Способ моделирования процесса газификации остатков жидкого ракетного топлива и устройство для его реализации



Способ моделирования процесса газификации остатков жидкого ракетного топлива и устройство для его реализации
Способ моделирования процесса газификации остатков жидкого ракетного топлива и устройство для его реализации
Способ моделирования процесса газификации остатков жидкого ракетного топлива и устройство для его реализации
Способ моделирования процесса газификации остатков жидкого ракетного топлива и устройство для его реализации
Способ моделирования процесса газификации остатков жидкого ракетного топлива и устройство для его реализации
Способ моделирования процесса газификации остатков жидкого ракетного топлива и устройство для его реализации

 


Владельцы патента RU 2534668:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" (RU)

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована при проведении физического моделирования процессов газификации остатков жидкого топлива в баках отделяющихся частей (ОЧ) ступени 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. Способ моделирования процесса газификации остатков жидкого компонента ракетного топлива (КРТ) в баках ОЧ ступени РН, основанном на введении в экспериментальную установку теплоносителя (ТН) с заданными параметрами, обеспечении заданных условий взаимодействия в зоне контакта ТН с поверхностью жидкого газифицируемого КРТ, проведении измерений температуры, давления в различных точках ЭУ, при этом проводят дополнительные измерения скорости потока ТН в различных точках ЭУ, влажности газа на выходе из ЭУ, и рассчитывают на основе проведенных измерений значения суммарной теплоты, поступившей в объем ЭУ в течение всего эксперимента. Изобретение обеспечивает повышение достоверности результатов экспериментальных исследований, снижение затраты на проведение экспериментов при обнаружении недостоверных измерений или неисправности оборудования путем прекращения эксперимента и повышение надежность измерений. 2 н. и 3 з.п. ф-лы.

 

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована 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.

Известен газификатор топлива, защищенный патентом РФ на изобретение №2070655, МПК F02M 31/00, содержащий карбюратор, испаритель, тепловую трубу, снабженную дополнительным электрическим нагревателем и устройство для подачи воды на испаритель.

Газификатор предназначен для приготовления газифицированной топливно-воздушной смеси для питания двигателей внутреннего сгорания из жидкого топлива, что близко к пневмогидравлической системе топливного бака жидкостной ракетной двигательной установки. Газификация происходит за счет локального нагрева и испарения топлива, распыляемого в диффузоре карбюратора за счет тепла выхлопных газов, подводимых к испарителю от выхлопного коллектора двигателя тепловой трубой с встроенным электрическим нагревателем.

Однако данное устройство, реализующее способ моделирования остатков компонентов ракетного топлива (КРТ) в баках ОЧ, имеет ограниченные функциональные возможности применительно к ракетно-космической технике.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому способу является способ моделирования процесса газификации (термохимического обезвреживания), описанный на стр.163-174 в кн.1 «Снижение техногенного воздействия ракетных средств выведения на жидких токсичных компонентах ракетного топлива на окружающую среду» (Монография) под ред. В.И. Трушлякова, Омск: Изд-во ОмГТУ, 2004, 220 с.

Способ включает моделирование поступления в газовую фазу окислителя (с заданными параметрами в виде струи из форсунки: формы и степени распыления, длины струи, перепада давления на форсунке), обеспечение условий взаимодействия в зоне контакта струи с поверхностью горючего, проведение измерений температуры, давления в различных точках экспериментальной установки.

Устройство для осуществления способа представляет собой экспериментальную установку (ЭУ), в виде модельного бака, который состоит из обечайки, сферического днища, и содержит поддон с двумя вваренными стаканами, температурные датчики, заправочно-сливную арматуру, датчики давления, дренажный трубопровод, расходомер, весоизмерительное устройство, утилизатор, газоанализатор, основанный на использовании катализатора.

Непосредственное использование этого способа и устройства для его осуществления, основанного на получении теплоносителя (ТН), для термодинамического процесса газификации жидкостей, моделирующих остатки КРТ, например, керосина, сопряжено со следующими недостатками:

- не предусмотрено определение значений суммарной теплоты, поступившей в объем ЭУ;

- не предусмотрено определение значений суммарной теплоты, затраченной на нагрев всех элементов ЭУ, участвующих в теплообмене;

- в случае выхода из строя какого-либо элемента системы измерения и регистрации данных (датчики температуры, давления, расхода, преобразователи и т.д.) не предусмотрено прекращение эксперимента, и получаемая информация оказывается недостоверной;

- в случае выхода из строя соединительной и запорно-регулирующей арматуры (трубопроводы, клапаны, дроссели и т.д.) не предусмотрено прекращение эксперимента, и получаемая информация оказывается недостоверной,

- не предусмотрено измерение влажности газифицированных продуктов, для определения скорости испарения жидкости;

- не предусмотрено измерение скоростей потока ТН в различных точках ЭУ.

