Способ экспериментального подтверждения амплитудно-фазовых частотных характеристик жидкостных ракетных двигателей и жидкостный ракетный двигатель (варианты)



Способ экспериментального подтверждения амплитудно-фазовых частотных характеристик жидкостных ракетных двигателей и жидкостный ракетный двигатель (варианты)
Способ экспериментального подтверждения амплитудно-фазовых частотных характеристик жидкостных ракетных двигателей и жидкостный ракетный двигатель (варианты)
Способ экспериментального подтверждения амплитудно-фазовых частотных характеристик жидкостных ракетных двигателей и жидкостный ракетный двигатель (варианты)

 


Владельцы патента RU 2406858:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Предложен способ экспериментального подтверждения амплитудно-фазовых частотных характеристик жидкостного ракетного двигателя, основанный на измерении откликов параметров двигателя на возмущающее воздействие и сравнении измеренных откликов, согласно изобретению возмущающее воздействие формируют путем образования скачков давления или расходов компонентов топлива, по крайней мере, в одной из магистралей двигателя после выхода на штатный режим работы путем уменьшения проходного сечения, при этом скачок вызывает затухающие собственные колебания систем, элементов и двигателя в целом, переходные процессы параметров двигателя фиксируются системой измерений, а сравнение откликов осуществляют с откликами переходных процессов для возмущающего воздействия. Скачок давления формируют на входе или на выходе из насоса окислителя или горючего. Скачок расхода формируют в магистрали подачи горючего или окислителя в газогенератор. Скачок расхода формируют в линии подачи газа на турбину турбонасосного агрегата. Предложены варианты жидкостных ракетных двигателей, для осуществления способа в которых в первом варианте на входе или на выходе из насоса окислителя или горючего установлен клапан-дроссель, время срабатывания которого меньше периода колебаний в гидравлической системе. Во втором варианте в двигателе установлена, по крайней мере, одна магистраль перепуска компонентов топлива на входе в газогенератор, в которой установлен клапан-дроссель, время срабатывания которого меньше периода колебаний в гидравлической системе. В третьем варианте в двигателе установлена магистраль перепуска газа вокруг турбины турбонасосного агрегата с клапаном-дросселем, время срабатывания которого меньше периода колебаний в гидравлической системе. Изобретение обеспечивает снижение затрат, повышение точности и надежности определения аплитудно-фазовых частотных характеристик жидкостных ракетных двигателей. 4 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

При создании и эксплуатации ракет-носителей (РН) часто возникает проблема их продольной устойчивости, суть которой заключается в том, что в процессе полета возбуждаются колебания РН, которые могут приводить к выходу из строя как составных элементов РН, так и изделия в целом (вплоть до его полного разрушения). Причина этого явления заключается в потере устойчивости контура: корпус РН - гидравлическая магистраль подачи компонентов топлива - жидкостный ракетный двигатель, т.е. колебания давления компонентов на входе в двигатель приводят к колебаниям тяги двигателя, что, в свою очередь, приводят к колебаниям корпуса ракеты-носителя, а это усиливает колебания в магистралях подвода компонентов. Система входит в резонанс. В результате происходит существенное увеличение первоначальной амплитуды колебаний, что, в конечном счете, и ведет к указанным негативным последствиям.

Для принятия мер по устранению продольной неустойчивости РН необходимо знать амплитудно-фазовые частотные характеристики (АФЧХ) двигателя как расчетные, так и полученные экспериментальным путем для данного конкретного ЖРД.

Известен способ экспериментального подтверждения АФЧХ ЖРД, основанный на измерении откликов параметров двигателя на гармонические возмущающие воздействия, в котором возмущающее воздействие формируют с помощью установленного в одной из входных магистралей подвода компонентов топлива к двигателю специального устройства - «пульсатора» (т.е. генератора гармонических колебаний давления или расхода рабочей жидкости с широким диапазоном генерируемых частот) и сравнении полученных гармонических откликов параметров двигателя (давления в камере сгорания и расходов на входе в двигатель) с имеющимися откликами гармонических колебаний, полученных иным путем. Этот метод до сих пор применяется повсеместно в практике ЖРД (см. Стерет Дж.Б., Райли Г.Ф. «Проблема продольной устойчивости ракеты «Сатурн V-Аполлон» и их решение», ГОНТИ-8, 1973, стр.24-25, (AIAA Paper №70-1236, 1970, 19 р.) или International Astronavtucal Federation XXVIth Congress, 1976, 40 p.; Н.Хризафовик и П.Хаугел. «Исследование продольной устойчивости ракеты-носителя Ариан» ГОНТИ-8, 1982, стр.16-18 - прототип).

