Mockup engine for determining burning rate of rocket solid propellant

Модельный двигатель для определения скорости горения твердого ракетного топлива

Abstract

Модельный двигатель для определения скорости горения твердых ракетных топлив служит для определения степенной зависимости скорости горения в виде u = u 1 •P ν , где u - скорость горения, u 1 - коэффициент, P - давление, ν - показатель степени. Двигатель содержит цилиндрический корпус, вклеенный в него канальный заряд сопровождения, торцевые крышки, датчик давления, сопло и воспламенитель. Заряд сопровождения выполнен из твердого ракетного топлива, имеющего в степенной зависимости скорости горения от давления показатель степени ν не более 0,3. Корпус состыкован с такими же по размерам дополнительными корпусом и зарядом. Средняя цилиндрическая часть дополнительного заряда состоит из нескольких канальных дисковых зарядов испытуемых твердых ракетных топлив, имеющих в степенной зависимости скорости горения от давления показатель степени ν не менее 0,9. Дисковые заряды склеены между собой эпоксидным составом. Скорость горения заряда сопровождения больше, чем скорости горения канальных дисковых зарядов. Изобретение позволит определять скорость горения твердого ракетного топлива на нескольких образцах в условиях, приближенных к условиям натурного ракетного двигателя твердого топлива. 3 ил.
FIELD: rocketry; testing facilities. SUBSTANCE: proposed engine for determining rate of burning of rocket solid propellants serves for finding power law dependence of burning rate in form of u = u 1 •P ν , where u is burning rate, u 1 is coefficient, P is pressure and ν is power index. Engine has cylindrical housing, glued-in channel accompanying charge, end face covers, pressure transmitter, nozzle and igniter. Accompanying charge is made of rocket solid propellant with power index ν not exceeding 0.3 in power law dependence of burning rate from pressure. Housing is butt-joined with additional housing and charge of the same dimensions. Middle cylindrical part of additional charge consists of several channel disk charges of rocket solid propellants to be tested having power index ν in power law dependence of burning rate from pressure not less than 0.9. Disk charges are glued to each other by epoxy compound. Burning rate of accompanying charge is greater than burning rates of channel disk charges. EFFECT: possibility of determining burning rate of rocket solid propellant on several samples under conditions close to their burning in full-scale solid propellant rocket engine. 3 dwg

Claims

Description

Topics

Download Full PDF Version (Non-Commercial Use)

Patent Citations (0)

    Publication numberPublication dateAssigneeTitle

NO-Patent Citations (0)

    Title

Cited By (1)

    Publication numberPublication dateAssigneeTitle
    RU-2505699-C1January 27, 2014Федеральное государственное унитарное предприятие "Федеральный центр двойных технологий "Союз" (ФГУП "ФЦДТ "Союз")Method for determining combustion speed of solid rocket propellant