимального сочетания данных элементов с целью обеспечения устойчивого выхода двигателя на рабочий режим непосредственно в пусковом контейнере или сразу за дульным срезом.

В качестве примера работы стенда представлены результаты испытаний стендового образца реактивного патрона (осциллограмма давления в двигателе - см. фиг. 2).

После запуска при давлении в двигателе 2,1 МПа пусковой контейнер начал движение и произошел обрыв первой проволоки 1. При давлении 1,2 МПа контейнер полностью сошел с макета ракеты, что отмечено обрывом второй проволоки 2. Непосредственно после выхода двигателя на режим максимального давления 3 (Рmах=4,2 МПа), пусковой контейнер находился на расстоянии от среза сопла равном базе для измерения скорости (L_б=0,4 м) и имел скорость 26,3 м/с, что соответствует скорости ракеты при стрельбе. Осциллограмма давления ровная, с плавным снижением с 4,2 до 1,3 МПа и свидетельствует об устойчивой работе двигателя. В конце работы двигателя - незначительный скачок давления 4 от догорания дегрессивных остатков топлива.

Предлагаемый стенд предназначен для комплексного исследования внутрибаллистических параметров активно-реактивного выстрела для подствольного гранатомета или реактивного патрона и позволяет существенно упростить выбор оптимального сочетания элементов снаряжения, конструктивных элементов и сократить время отработки указанных изделий.

Проведенный сопоставительный анализ предложенного технического решения с выявленными аналогами показал, что оно неизвестно, на основании чего можно сделать вывод о соответствии данного решения критериям патентоспособности.