Способ определения единичного импульса твердого топлива

Изобретение относится к измерению характеристик твердых топлив для ракетных двигателей. Способ включает измерение реактивной силы продуктов газификации при сжигании образца твердого топлива, бронированного по боковой поверхности, причем измеряют реактивную силу и время полного сгорания образца твердого топлива, помещенного в бомбу постоянного объема, при давлении в диапазоне (0.5÷15)МПа, создаваемом инертным газом, например азотом или аргоном, причем объем бомбы и масса образца находятся в заданном соотношении, а величину единичного импульса определяют по расчетной формуле. Достигается возможность определения единичного импульса при использовании малоразмерных образцов топлива в лабораторных условиях без использования крупногабаритного стендового оборудования и взрывозащищенных боксов. 2 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к способам измерения характеристик твердых топлив для ракетных двигателей. Изобретение может быть использовано для определения единичного (удельного) импульса новых композиций твердых топлив.

Единичный импульс J1 является основной энергетической характеристикой топлива. По определению, единичный импульс - это отношение тяги двигателя к секундному массовому расходу продуктов сгорания. Величина единичного импульса определяется зависимостью [1]:

J 1 = u a + S a ( p a p н ) G , ( 1 )

где ua, pa - скорость истечения и давление продуктов сгорания в выходном сечении сопла площадью Sa;

pн - давление окружающей среды (наружное давление);

G - массовый секундный расход продуктов сгорания.

Для "расчетного" сопла (pa=pн) из (1) следует

J 1 = u a = 2 k R T к k 1 ( 1 p a p к ) k 1 k , ( 2 )

где R=cp-cυ, k=cp/cυ - газовая постоянная и показатель адиабаты продуктов сгорания;

cp, cυ - изобарическая и изохорическая теплоемкости продуктов сгорания;

pк - давление в камере сгорания ракетного двигателя;

Tк - температура продуктов сгорания в камере двигателя (температура торможения), равная температуре горения топлива (Tк=Tg).

Известен расчетно-теоретический метод определения термодинамического единичного импульса с использованием уравнений (1, 2) и расчета Tg, cp, cυ, R, k по методике [1] с использованием, например, алгоритма "Астра-4" [2]. Под термодинамическим значением J1 понимается значение единичного импульса при полном отсутствии потерь и условии завершения химических превращений. Для реализации этого способа необходимо знать компонентный состав твердого топлива или его эквивалентную химическую формулу [1], которые в ряде случаев неизвестны для новых твердотопливных композиций.

Известен способ определения единичного импульса, основанный на измерении диаграмм тяги P(t) и давления pк(t) в камере сгорания модельного ракетного двигателя при сжигании исследуемого образца топлива. При этом величина J1 находится по отношению полного импульса тяги за время τ работы двигателя к массе израсходованного за это время топлива [1]:

J 1 = 0 τ P ( t ) d t 0 τ G ( t ) d t ,

где G(t) - массовый секундный расход продуктов сгорания, определяемый по измеренной зависимости pк(t) из уравнения

G ( t ) = φ p к ( t ) S к p R T к k ( 2 k + 1 ) k + 1 2 ( k 1 ) ,

где φ, Sкp - коэффициент расхода и площадь критического сечения сопла.

Известен также способ измерения единичного импульса при помощи баллистического маятника, являющегося "абсолютным" прибором [3-5]. Импульс силы, действующей на маятник при сжигании топлива в двигателе, пропорционален длине хорды отклонения центра масс маятника (считая от положения равновесия).

Для измерения единичного импульса в [3] предложен "импульсомер-вертушка", который представляет собой равноплечую балку, с малым трением вращающуюся вокруг вертикальной оси. На одном конце балки установлен модельный ракетный двигатель, а на другом - инертный груз эквивалентной массы. При известном моменте инерции системы величина импульса реактивной силы определяется по измеренной угловой скорости вращения балки.

Наиболее близким по технической сущности является способ, предложенный в [6]. Этот способ основан на измерении реактивной силы F оттекающих от поверхности горения топлива продуктов газификации. Величина F связана с энергетическими характеристиками топлива (в частности, с его массовой скоростью горения).

Недостатками данных способов является необходимость использования модельных двигателей с зарядом твердого топлива не менее (0.2÷0.5) кг и специального стендового оборудования, размещенного во взрывозащитных боксах.

Техническим результатом настоящего изобретения является разработка способа определения единичного импульса твердого топлива в широком диапазоне давлений, основанного на непосредственном измерении комплекса его термодинамических характеристик при сжигании в лабораторных условиях образцов топлива массой (0.5÷10) г.