Известно устройство для реализации способа (см. Н.Хризафовик и П.Хаугел. «Исследование продольной устойчивости ракеты-носителя Ариан» ГОНТИ-8, 1982, стр.20-22, 35 (или International Astronavtucal Federation XXVIth Congress, 1976, 40 p.), а также патент РФ 2301352 по заявке 2006120744 от 15.06.2006, кл. МПК F02K 9/46 - прототип).

Недостатком известных технических решений является недостаточная точность измерений АФЧХ, что связано с наличием на входе в двигатель «пульсатора» - источника возмущающего воздействия. Поскольку существует вероятность кавитационного срыва насосов, то амплитуду возмущающего колебания давления на входе в насос приходится задавать минимальной (не более 0,1-0,2 МПа), а следовательно, малыми получаются и отклики на это возмущение, что приводит к снижению точности и надежности измерений. Кроме того, для получения АФЧХ известными средствами необходимо специальное, достаточно сложное и дорогое устройство - «пульсатор», а также требуется проведение комплекса специальных испытаний, что существенно удорожает процесс.

Целью предлагаемого решения технической задачи является устранение указанных недостатков, а именно снижение затрат и повышение точности и надежности определения АФЧХ двигателя.

Указанная цель достигается тем, что в известном способе экспериментального подтверждения АФЧХ ЖРД, основанном на измерении откликов двигателя на гармоническое возмущающее воздействие и сравнении измеренных откликов с имеющимися согласно изобретению, учитывая, что между АФЧХ и переходными процессами существует однозначная взаимозависимость, возмущающее воздействие формируют путем образования скачков давления или расходов компонентов топлива, по крайней мере, в одной из магистралей двигателя, а сравнение полученных откликов осуществляют с откликами переходных процессов для данного возмущающего воздействия определенных из АФЧХ, причем скачок давления формируют на входе или на выходе из насоса окислителя или горючего. Возмущающее воздействие может быть также сформировано изменением расхода в одной из магистралей подачи топлива (окислителя или горючего) в газогенератор, а в безгенераторном ЖРД - непосредственно в линии подачи газа на турбину турбонасосного агрегата.

Данный способ реализован в ЖРД, содержащим камеру, газогенератор, турбонасосный агрегат, агрегаты автоматики и управления (клапаны, дроссели, регуляторы и т.п.), систему измерений, в котором согласно изобретению в первом варианте на входе или выходе насоса окислителя или горючего установлен клапан-дроссель, время срабатывания которого меньше периода колебаний в гидравлической системе.

Во втором варианте ЖРД, содержащем камеру, газогенератор, турбонасосный агрегат, агрегаты автоматики и управления (клапаны, дроссели, регуляторы и т.п.), систему измерений, согласно изобретению установлена, по крайней мере, одна дополнительная магистраль перепуска компонентов топлива на входе в газогенератор, в которой установлен клапан-дроссель, время срабатывания которого меньше периода колебаний в гидравлической системе.

В третьем варианте ЖРД, содержащем камеру, турбонасосный агрегат, агрегаты автоматики и управления (клапаны, дроссели, регуляторы и т.п.), систему измерений, согласно изобретению установлена дополнительная магистраль перепуска рабочего тела вокруг турбины турбонасосного агрегата с клапан-дросселем, время срабатывания которого меньше периода колебаний в гидравлической системе.

Чем меньше время срабатывания клапана-дросселя, тем более широкий спектр частот включают в себя переходные процессы параметров двигателя и тем точнее будут определены АФЧХ.

Основными элементами вариантов двигателя, представленных на фиг.1-3 (где фиг.1 - первый вариант, фиг.2 - второй вариант, фиг.3 - третий вариант), являются:

1 - камера сгорания;

2 - турбонасосный агрегат;

3 - насос окислителя;

4 - насос горючего;

5 - турбина турбонасосного агрегата;

6 - магистраль окислителя;

7 - магистраль горючего;

8 - агрегаты автоматики и регулирования;

9 - клапан-дроссель;

10 - бустерный турбонасосный агрегат горючего;

11 - бустерный турбонасосный агрегат окислителя;

12 - газогенератор;

13 - магистраль перепуска.

