Экспериментальный газогенератор



Экспериментальный газогенератор
Экспериментальный газогенератор
Экспериментальный газогенератор

 


Владельцы патента RU 2569799:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Федеральный центр двойных технологий "Союз" (ФГУП "ФЦДТ "Союз") (RU)

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 ракетной технике и, в частности, к экспериментальным газогенераторам (ЭГГ) для определения параметров продуктов сгорания (ПС) твердых топлив (ТТ), а также для выбора эффективных газогенераторных рецептур ТТ, применяемых в прямоточных воздушно-реактивных двигателях (ПВРД). Этими параметрами являются давление и температура ПС в ЭГГ, содержание несгоревшего горючего в ПС, истекающих из газогенератора, и другие параметры ПВРД.

Необходимость таких установок особенно актуальна при создании ПВРД на твердом топливе /1, 2, 3, 4/. На фиг. 1 изображена условная схема ПВРД с газогенератором 1, камерой дожигания 2 и воздухозаборником 3. Истекающие из газогенератора несгоревшие ПС сгорают в камере дожигания в смеси с поступающим из воздухозаборника наружным воздухом, создавая дополнительный импульс тяги ПВРД. Полученные при испытаниях ЭГГ значения параметров газогенераторных ТТ могут быть использованы для оценки эффективности и энергетических возможностей ПВРД.

В настоящее время известны различные ЭГГ для определения параметров ПС. Эти ЭГГ обладают конструктивными недостатками и мало информативны. В них /1, 2/ отсутствует сопло со сверхзвуковой частью и не предусмотрен замер температуры ПС. Кроме того, существуют экспериментальные установки, в которых определяется состав ПС с использованием пробоотборников /5, 6, 7, 8/. Эти установки не моделируют условия горения в газогенераторах. Пробоотборники обычно устанавливаются в газогенераторах, испытываемых на стенде. Однако они дают только локальные значения состава ПС, а этого недостаточно для получения полной информации о ПС. Существуют способы определения состава ПС на выходе из сопла, в частности содержания в них конденсированной фазы с помощью известных программных комплексов типа «Астра» /9/. Однако для газогенераторных ТТ применение этих способов дает недостоверные результаты, так как они рассчитывают только равновесные термодинамические процессы в ПС.

В качестве прототипа изобретения принят ЭГГ, описанный в работе /2/. Недостатками этого ЭГГ является наличие нескольких сопел, не имеющих сверхзвуковой части. Кроме того, в прототипе не предусмотрен замер тяги, что необходимо для расчета потерь удельного импульса тяги (УИТ). Для таких конструкций ЭГГ отсутствует достоверная математическая модель процессов в сопле и, следовательно, нет возможности разложения суммарных потерь УИТ на составляющие, что необходимо для определения содержания несгоревшего горючего в ПС. Отсутствует возможность замера такого важного для работоспособности конструкции параметра, как температура ПС. Недостатком также является фиксированная длина заряда, что не позволяет ею варьировать и, таким образом, экономить ТТ при выборе эффективных газогенераторных рецептур ТТ.

Технической задачей изобретения является создание ЭГГ для определения содержания несгоревшего горючего в ПС и других параметров горения ТТ, практически исключающего перечисленные выше недостатки прототипа.

Поставленная техническая задача решается тем, что в ЭГГ, включающем корпус, переднее дно, сопловой блок и заряд торцевого горения (ЗТГ) из ТТ, выполнены следующие изменения. ЭГГ включает датчик тяги, выполненный с возможностью упора в опорную плиту. В корпусе ЭГГ расположен инертный наполнитель, на который опирается ЗТГ. Наличие такого наполнителя позволяет размещать в ЭГГ заряды произвольной длины, т.к. длина наполнителя выбирается таким образом, чтобы суммарная длина заряда и наполнителя была равна длине внутренней цилиндрической части корпуса. Между корпусом и сопловым блоком расположена коническая вставка, на которой выполнены штуцеры для установки датчиков давления и температуры. В сопловом блоке расположено сопло с дозвуковой и сверхзвуковой частями. Такая конструкция позволяет с высокой степенью достоверности рассчитывать газодинамические и двухфазные потери удельного импульса тяги, которые используются для определения количества несгоревшего горючего в ПС.