Технический результат изобретения достигается тем, что разработан способ определения единичного импульса твердого топлива, включающий измерение реактивной силы продуктов газификации при сжигании образца твердого топлива, бронированного по боковой поверхности, и времени его полного сгорания в бомбе постоянного объема при давлении в диапазоне (0.5÷15) МПа, создаваемом инертным газом, например, азотом или аргоном.

Объем бомбы V определяют из соотношения

V 100 R 0 T н m m M p min , ( 3 )

а величину единичного импульса определяют по формуле

J 1 = τ ρ m h m F p к S m 2 k k 1 ( 1 p н p к ) k 1 k , ( 4 )

где

R0=8.31441 Дж/(моль·К) - универсальная газовая постоянная;

Tн - температура окружающей среды;

mm, ρm, hm, Sm - масса, плотность, высота и площадь торцевой поверхности горения образца топлива;

М - молекулярная масса инертного газа;

pmin - минимальное давление из исследуемого диапазона;

τ - время сгорания образца;

F - реактивная сила оттекающих продуктов сгорания;

pк - давление в бомбе постоянного объема.

Полученный положительный эффект изобретения достигается тем, что при сжигании образцов небольшого размера массой (0.5÷10) г в бомбе постоянного объема при заданном давлении pк измеряется реактивная сила оттекающих от торцевой поверхности горящего образца продуктов газификации [6, 7]. В соответствии с третьим законом Ньютона, эта сила равна

F = ρ к u 2 S m , ( 5 )

где ρk, u - плотность и скорость отекания продуктов газификации.

Из закона сохранения массы следует

ρ m u m = ρ к u , ( 6 )

где um - линейная скорость горения топлива.

Из (5) и (6) и уравнения состояния для идеального газа

p к = ρ к R T g ( 7 )

можно получить выражение для реактивной силы в виде

F = ( ρ m u m ) 2 p к R T g S m , ( 8 )

где R - газовая постоянная продуктов сгорания.

Из уравнения (8) можно определить комплекс (RTg) - "силу пороха" [1], который входит в уравнение для расчета единичного импульса (2):

R T g = F p к S m ( ρ m u m ) 2 . ( 9 )

Все входящие в (9) величины непосредственно измеряют в эксперименте (F, pк, Sm, ρm). Линейная скорость горения также определяется экспериментально по времени сгорания τ образца заданной высоты hm

u m = h m / τ . ( 10 )

Подставляя (9), (10) в (2) получим формулу для определения J1 (4).

Значение показателя адиабаты k берется из термодинамического расчета или выбирается его среднее значение для близких по составу топлив. Эта величина слабо изменяется при широкой вариации исходного состава топлива.

Выбор диапазона давлений pk=(0.5÷15) МПа, для которого проводят определение единичного импульса топлива, соответствует реальным условиям использования топлива в двигателях [1, 3].

Объем бомбы, в которой проводят сжигание образца твердого топлива, выбирают из условия pk=const. Увеличение давления в бомбе постоянного объема за счет газоприхода от сгорания образца топлива должно быть незначительным. Используя уравнение состояния (7) и полагая, что прирост давления не превышает 1%, можно получить соотношение для определения требуемого объема бомбы (3).

Сущность изобретения поясняется чертежами:

Фиг.1 - схема экспериментальной установки для определения единичного импульса твердого топлива.

Фиг.2 - экспериментальные (точки) и расчетные (сплошная линия) значения единичного импульса в зависимости от давления.

Схема экспериментальной лабораторной установки приведена на Фиг.1 Цилиндрический образец исследуемого твердого топлива 1, забронированный по боковой поверхности 2 с помощью кварцевого (или углеродного) стакана, размещен в бомбе постоянного объема 3. На основании 4 бомбы 3 жестко закреплен емкостной датчик 5 для измерения реактивной силы оттекающих от горящей торцевой поверхности образца 1 продуктов сгорания. Электрический сигнал от датчика реактивной силы 5 через электронный преобразователь сигнала датчика в напряжение 6 и аналогово-цифровой преобразователь напряжения в цифровой код 7 поступает на регистрирующий компьютер 8. Перед проведением эксперимента бомба 3 заполняется инертным газом (азотом) из батареи баллонов 9 до заданного давления, которое регистрируется образцовым манометром 10. Выпуск продуктов сгорания образца после проведения эксперимента осуществляется через вентиль 11.

Перед проведением эксперимента образец взвешивают на аналитических весах с погрешностью ±0.01 г и измеряют его высоту hm и диаметр dm. По этим данным рассчитывают плотность топлива рот и площадь торцевой поверхности Sm. При заданном давлении pk образец воспламеняется с помощью нагретой спирали и в процессе его горения измеряют реактивную силу F с помощью датчика 5 и время сгорания образца τ по диаграммам давления pk(t), измеренным с помощью тензометрического датчика давления типа ЛХ-412 (спираль и датчик давления на схеме не показаны).