ЖРД (фиг.1) включает в себя камеру сгорания 1, турбонасосный агрегат 2 с насосом окислителя 3, насосом горючего 4 и турбиной 5. Все эти узлы объедены магистралями окислителя 6 и горючего 7 вместе с агрегатами автоматики и регулирования 8. В магистрали окислителя 6, на выходе из насоса окислителя 3 установлен клапан-дроссель 9. Кроме того, данный вариант двигателя содержит бустерный турбонасосный агрегат горючего 10 и окислителя 11, а также газогенератор 12 и систему измерений (на фиг.1 не показана).

Поскольку реализация предложенного способа экспериментального подтверждения АФЧХ двигателя не требует каких-либо специальных условий проведения испытаний, то проведение этой работы возможно и целесообразно в рамках любых других испытаний двигателя (например, ресурсных, испытаний на подтверждение надежности и т.д.).

Для экспериментального подтверждения АФЧХ двигатель запускается в обычном порядке. Клапан-дроссель 9 при этом полностью открыт. После выхода на штатный режим работы двигателя клапан-дроссель 9, установленный в магистрали окислителя 6 (на выходе насоса окислителя 3), закрывается. При этом резко уменьшается его проходное сечение (повышается гидравлическое сопротивление), вследствие чего в магистрали формируется скачок давления. Далее скачок, являясь возмущающим воздействием, вызывает затухающие собственные колебания систем, элементов и двигателя в целом. Совокупность этих колебаний (откликов) и определяет амплитудно-фазовые частотные характеристики ЖРД. Переходные процессы параметров двигателя фиксируются системой измерений (на фиг.1 не показана) и сравниваются с переходными процессами для данного возмущающего воздействия. Таким образом, без проведения серии специальных испытаний и без использования специальных устройств (пульсаторов) осуществляется процесс экспериментального подтверждения АФЧХ ЖРД.

Кроме того, поскольку возмущающее воздействие формируется на выходе из насоса окислителя, то его амплитуда может быть порядка десятков атмосфер, что ведет к увеличению амплитуды откликов системы двигателя, а следовательно, повышению точности измерений.

Второй вариант ЖРД (фиг.2) содержит камеру сгорания 1, турбонасосный агрегат 2 с насосом окислителя 3, насосом горючего 4 и турбиной 5. В отличие от первого варианта он содержит, кроме основных магистралей 6 и 7, магистраль перепуска компонентов топлива 13, соединенную со входом газогенератора 12, в которой расположен клапан-дроссель 9. Работа этого варианта ЖРД аналогична первому варианту, с той лишь разницей, что благодаря наличию магистрали перепуска 13 с клапаном-дросселем 9 формируют скачок расхода компонентов в газогенератор 12, что в некоторых случаях является более эффективным и целесообразным.

Третий вариант ЖРД (фиг.3) отличается от двух предыдущих отсутствием газогенератора, поэтому магистраль перепуска 13 с включенным в нее клапаном-дросселем 9 соединяет вход и выход турбины 5 турбонасосного агрегата 2.

Работа ЖРД третьего варианта аналогична варианту 1 за исключением того, что скачок расхода формируется в линии подачи газа на турбину 5 турбонасосного агрегата 2. Этот вариант наиболее целесообразен в так называемых «безгенераторных» ЖРД.

Таким образом, использование предлагаемого решения технической задачи позволит снизить затраты и повысить точность и надежность определения АФЧХ двигателя.

1. Способ экспериментального подтверждения амплитудно-фазовых частотных характеристик жидкостного ракетного двигателя, основанный на измерении откликов параметров двигателя на возмущающее воздействие и сравнении измеренных откликов, отличающийся тем, что возмущающее воздействие формируют путем образования скачков давления или расходов компонентов топлива, по крайней мере, в одной из магистралей двигателя после выхода на штатный режим работы путем уменьшения проходного сечения, при этом скачок вызывает затухающие собственные колебания систем, элементов и двигателя в целом, переходные процессы параметров двигателя фиксируются системой измерений, а сравнение откликов осуществляют с откликами переходных процессов для возмущающего воздействия.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что скачок давления формируют на входе или на выходе из насоса окислителя или горючего.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что скачок расхода формируют в магистрали подачи горючего или окислителя в газогенератор.