Все это приводит к дополнительным затратам на проведение экспериментов из-за появления не вовремя обнаруженных неисправностей.

Техническим результатом предлагаемого технического решения является:

- повышение достоверности результатов проводимых экспериментальных исследований за счет отбраковки недостоверных измерений;

- снижение затрат ресурсов на проведение экспериментов при обнаружении недостоверных измерений или неисправности оборудования путем прекращения эксперимента.

Указанный технический результат достигается за счет того, что в способе моделирования процесса газификации остатков жидкого КРТ в баках ОЧ ступени РН, основанном на введении в ЭУ теплоносителя с заданными параметрами, обеспечении заданных условий взаимодействия в зоне контакта ТН с поверхностью жидкого газифицируемого КРТ, проведении измерений температуры, давления в различных точках ЭУ, согласно заявляемому изобретению, проводят дополнительные измерения скорости потока ТН в различных точках ЭУ, влажности газа на выходе из ЭУ, и рассчитывают на основе проведенных измерений значения суммарной теплоты, поступившей в объем ЭУ в течение всего эксперимента, по формуле:

где сТН - удельная теплоемкость ТН (табличное значение),

- измеряемый расход ТН,

ТТН - измеряемая температура ТН,

τ - измеряемое время проведения эксперимента,

рассчитывают суммарное значение теплоты, затраченное на нагрев каждого элемента ЭУ, участвующего в теплообмене, в течение всего эксперимента, по формуле:

где Qгаз - количество теплоты, расходующееся на нагрев газа в емкости;

Qжидк - количество теплоты, расходующееся на нагрев жидкости в емкости;

Qпл - количество теплоты, расходующееся на нагрев пластины в емкости;

Qст - количество теплоты, расходующееся на нагрев стенок емкости,

и сравнивают рассчитанные значения с и, в случае выполнения условия:

где EQ включает в себя инструментальные и методические погрешности, результаты эксперимента признают неверными, прекращают эксперимент и выявляют неисправности в системе измерений и регистрации данных.

Конвективная составляющая количества теплоты, затраченной на нагрев каждого элемента ЭУ, участвующего в теплообмене, а именно:

- газа (воздух),

- жидкости, моделирующей остатки КРТ (вода, керосин, ацетон, спиртовые смеси),

- алюминиевой пластины, на которой расположена жидкость,

- стенок емкости,

зависит от коэффициента теплоотдачи, который в различных точках ЭУ будет иметь различные значения в зависимости от значения скорости потока ТН.

Измерения скоростей потока ТН осуществляют в различных точках ЭУ, а именно вдоль поверхностей (пластина, стенки емкости), где будут значительные изменения коэффициентов теплоотдачи.

По показаниям датчиков температуры осуществляют сравнение температур теплоносителя ТТН и элементов ЭУ Ti и, в случае нарушения условия:

где N - количество установленных датчиков температуры внутри ЭУ,

прекращают эксперимент и выявляют неисправности в системе измерений и регистрации данных.

На установившемся режиме процесса газификации рассчитывают величину:

где РГ, ТГ - измеренные значения давления, и температуры газа в ЭУ и, в случае неудовлетворения условия , прекращают эксперимент и выявляют неисправности в системе измерений и регистрации данных.

Рассчитывают на основе проведенных измерений относительной влажности газа в объеме ЭУ значение

где - парциальное давление при температуре газа в ЭУ ТГ,

Рнас - давление насыщенных паров при температуре газа в ЭУ ТГ,

φ - относительная влажность газа в ЭУ,

сравнивают полученное значение парциального давления газа в ЭУ с табличным значением

где ЕР включает в себя инструментальные и методические погрешности, и, в случае удовлетворения данному условию, прекращают эксперимент и выявляют неисправности в системе измерений и регистрации данных.

Технический результат в части устройства достигается также за счет того, что устройство для моделирования процесса газификации остатков жидкого КРТ в баках ОЧ ступени РН, включающее в свой состав ЭУ, в виде модельного бака, датчики температуры, давления, входной и выходной патрубки, согласно заявляемому изобретению на выходе из ЭУ дополнительно установлен гигрометр, а внутри ЭУ датчики скоростей потока ТН.