Измерение единичного импульса проведено для модельной композиции смесевого твердого топлива, содержащего 81 мас.% мелкодисперсного перхлората аммония, 14 мас.% горючего-связующего марки НТРВ, 1.5 мас.% нанопорошка алюминия марки ALEX [7], 1.5 мас.% Fe2O3 и 2 мас.% технологических добавок. Исследовали образцы топлива диаметром dm=10 мм и высотой hm=20 мм, масса каждого образца (без бронировки) составляла 2.5 г, плотность топлива ρm=1.60 г/см3.

Результаты определения единичного импульса для трех значений pk, осредненные по пяти дублирующим опытам, представлены на Фиг.2. Здесь же приведены результаты термодинамического расчета J1 по программе "Астра-4" (сплошная линия).

Анализ полученных данных показывает, что расчетные значения J1 на (10÷15)% превышают измеренные. Это связано, по-видимому, с тем, что расчетные данные соответствуют полностью завершенным химическим реакциям. При проведении эксперимента время реагирования газофазных продуктов в бронирующей трубке ограничено, что является более близким приближением к условиям горения топлива в камере сгорания ракетного двигателя, чем в термодинамических расчетах.

Таким образом, экспериментально показано, что при реализации заявляемого способа достигнутый положительный эффект заключается в следующем.

1. Способ позволяет определять единичный импульс топлив, содержащих новые компоненты с неизученными свойствами. Для таких составов полный термодинамический расчет не обеспечивает приемлемой точности. Кроме того, при реализации заявляемого способа реакции в газовой фазе происходят в течение конечного промежутка времени (в отличие от термодинамического расчета), который соответствует времени пребывания газообразных продуктов сгорания топлива в двигателе.

2. Определение единичного импульса проводится в условиях лабораторных испытаний с использованием минимальной массы образца топлива (0.5÷10 г), что особенно важно при исследовании компонентов топлива, имеющихся в ограниченном количестве (новые синтезированные вещества).

3. В отличие от известных способов экспериментального измерения J1, данный способ не требует дорогостоящего громоздкого оборудования и специальных взрывозащитных стендов для испытания модельных ракетных двигателей массой (0.2÷0.5) кг и более.

ЛИТЕРАТУРА

1. Соркин Р.Е. Газотермодинамика ракетных двигателей на твердом топливе. - М.: Наука, 1967. - 368 с.

2. Синярев Г.Б., Ватолин Н.А., Трусов Б.Г., Мисеев Г.К. Применение ЭВМ для термодинамических расчетов металлургических процессов. - М.: Наука, 1982. - 263 с.

3. Зельдович Я.Б., Ривин М.А., Франк-Каменецкий Д.А. Импульс реактивной силы пороховых ракет. - М.: Оборонгиз, 1963. - 191 с.

4. Рогулин В.В., Гергель В.Г., Лях Ю.А., Оглих В.В. О методах определения полного импульса тяги РДТТ специального назначения импульсного типа // Космическая техника. Ракетное вооружение: Сборник научно-технических статей. - Днепропетровск: ГП "КБ "Южное", 2009, Вып.2. - С.80-91.

5. Бескровный И.Б., Рогулин В.В., Микуляк М.В., Лях Ю.А., Льняной В.Н. Выбор стендовых устройств для испытаний импульсных РДТТ // Космическая техника. Ракетное вооружение: Сборник научно-технических статей. - Днепропетровск: ГП "КБ "Южное", 2010. - С.63-70.

6. Симоненко В.Н., Зарко В.Е. Реактивная сила продуктов сгорания как мера нестационарной скорости горения пороха // Физика горения и взрыва. 1981. Т.17, №3. - С.129-132.

7. Архипов В.А., Бондарчук С.С., Коротких А.Г., Лернер М.И. Технология получения и дисперсные характеристики нанопорошков алюминия // Горный журнал. Спец. выпуск. Цветные металлы. 2006, №4. - С.58-64.

Способ определения единичного импульса твердого топлива, включающий измерение реактивной силы продуктов газификации при сжигании образца твердого топлива, бронированного по боковой поверхности, отличающийся тем, что измеряют реактивную силу и время полного сгорания образца твердого топлива, помещенного в бомбу постоянного объема, при давлении в диапазоне (0,5÷15)МПа, создаваемом инертным газом, например азотом или аргоном, причем объем бомбы и масса образца находятся в соотношении
V 100 R 0 T н m m M p min ,
а величину единичного импульса определяют по формуле
J 1 = τ ρ m h m F p к S m 2 k k 1 ( 1 p н p к ) k 1 k ,
где V - объем бомбы;
R0=8,31441 Дж/(моль·К) - универсальная газовая постоянная;
Тн - температура окружающей среды;
mm, ρm, hm, Sm - масса, плотность, высота и площадь торцевой поверхности горения образца топлива;
М - молекулярная масса инертного газа;
pmin - минимальное давление из исследуемого диапазона;
J1 - единичный импульс твердого топлива;
τ - время сгорания образца;
F- реактивная сила оттекающих продуктов сгорания;
pк - давление в бомбе постоянного объема;
k - показатель адиабаты продуктов сгорания топлива;
рн - наружное (атмосферное) давление.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области химического анализа органических соединений, а именно его применения для определения наличия жидкого нитроглицерина на поверхности баллиститных порохов.