Ниже рассмотрен пример реализации изобретения. Схема ЭГГ для определения параметров ПС газогенераторных ТТ показана на фиг. 2. ЭГГ состоит из передней крышки 15 с гнездом для установки датчика тяги 14, металлического корпуса 16, инертного наполнителя 4, ЗТГ 5 массой от 0,5 до 2 кг, диаметром 90 мм и переменной длины от 30 до 230 мм. На вставке 6 расположены датчик давления 11 и датчик температуры 7, позволяющие измерять давление и температуру ПС в камере сгорания. Сопловой вкладыш 10, расположенный в сопловом блоке 9, имеет диаметр критического сечения Dкр=5…15 мм. Степень расширения сопла выбрана таким образом, чтобы максимально реализовался режим безотрывного течения ПС в сверхзвуковой части сопла. Зажжение образца производится воспламенителем 13.

При определении параметров горения газогенераторных ТТ сочетаются расчетный и экспериментальный подходы решения проблемы. Перед испытанием ЭГГ устанавливают на ложементы стапеля с подвижной тележкой 12. Датчик тяги 14 упирается в опорную плиту. При срабатывании воспламенителя в камере сгорания ЭГГ происходит подъем давления. Результаты измерений фиксируют на осциллограммах (фиг. 3). В течение испытания измеряют значения давления P(t), температуры ПС T(t) и тяги R(t) в зависимости от времени t.

После испытания по результатам измерений рассчитывают Iэ - экспериментальное значение УИТ ТТ в ЭГГ. Затем рассчитывают ξ - значение суммарных потерь УИТ, обусловленное всеми видами потерь (из-за рассеяния, трения, отвода тепла в стенки ЭГГ, двухфазности потока, неполноты процесса кристаллизации окислов металла и др.), кроме потерь, связанных с неполнотой сгорания горючего в ПС /5/. После этого рассчитывают значения

УИТ (термодинамического) Ip°, соответствующее полученным Iэ и ξ по формуле:

Ip°=Iэ/(1-ξ),

а затем по программе «TERRA» /10/ определяют зависимость термодинамического УИТ Ip от содержания металла q в топливе Ip=f(q) (в предположении химического равновесия процессов в камере сгорания). По этой зависимости и значению Ip° определяют содержание несгоревшего металла qэ в топливе, при котором выполняется условие

Ip(qэ)=Ip°

Здесь значение qэ является искомым количеством (содержанием) несгоревшего горючего.

Проведенные испытания ЭГГ показали работоспособность данного изобретения. При сжигании разных газогенераторных ТТ среднее давление в ЭГГ составляло от 1.5 кгс/см2 до 100 кгс/см2. Измеренная температура ПС составила 800…2100°C. Для различных испытанных газогенераторных ТТ содержание несгоревшего металлического горючего составило 80…100% при содержании конденсированной фазы 40…50% от всей массы ПС. Полученные результаты позволяют выбрать наиболее эффективную рецептуру для использования в ПВРД.

Использованные литературные источники

1. Александров В.Н., Быцкевич В.М, Верхоломов В.К. и др. Интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердых топливах / Под редакцией докт. техн. наук Л.С. Яновского. М: ИКЦ «Академкнига». 2006, стр. 61-98.

2. Сорокин В.А., Яновский Л.С, Козлов В.А. и др. Ракетно-прямоточные двигатели на твердых и пастообразных топливах / Под редакцией члена-корреспондента РАН, доктора технических наук, профессора Ю.М. Милехина и канд. техн. наук В.А. Сорокина. - М.: Физматлит, 2010, стр. 250-255.

3. Алешичева Л.И., Дунаев В.А., Положай Ю.В и др. «Активно-реактивный снаряд». Патент РФ №2493533 от 20.09.2013.

4. Соломонов Ю.С., Дорофеев А.А. Король Г.Ф. и др. «Твердотопливная ракета». Патент РФ №2492417 от 10.09.2013.

5. Милехин Ю.М., Ключников А.Н., Бурский Г.В., Лавров Г.С. Энергетика ракетных двигателей на твердом топливе / Под редакцией члена-корреспондента РАН Ю.М. Милехина. - М.: Наук, 2013, стр. 148-153.

6. Чесноков М.Н., Горев Л.В. О дисперсности продуктов сгорания механической смеси порошков алюминия и кадмия // Физика аэродисперсных систем. - 1972. - №6.

7. Коэн. Горение топлив с избытком горючего // Ракетная техника и космонавтика. 1969. №7, стр. 161-171.