1. Способ моделирования процесса газификации остатков жидких компонентов ракетного топлива в баках отделяющихся частей ступени ракет-носителей, основанный на введении в экспериментальную установку (ЭУ) теплоносителя (ТН) с заданными параметрами, обеспечении заданных условий взаимодействия в зоне контакта ТН с поверхностью жидкого газифицируемого компонента ракетного топлива, проведении измерений температуры, давления в различных точках экспериментальной установки, отличающийся тем, что проводят дополнительные измерения скорости потока ТН в различных точках ЭУ, влажности газа на выходе из ЭУ, и рассчитывают на основе проведенных измерений значения суммарной теплоты, поступившей в объем ЭУ в течение всего эксперимента, по формуле:

где сТН - удельная теплоемкость ТН (табличное значение),
- измеряемый расход ТН,
ТТН - измеряемая температура ТН,
τ - измеряемое время проведения эксперимента,
рассчитывают суммарное значение теплоты, затраченное на нагрев каждого элемента ЭУ, участвующего в теплообмене, в течение всего эксперимента, по формуле:

где Qгаз - количество теплоты, расходующееся на нагрев газа в емкости;
Qжидк - количество теплоты, расходующееся на нагрев жидкости в емкости;
Qпл - количество теплоты, расходующееся на нагрев пластины в емкости;
Qст - количество теплоты, расходующееся на нагрев стенок емкости,
и сравнивают рассчитанные значения с и, в случае выполнения условия:

где EQ включает в себя инструментальные и методические погрешности, результаты эксперимента признают неверными, прекращают эксперимент и выявляют неисправности в системе измерений и регистрации данных.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что осуществляют сравнение температур ТН ТТН и элементов ЭУ Ti и, в случае нарушения условия:
TТН≥Ti, i=1…N,
где N - количество установленных датчиков температуры внутри ЭУ,
прекращают эксперимент и выявляют неисправности в системе измерений и регистрации данных.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что на установившемся режиме процесса газификации жидкости определяют давление РГ, и температуру ТГ газа в ЭУ и, в случае неудовлетворения условию , прекращают эксперимент и выявляют неисправности в системе измерений и регистрации данных.

4. Способ по п.1, отличающийся тем, что рассчитывают на основе проведенных измерений относительной влажности газа в объеме ЭУ значение

где - парциальное давление при температуре газа в ЭУ ТГ,
Рнас - давление насыщенных паров при температуре газа в ЭУ ТГ,
φ - относительная влажность газа в ЭУ,
сравнивают полученное значение парциального давления газа в ЭУ с табличным значением

где Ер включает в себя инструментальные и методические погрешности, и, в случае удовлетворения данному условию, прекращают эксперимент и выявляют неисправности в системе измерений и регистрации данных.

5. Устройство для моделирования процесса газификации остатков жидкого компонента ракетного топлива в баках отделяющейся части ступени ракеты-носителя, включающее в свой состав модельный бак, датчики температуры, давления, входной и выходной патрубки, отличающееся тем, что на выходе из ЭУ дополнительно установлен гигрометр, а внутри ЭУ датчики скоростей потока ТН.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании деталей из углерод-углеродного композиционного материала (УУКМ), работающих в условиях воздействия высокотемпературной окислительной среды на поверхности деталей ракетной техники.

Изобретение относится к технике, связанной с испытанием сопл, и может быть использовано при проведении модельных испытаний. Устройство содержит подводящий трубопровод, соединенный с ресивером, выполненным с возможностью разъемного соединения с испытываемым соплом в двух взаимно перпендикулярных плоскостях посредством съемных фланцевых накладок и с возможностью опирания измерительными средствами на корпус ресивера, в котором подводящий трубопровод снабжен упругой вставкой.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в газогидравлических магистралях жидкостных ракетных двигателей. В способе установки геометрической оси камер жидкостного ракетного двигателя в номинальном положении, основанном на исключении влияния технологических отклонений при изготовлении агрегатов, деталей и сборочных единиц, а также усадки материала в сварных швах стыков газовых магистралей между турбонасосным агрегатом и головками камер на угловое отклонение геометрических осей камер от номинального положения, согласно изобретению измерение фактических параметров замыкающего компенсирующего устройства, его изготовление, подгонка и сварка выполняются на заключительной стадии сборки магистралей после выполнения всех сварных швов стыкуемых агрегатов деталей и сборочных единиц.