Изобретение относится к угольной промышленности, а именно к контролю качества углей. .

Изобретение относится к контролю качества автомобильного бензина. .

Изобретение относится к способу получения фракции полиметилзамещенных алканов C18-C36 формулы: ,где n=4-10, путем взаимодействия расплава атактического полипропилена с кислородом воздуха при 150-250°С в течение 1-6 ч при расходе воздуха 0,6-1,9 л/(мин·кг) с использованием в качестве сырья побочных низкомолекулярных продуктов окисления.

Изобретение относится к области химического анализа органических соединений, а именно его применения для определения наличия выкристаллизованного взрывчатого вещества на поверхности сгорающих гильз, сгорающих цилиндров, из которых изготовлены метательные заряды к танковым пушкам.

Изобретение относится к области испытаний взрывчатых веществ, в частности к определению работоспособности взрывчатых веществ. .

Изобретение относится к области обнаружения взрывчатых веществ (ВВ) и компонентов взрывчатых составов на основе неорганических и органических перхлоратов химическим индикаторным анализом с использованием адсорбционных методов разделения с визуальным контролем.
Изобретение относится к контролю качества моторных топлив и может быть использовано для определения содержания тяжелых фракций углеводородов в моторных маслах и топливах.

Изобретение относится к способу регулирования параметров впрыска, сгорания и доочистки двигателя внутреннего сгорания (ДВС) с самовоспламенением, содержащего биотопливо в горючем.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при проведении физического моделирования процессов газификации остатков жидкого топлива в баках отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет-носителей (РН) в условиях малой гравитации с использованием экспериментальных модельных установок в земных условиях, а также и при натурных пусках РН с системами газификации.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании трехкомпонентных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например, кислороде, водороде и керосине.

Устройство гашения поперечных усилий включает устройства ориентации, установленные на сопле реактивного двигателя и содержащие первый узел, образующий тягу, второй узел, образующий звено крепления, и приводной узел.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании трехкомпонентных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде, водороде и керосине.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании трехкомпонентных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде, водороде и керосине.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании трехкомпонентных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например, кислороде, водороде и керосине.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к организации процесса подготовки и сжигания газообразного топлива в камере сгорания. .

Изобретение относится к ракетной технике, точнее - к способам изготовления камер ЖРД. .

Изобретение относится к ракетной технике. .

Изобретение относится к ракетной технике. .

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к защите стенки камеры жидкостного ракетного двигателя особо малой тяги от перегрева при организации процесса горения.

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам особенно. Камера жидкостного ракетного двигателя содержит регенеративно охлаждаемую камеру сгорания с критическим сечением и соплом, смесительную головку, включающую корпус, блок подачи окислителя, преимущественно кислорода, блок подачи основного горючего, блок подачи дополнительного горючего, блок огневого днища. В указанных блоках по концентрическим окружностям установлены коаксиальные соосно-струйные форсунки, образующие центральную и периферийную зоны. Упомянутые коаксиальные соосно-струйные форсунки включают полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость первого горючего с зоной горения, при этом в наконечниках, как минимум, форсунок центральной зоны в выходной части имеются радиально расположенные пазы, выполненные в виде чередующихся выступов и впадин, причем во втулке, между выступами наконечника, выполнены каналы, выходная часть которых открывается в зону горения, входная - соединяется с полостью дополнительного горючего, при этом наружный профиль указанных каналов эквидистантен профилю наконечника. Изобретение обеспечивает повышение экономичности рабочего процесса. 5 ил.

Изобретение относится к измерению характеристик твердых топлив для ракетных двигателей. Способ включает измерение реактивной силы продуктов газификации при сжигании образца твердого топлива, бронированного по боковой поверхности, причем измеряют реактивную силу и время полного сгорания образца твердого топлива, помещенного в бомбу постоянного объема, при давлении в диапазоне МПа, создаваемом инертным газом, например азотом или аргоном, причем объем бомбы и масса образца находятся в заданном соотношении, а величину единичного импульса определяют по расчетной формуле. Достигается возможность определения единичного импульса при использовании малоразмерных образцов топлива в лабораторных условиях без использования крупногабаритного стендового оборудования и взрывозащищенных боксов. 2 ил.

Наверх