4. Способ по п.1, отличающийся тем, что скачок расхода формируют в линии подачи газа на турбину турбонасосного агрегата.

5. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру, газогенератор, турбонасосный агрегат, агрегаты автоматики и управления, систему измерений, отличающийся тем, что на входе или на выходе из насоса окислителя или горючего установлен клапан-дроссель, время срабатывания которого меньше периода колебаний в гидравлической системе.

6. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру, газогенератор, турбонасосный агрегат, агрегаты автоматики и управления, систему измерений, отличающийся тем, что в двигателе установлена, по крайней мере, одна магистраль перепуска компонентов топлива на входе в газогенератор, в которой установлен клапан-дроссель, время срабатывания которого меньше периода колебаний в гидравлической системе.

7. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру, турбонасосный агрегат, агрегаты автоматики и управления, систему измерений, отличающийся тем, что в двигателе установлена магистраль перепуска газа вокруг турбины турбонасосного агрегата с клапаном-дросселем, время срабатывания которого меньше периода колебаний в гидравлической системе.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области автоматизированной контрольно-проверочной аппаратуры и может использоваться как аппаратура проверки работоспособности многоканальных систем связи и устройств управления авиационными средствами поражения (АСП) летательных аппаратов (ЛА) и их составных частей.

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к области диагностирования и контроля технического состояния систем связи в условиях деструктивных воздействий.

Изобретение относится к области автоматического управления и может быть использовано в системах с избыточным количеством датчиков. .

Изобретение относится к сложным изделиям автоматики и вычислительной техники, оно может быть применено при автоматизации контроля объектов, имеющих важное значение в ракетно-космической отрасли.

Изобретение относится к электротехнике, разделу электрооборудование транспортных средств с электротягой и предназначено преимущественно для диагностирования микропроцессорных систем управления электроподвижным составом железных дорог переменного тока.

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано для увеличения межповерочного интервала автоматизированных измерительных систем.

Изобретение относится к способу управления транспортным средством. .

Изобретение относится к автоматическим системам безопасности и диагностики технологических устройств. .

Изобретение относится к диагностике мехатронной системы. .

Изобретение относится к средствам сбора данных для предотвращения аварийных ситуаций. .

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к многоступенчатой ракете-носителю, к способу его запуска, а также к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих по безгенераторной схеме.

Изобретение относится к двигателям летательных аппаратов и предназначено для разгонных блоков, имеющих повышенную надежность и высокие энергетические и экологические характеристики.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях, работающих на трехкомпонентном топливе, например кислороде, углеродном горючем и водороде.

Изобретение относится к конструкции насосных агрегатов жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) и может быть использовано в авиационной и ракетной технике

Изобретение относится к области привода ракетного двигателя

Изобретение относится к устройству моторизации насоса (2), обеспечивающего питание ракетного двигателя космического летательного аппарата, отличающемуся тем, что оно содержит инерционное колесо (1) и средство передачи вращения от инерционного колеса к насосу

Изобретение относится к ракетному двигателестроению. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру двигателя, турбину, топливный насос и предвключенный по отношению к нему струйный преднасос, согласно изобретению сопло впрыска струйного преднасоса сообщено со входом, или выходом из турбины, или с трактом охлаждения камеры. Изобретение обеспечивает повышение эффективности струйных преднасосов. 3 ил.

Изобретение относится к ракетным двигателям. Турбонасос, в котором импеллер насоса соединен с одним концом вращающегося вала, а турбина соединена с другим концом вращающегося вала. Турбонасос выполнен так, что эквивалентная область между кривой КПД турбины, полученной на основе условного выражения, в котором число оборотов вращающегося вала поддерживается постоянным независимо от скорости потока насоса, и кривой КПД турбины реальной машины, становится рабочей областью. Рассмотрен ракетный двигатель, использующий турбонасос, который выполнен так, что эквивалентная область между кривой КПД турбины, полученной на основе условного выражения, в котором число оборотов вращающегося вала поддерживается постоянным независимо от скорости потока насоса, и кривой КПД турбины реальной машины, становится рабочей областью. Изобретение обеспечивает уменьшение момента инерции турбонасоса и улучшает быстроту реагирования ракетного двигателя турбонасосного типа. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 10 ил.
Наверх