Изобретение относится к испытательной технике и, в частности, к испытаниям камер сгорания и газогенераторов жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с целью оценки высокочастотной устойчивости процесса горения.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при разработке оборудования для огневых стендовых испытаний высотных ракетных двигателей на твердом топливе.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей с имитацией высотных условий.

Экспериментальный ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус из композитного материала с передним и сопловым днищами, соединенными между собой посредством цилиндрического участка, скрепленный с корпусом заряд твердого топлива и утопленное сопло.

При определении скорости горения твердого ракетного топлива производят монтаж и сжигание стержневого образца с запальным проводником в камере сгорания, имеющей систему регистрации давления.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано для измерения зазора между раструбом и арматурой сопла ракетного двигателя, имеющих конический или криволинейный профиль сопрягаемых через клеевой состав поверхностей.

При определении скорости горения твердого ракетного топлива монтируют и сжигают стержневой образец твердого ракетного топлива с запальным проводником в камере сгорания, имеющей систему регистрации давления, а также вентили подачи и сброса давления.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при экспериментальной отработке заборных устройств, установленных в топливных баках ракет, для экспериментального определения гидравлических остатков незабора топлива. Стенд содержит сливную емкость, расходную магистраль, в которой установлены датчики сплошности, расходомер, гидравлический насос, отсечной кран, а также устройство для заправки и слива, к которому подключен дозатор для дозаправки воды. Дозатор воды настроен на рабочий объем, равный объему ожидаемого гидравлического остатка незабора испытуемого топливного бака, подключенного к расходной магистрали. Верхняя часть сливной емкости выполнена в виде вертикального сужающегося кверху конусного насадка с конусностью 15°, на котором установлены второй датчик сплошности и емкость для перелива. В состав стенда входит магистраль закольцовки с запорным клапаном, встроенная в расходную магистраль на входе в насос, и магистраль заправки с клапаном, встроенная в расходную магистраль на выходе из насоса, второй конец которой подключен к расходной магистрали перед отсечным краном. Перед заправкой испытуемого бака полностью заполняют водой расходную магистраль и сливную емкость, а затем производят дозаправку гидросистемы дозированным объемом воды, равным ожидаемому гидравлическому остатку незабора. После этого производят испытание. При срабатывании обоих датчиков сплошности в любой последовательности закрывают отсечной кран, фиксируют момент прорыва газа в магистраль расхода и момент полного заполнения сливной емкости. Затем, зная расход и указанные моменты времени, а также объем дозаправки дозатором вычисляют величину гидравлического остатка незабора. Технический результат - повышение точности определения гидравлического остатка в испытуемом баке ракеты и снижение трудоемкости экспериментальных работ. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при экспериментальной отработке заборных устройств, установленных в топливных баках ракет, для экспериментального определения гидравлических остатков незабора топлива в динамических условиях. Стенд содержит подвижную горизонтальную платформу с приводом, сливную емкость с расходной магистралью, сливной трубопровод с датчиком сплошности и гибкое звено. Платформа установлена на раме стенда при помощи несколько параллельных шарнирных стоек. На платформе жестко закреплены испытуемый бак с заборным устройством и сливной трубопровод с датчиком сплошности. На расходной магистрали установлены расходомер, отсечной кран, регулятор расхода, гидравлический насос. Вход насоса подсоединен к сливной емкости магистралью закольцовки с установленным на ней клапаном. Сливной трубопровод жестко закреплен на платформе, подключен к испытуемому баку и через гибкое звено соединен с расходной магистралью. Гибкое звено выполнено в виде трубы с герметичными сферическими шарнирами на концах и расположено параллельно стойкам. Длина гибкого звена равна высоте стоек. Технический результат - повышение точности определения гидравлического остатка в испытуемом баке ракеты и исключение силовых нагрузок на сливной трубопровод испытуемого бака. 1 ил.
Изобретение относится к комплексам автоматизированного управления ракетными формированиями и формированиями реактивных систем залпового огня крупного калибра. Технический результат - повышение эффективности поражения целей за счет придания ракетным формированиям и формированиям реактивных систем залпового огня крупного калибра свойств разведывательно-ударного комплекса, функционирующего по принципу «разведал-поразил». Комплекс содержит электронно-вычислительную машину, аппаратуру передачи данных со средствами связи, средства автоматизации, блок сопряжения оперативно-тактической и радиолокационной информации, который подключен к коммутирующему устройству сопряжения и к двум аппаратурам передачи данных со средствами связи. Одна из аппаратур предназначена для информационного обмена радиолокационной информацией со средствами разведки, а другая - для информационного обмена оперативно-тактической информацией с вышестоящим, подчиненным и взаимодействующим органами управления. Устройство сопряжения содержит блок управления, позволяющий обрабатывать радиолокационную информацию от средств разведки, при этом сохранена возможность обработки в нем оперативно-тактической информации, поступающей от вышестоящего, подчиненного и взаимодействующего органов управления. Для принятой к поражению цели в комплексе предусмотрена возможность определения корректур установок стрельбы и данных полетного задания с целью обслуживания стрельбы в режиме реального времени. 1 ил.

При термовакуумных испытаниях термокаталитических двигателей в составе космического аппарата на камеру термокаталитического разложения рабочего тела с соплом устанавливают герметичную заглушку, магистраль межблочного трубопровода через проверочную горловину и технологическую магистраль сообщают со стендовым средством вакуумирования, мановакуумметром и газовым пультом, между которыми установлен вентиль. После завершения этапа испытаний космического аппарата с открытой крышкой вакуумной камеры подсоединяют цепи нагревателя двигателя к блоку управления. После установки крышки вакуумной камеры откачивают вакуумную камеру, контролируют формирование информации блоком управления по факту замыкания контактов сигнализатора давления, закрывают вентиль и вакуумируют магистраль межблочного трубопровода до уровня давления, меньшего уровня давления размыкания контактов сигнализатора давления. Подают команды на включение клапанов двигателя, контролируют формирование блоком управления информации по фактам включения источника питания соответствующих клапанов и размыкания контактов сигнализатора давления. Подают команды на включение нагревателя двигателя, контролируют формирование блоком управления информации по фактам включения источника питания нагревателя двигателя, работу термопары и нагревателя двигателя проверяют путем контроля темпа изменения температуры, соответствующего включению нагревателя двигателя. Отключают нагреватель двигателя и выдерживают паузу на остывание двигателя. Завершают вакуумирование магистрали межблочного трубопровода, открывают вентиль и подают от газового пульта в магистраль межблочного трубопровода технологический газ под давлением, достаточным для замыкания контактов сигнализатора давления. Затем проверяют формирование информации блоком управления по факту замыкания контактов сигнализатора давления. Подают команды на отключение клапанов двигателя и контролируют телеметрическую информацию, формируемую блоком управления по факту отключения источника питания соответствующих клапанов. Изобретение позволяет упростить схему испытаний термокаталитических двигателей, а также снизить их продолжительность. 3 ил.

Изобретение относится к области испытаний ракетных двигателей, а именно к стапелям для измерения осевой силы тяги ракетных двигателей. Стапель для измерения осевой силы тяги ракетного двигателя содержит неподвижную раму, подвижную часть с узлами крепления двигателя, переходник и преобразователи силы. На переходнике установлен опорный полый стакан, внутри которого размещены один или несколько полых поршней, причем внутри каждого полого поршня на упругих мембранах установлена втулка. Преобразователи силы закреплены на втулке соосно. Изобретение позволяет повысить точность измерения осевой силы тяги при стендовых испытаниях ракетного двигателя твердого топлива. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендам для проведения гидроиспытаний корпусов ракетных двигателей на твердом топливе, как на рабочее давление, так и на давление формования твердотопливного заряда. Стенд для испытаний корпусов типа «кокон» ракетных двигателей на твердом топливе на внутреннее давление содержит имитатор корпуса сопла и разгрузочное устройство заднего фланца. Разгрузочное устройство установлено на имитаторе корпуса сопла и имеет цилиндры разных диаметров и два поршня, имеющие упор, связанный с силовым полом стенда. Цилиндры и поршни расположены один за другим вдоль оси, причем как цилиндры, так и поршни скреплены между собой. Цилиндр малого диаметра скреплен с имитатором корпуса сопла. Поршень малого диаметра выполнен удлиненным, а в его нижней цилиндрической части расположены уплотнения. Сечение верхней части поршня малого диаметра, перпендикулярное его оси, представляет собой круг с вырезами по краю, при этом на дугах между вырезами существуют три точки, которые являются вершинами остроугольного треугольника. Изобретение позволяет повысить надежность стенда для испытаний корпусов за счет исключения перекоса поршней при осевом перемещении цилиндров. 5 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей твердого топлива. Установка для гашения работающего ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях в газодинамической трубе содержит источник хладагента и соединенное с ним через управляющий клапан устройство подачи хладагента в камеру сгорания. В газодинамической трубе за срезом сопла размещен инжектор, а перед инжектором установлены форсунки, соединенные с источником хладагента через управляющий клапан, срабатывающий при достижении заданного давления в камере сгорания. Устройство подачи хладагента в камеру сгорания снабжено вскрывающим элементом, выполненным в виде цилиндра, внутри которого размещен полый поршень с коническим штоком. В штоке выполнены каналы, подающие хладагент, а на корпусе цилиндра установлен пиропатрон. Изобретение позволяет сократить время гашения ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях в газодинамической трубе. 2 ил.

Экспериментальный газогенератор для определения параметров продуктов сгорания твердых топлив, включающий корпус, переднюю крышку, сопловой блок и заряд торцевого горения из твердого топлива, а также датчик тяги, выполненный с возможностью упора в опорную плиту. В корпусе экспериментального газогенератора расположен инертный наполнитель, на который опирается заряд торцевого горения. Между корпусом и сопловым блоком выполнена коническая вставка со штуцерами для датчиков давления и температуры, а в сопловом блоке расположено сопло с дозвуковой и сверхзвуковой частями. Изобретение позволяет испытывать заряд произвольной длины, а также повысить степень достоверности определения потерь удельного импульса тяги. 3 ил.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), снабженных устройствами гашения колебаний (демпферами). Изобретение предназначено, в частности, для определения амплитудно-фазовых частотных характеристик газового демпфера с перфовставкой, и расчета на основании полученных данных оптимальных параметров демпфера, при которых его эффективность максимальна. Способ включает измерение и сравнение откликов демпфера на возмущающее воздействие в виде гармонических колебаний. При этом демпфер устанавливают на модель натурного трубопровода. Заполняют систему рабочей жидкостью, создают рабочее давление. Надувают газовый демпфер до установки рабочего уровня жидкости в нем. Формируют серии возмущающих воздействий в виде гармонических колебаний с рабочим диапазоном частот для задаваемых величин амплитуд колебаний давления, разных для каждой серии. Измеряют отклики демпфера в виде амплитуд колебаний давления в газовой полости демпфера и в модели натурного трубопровода на входе в демпфер, а также фазовый сдвиг между указанными амплитудами. Технический результат заключается в повышении точности определения амплитудно-фазовых частотных характеристик демпфера. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

При подтверждении внутрибаллистических и энергетических характеристик твердотопливного заряда ракетного двигателя сжигают серию зарядов с различной скоростью горения в камере-имитаторе с расходным круглым отверстием критического сечения с замером давления в камере-имитаторе. Перед сжиганием заряд термостатируется до температуры, обеспечивающей скорость горения заряда и давление в двигателе с минимальными отклонениями от их номинальных значений и определяемой по формуле, защищаемой настоящим изобретением. Стендовое устройство для подтверждения внутрибаллистических и энергетических характеристик твердотопливного заряда ракетного двигателя содержит металлический стапель с горизонтальной поворотной плитой для крепления камеры-имитатора с расходным круглым отверстием критического сечения, датчик замера давления в камере-имитаторе и силоизмеритель между поворотной плитой и стапелем. Стапель имеет вертикальную упорную стенку, к которой крепится кронштейн с подшипниковым узлом для вертикального вала поворотной плиты. Силоизмеритель закреплен на вертикальной упорной стенке стапеля и соприкасается с боковой поверхностью поворотной плиты. Поворотная плита и вертикальная упорная стенка стапеля связаны в горизонтальной плоскости витой пружиной для начального поджатия поворотной плиты стапеля к силоизмерителю. Поворотная плита под камерой-имитатором имеет вертикальные стойки, соприкасающиеся с полом стенда через концевые подшипники, оси которых перпендикулярны оси силоизмерителя. Камера-имитатор заключена в теплоизолирующий кожух и имеет трубопровод с соплом, ось которого параллельна оси силоизмерителя. Оси трубопровода с соплом и силоизмерителя перпендикулярны вертикальной упорной стенке стапеля. Группа изобретений позволяет снизить погрешность при определении внутрибаллистических и энергетических характеристик твердотопливного заряда ракетного двигателя. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 6 ил.
Наверх