8. Адаме. Достоверный критерий полноты сгорания // Ракетная техника и космонавтика. 1969. №7, стр. 220-225.

9. Трусов Б.Г. Моделирование химических и фазовых равновесий при высоких температурах: Программа для ЭВМ / МГТУ им. Н.Э. Баумана; РосАПО. - Гос. рег. №920054. - 1992.

10. Трусов Б.Г. Программная система TERRA для моделирования фазовых и химических равновесий при высоких температурах // III Международный симпозиум «Горение и плазмохимия». 24-26 августа 2005. Алматы, Казахстан. - Алматы: Казак университетi, 2005.

Экспериментальный газогенератор (ЭГГ) для определения параметров продуктов сгорания твердых топлив (ТТ), включающий корпус, переднюю крышку, сопловой блок и заряд торцевого горения (ЗТГ) из ТТ, отличающийся тем, что он включает датчик тяги, выполненный с возможностью упора в опорную плиту, причем в корпусе ЭГГ расположен инертный наполнитель, на который опирается ЗТГ, 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.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей твердого топлива.

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.

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.

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.
Изобретение относится к комплексам автоматизированного управления ракетными формированиями и формированиями реактивных систем залпового огня крупного калибра.

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.

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.

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.

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 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.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для определения скорости горения твердого ракетного топлива при стационарном и переменном давлении в камере сгорания. Способ включает подготовку, монтаж и сжигание цилиндрического образца твердого ракетного топлива в камере сгорания, имеющей систему регистрации давления и вентили подачи и сброса давления, нанесение пропилов на поверхность образца, поджигание образца, поддержание и контроль давления в камере на уровне заданного, определение скорости горения по расчетным соотношениям. Поддержание и контроль давления осуществляется автоматически, а сжигание образца осуществляется в камере сгорания, заполненной до начала горения инертным газом, сжатым до требуемого уровня. Перед монтажом у испытуемого образца, со стороны наружной цилиндрической поверхности, на фиксируемых расстояниях от переднего торца образца в радиальном направлении ножевыми резцами наносят две или более кольцевых радиальных просечек и затем бронируют образец по цилиндрической поверхности, причем просечки наносят в начале и конце каждого контрольного участка. Скорость горения твердого ракетного топлива определяют на контрольном участке горящего свода образца по расчетным соотношениям. Изобретение повысить точность определения скорости горения твердого ракетного топлива. 5 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей твердого топлива. Установка для гашения ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях содержит связанную с системой подачи охлаждающей жидкости полую штангу с форсункой. Между полой штангой с форсункой и системой подачи охлаждающей жидкости размещены телескопически сочлененные между собой полые поршни, причем у юбки каждого поршня установлен коллектор перетекания охлаждающей жидкости, а у днища каждого поршня выполнены радиальные каналы, соединяющие полость поршня в его выдвинутом положении с коллектором перетекания охлаждающей жидкости смежного поршня. По периметру коллекторов перетекания охлаждающей жидкости установлены форсунки. На полом поршне установлен центрирующий механизм, выполненный в виде поворотных стержней с фиксаторами начального и конечного положений. Изобретение позволяет получить достоверную информацию о состоянии материальной части, в том числе ракетных двигателей большого удлинения, а также высотных ракетных двигателей при огневых стендовых испытаниях в газодинамических трубах. 1 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к моделированию процесса сжигания продуктов газификации неизрасходованных остатков жидких компонентов ракетного топлива в баках отработанной ступени ракеты-носителя. В способе моделирования, включающем введение в экспериментальную установку продуктов газификации из каждого бака, зажигание рабочей смеси, проведение измерений параметров процесса, в соответствии с изобретением при моделировании процесса сжигания продуктов газификации окислителя, исследуемый состав приготавливают путем смешения газообразного окислителя, паров воды и гелия, а при моделировании процесса сжигания продуктов газификации горючего, исследуемый состав приготавливают путем смешения теплоносителя, газообразного горючего и гелия. Устройство для реализации способа, включающее в свой состав коллектор, экспериментальный бак, магистрали подачи компонентов топлива, при этом в его состав введены баллоны, наполненные продуктами газификации компонентов топлива и соединенные через регулируемые клапаны, и дроссели с коллектором, система зажигания продуктов газификации. Изобретение обеспечивает расширение экспериментальных методов исследований сжигания сложных составов, а также снижение затрат при проведении экспериментальных исследований. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх