Вакуумный стенд для огневых испытаний жидкостного ракетного двигателя космического назначения


 


Владельцы патента RU 2602464:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" (RU)

Изобретение относится к стендовому оборудованию и может быть использовано при испытаниях жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) космического назначения, связанных с определением тепловых режимов элементов ЖРД и двигательной установки (ДУ). На вакуумном стенде для тепловых испытаний ЖРД, включающем вакуумную камеру 1 со стапелем 2 для установки ЖРД 3 с соплом, имеющим радиационно-охлаждаемый насадок (РОН) 4, газодинамическую трубу 5 с эжектором 6, отсечной клапан 7 в канале газодинамической трубы (ГДТ), охлаждаемые экраны 8 на внутренних стенках вакуумной камеры 1, вакуумную систему 9, магистраль с пускоотсечным клапаном 10, сообщающую полость газодинамической трубы 5 между РОН 4 и отсечным клапаном 7 с вакуумной системой 9. На стыке среза РОН 4 с ГДТ 5 выполнен компенсатор температурного расширения в виде, состоящего из рассчитанной на радиальное температурное расширение РОН 4 тонкостенной цилиндрической или усеченно-конической мембраны 11 из жаростойкой стали, герметично соединенной посредством сварки со стенкой РОН 4 на его срезе и, с другой стороны, - через цилиндрическую стальную проставку 12 с окружающим ГДТ 5, рассчитанным на осевое температурное расширение РОН 4, тонкостенным сильфоном 13 с фланцем 14, который герметично (через уплотнение 15) соединен с фланцем 16 на охлаждаемой внешней стенке тракта охлаждения газодинамической трубы 5, при этом полость ГДТ от РОН 4 до отсечного клапана в канале ГДТ 5 подключена к системе вакуумирования 9 через пускоотсечной клапан 10. Изобретение обеспечивает повышение функциональных возможностей в части обеспечения наиболее полной имитации условий теплообмена, соответствующих объективным условиям при огневых испытаниях ЖРД и ДУ космического назначения. 2 ил.

 

Изобретение относится к стендовому оборудованию и может быть использовано при огневых испытаниях жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) космического назначения, связанных с определением тепловых режимов и состояния элементов конструкции ЖРД и двигательных установок (ДУ).

При стендовой отработке ЖРД и ДУ космического назначения особое место занимают огневые испытания, направленные на определение тепловых режимов агрегатов и элементов конструкции (тепловые испытания), которые существенно влияют на работоспособность ЖРД и ДУ космического объекта.

Для проведения тепловых испытаний необходимо создать штатные (соответствующие объектовым) условия внутреннего теплообмена в газодинамических трактах ЖРД (сопла камер сгорания, выхлопные системы турбин турбонасосных агрегатов), а также, что не менее важно, условия внешнего теплообмена элементов конструкции ЖРД и ДУ с окружающей средой.

Для создания условий внутреннего теплообмена используется стендовое оборудование, обеспечивающее соответствующее штатному давление на срезе сопла камеры двигателя - газоотводные устройства на основе газодинамических труб (ГДТ), газовых или паровых эжекторов; для создания внешних условий теплообмена необходимо снизить давление окружающей среды до величины менее 10-2 мм рт. ст., практически исключающий конвективную составляющую теплообмена, для чего используется вакуумная камера (барокамера), в которой при огневых испытаниях размещается ЖРД или ДУ.

Известен стенд, включающий систему вакуумирования с вакуумной камерой, в которой размещается двигатель, газоотводное устройство в виде газодинамической трубы (ГДТ) с паровым эжектором, представленный в сборнике статей «Исследование ракетного двигателя на жидком топливе»./Под ред. д.т.н. В.А. Ильинского, изд-во «Мир», 1964 г., стр. 60, фиг. 8.

В указанной конфигурации стенд может обеспечить снижение давления на срезе сопла камеры ЖРД и в сообщающемся со входом в ГДТ пространстве вакуумной камеры, окружающем двигатель до не менее 7 мм рт. ст. за счет эжектирования ГДТ и объема вакуумной камеры как при работе двигателя, так и после его останова, что приближает условия внешнего теплообмена двигателя и элементов ДУ к штатным условиям космического пространства, но не обеспечивает достаточно полной их имитации, для чего, как указано выше, необходимо давление окружающей среды не выше 10-2 мм рт. ст., что практически исключает конвективный теплообмен двигателя с окружающим пространством; при этом для поддержания указанного давления (не менее 7 мм рт. ст.) после останова двигателя требуется работа эжектора в течение длительного времени (до 50 мин) перераспределения температур элементов конструкции двигателя и ДУ с достижением их максимальных значений, что существенно увеличивает стоимость испытаний.

Кроме того, при тепловых испытаниях ЖРД и ДУ на этом стенде не обеспечивается имитация термооптических характеристик окружающего пространства, таких как температура и степень черноты окружающей среды (космического пространства, поверхностей двигательного отсека), что также приводит к отклонениям условий радиационного теплообмена между элементами конструкции и окружающей средой и, как следствие, отклонениям тепловых режимов элементов конструкции ЖРД и ДУ.

Все вышеперечисленное в итоге свидетельствует о недостаточном функциональном обеспечении полноценных тепловых испытаний ЖРД и ДУ космического назначения на данном стенде и, следовательно, о невозможности проверки их работоспособности по результатам таких испытаний.

Известен стенд, принятый за прототип изобретения, включающий барокамеру, выхлопной диффузор (ГДТ), охлаждаемый жидким азотом, устройство для герметизации стыка сопла двигателя и диффузора в виде вакуумного уплотнения, клапан, изолирующий канал диффузора от атмосферы при его вакуумировании после останова двигателя и охлаждаемые экраны в барокамере (См. книгу А.А. Шишкова, Б.М. Силина. «Высотные испытания реактивных двигателей», Машиностроение, 1985 г., стр. 24, рис. 1.13). Данный стенд может обеспечить имитацию условий теплообмена двигателя, близких к объектовым, как при работе двигателя, так и после его останова, таких как штатное давление на срезе сопла, давление окружающей двигатель среды в вакуумной камере на уровне около 10-2 мм рт. ст., а также термооптические характеристики окружающего пространства при соответствующих штатным условиям температурах экранов и стенок канала ГДТ (обеспечивается заданными температурами охладителей) и степенях черноты поверхностей экранов и канала ГДТ.

Однако при наличии в ЖРД радиационно-охлаждаемого высокотемпературного насадка с температурами сопла до 1000°C использование вакуумного уплотнения на основе вакуумной резины и иного мягкого уплотнительного материала может обеспечить герметичность стыка сопла и ГДТ лишь в течение нескольких секунд после запуска двигателя, после чего оно разрушается из-за воздействия высокой температуры и давление в вакуумной камере повышается с 10-2 мм рт. ст. до уровня давления на срезе сопла, величину которого обеспечивает ГДТ с эжектором (не менее 7 мм рт. ст.).

Вследствие такого повышения давления появляется конвективная составляющая внешнего теплообмена двигателя со средой вакуумной камеры, что приводит к существенному отличию тепловых режимов элементов конструкции ЖРД и ДУ от штатных, соответствующих объектовым условиям теплообмена, как при работе двигателя, так и после его останова. Кроме того, в стенде по прототипу не имитируются термооптические характеристики пространства со стороны среза сопла двигателя.

Таким образом стенд по прототипу не может обеспечить при работе двигателя и в течение достаточного для достижения установившегося теплового режима времени после его останова штатные условия внешнего теплообмена и, следовательно, непригоден для тепловых испытаний двигателя с радиционно-охлаждаемым насадком (РОН) сопла камеры.

Изобретение направлено на повышение функциональных возможностей вакуумного стенда, включающего вакуумную камеру со стапелем для установки двигателя, охлаждающие экраны, систему вакуумирования, ГДТ с эжектором, отсечной клапан в канале ГДТ и устройство герметизации стыка среза сопла с ГДТ, в части обеспечения наиболее полной имитации условий теплообмена, соответствующих объектным условиям, при огневых испытаниях ЖРД и ДУ космического назначения, в том числе ЖРД с радиационно-охлаждаемым насадком сопла, при работе двигателя и после его останова, позволяющих проверить работоспособность двигателя и ДУ при воздействии близких к штатным тепловых нагрузок.

Результат обеспечивается тем, что устройство герметизации стыка РОН сопла и ГДТ выполнено в виде компенсатора температурного расширения, состоящего из рассчитанной на радиальное температурное расширение радиационно-охлаждаемого насадка сопла тонкостенной цилиндрической или усеченно-конической мембраны из жаростойкой стали, герметично соединяемой посредством сварки со стенкой РОН на срезе сопла и, с другой стороны, - через стальную цилиндрическую проставку - с окружающим ГДТ тонкостенным сильфоном, рассчитанным на осевое температурное расширение РОН и герметично соединенным посредством фланцевого соединения с вакуумным уплотнением на внешней оболочке тракта охлаждения газодинамической трубы, также на поверхности тарели клапана внутри его кольцевого уплотнения установлен охлаждаемый экран с термооптическими характеристиками, соответствующими характеристикам окружающего и обращенного к соплу двигателя при штатной его эксплуатации космического пространства, при этом полость ГДТ от РОН до отсечного клапана в канале ГДТ подключена к системе вакуумирования через пускоотсечной клапан.

На чертежах представлены схема стенда (фиг. 1) и выноска А (фиг. 2). В состав стенда входят вакуумная камера 1 со стапелем 2 для установки и крепления двигателя 3 с высотным соплом, имеющим радиационно-охлаждаемый насадок 4, ГДТ 5 с эжектором 6 и отсечным клапаном 7, установленным в канале ГДТ после ее диффузорной части. На внутренних стенках вакуумной камеры 1 и на тарели клапана 7 установлены подключенные к системе подачи рабочих тел охлаждения экраны 8, поверхности которых имеют заданные величины степени черноты. Для вакуумирования камеры 1 и части канала ГДТ 5 между соплом и клапаном 7 в составе стенда предусмотрена специальная вакуумная система 9, с которой вакуумируемая часть ГДТ сообщена посредством магистрали с пускоотсечным клапаном 10. К радиационно-охлаждаемому насадку сопла 4 крепится компенсатор, включающий тонкостенную мембрану 11, герметично привариваемую к срезу сопла РОН, цилиндрическую проставку 12, тонкостенный сильфон 13 с фланцем 14, который герметично (через уплотнение 15) соединяется с фланцем 16 на охлаждаемой части ГДТ 5. Внутренняя поверхность канала ГДТ между РОН 4 и клапаном 7 вместе с его экраном 8 имеют термооптические характеристики окружающего космического пространства, что достигается обеспечением требуемой степенью черноты на стенках канала ГДТ 5 и экрана 8 на тарели клапана 7, а также режимом охлаждения этого участка ГДТ и экрана 8 на тарели клапана 7.

Перед началом огневых испытаний ЖРД с радиационно-охлаждаемым насадком сопла 4 и компенсатором монтируется на стапеле 2, при этом наряду с подсоединением топливных трубопроводов и пневмосети стенда к двигателю фланец 14 приваренного к РОН сопла компенсатора герметично соединяется с фланцем 16 ГДТ 5, через вакуумное уплотнение 15. После окончания монтажа стендовой системой вакуумирования 9 осуществляется откачка воздуха из вакуумной камеры 1 до давления не более 10-2 мм рт. ст. и подаются охладители с заданными температурами в тракты охлаждения экранов 8 и тракт охлаждения ГДТ 5. Перед запуском двигателя 3 включается эжектор 6, создающий разрежение в ГДТ 5 и сопле двигателя от 3 до 7 мм рт. ст. После запуска двигателя 3 ГДТ 5 выходит на устойчивый режим работы, устанавливается штатный режим течения и теплообмена в сопле с радиационно-охлаждаемым насадком 4, сопло с РОН выходит на установившийся тепловой режим, определяемый внутренним теплообменом в сопле и внешним теплообменом РОН с экранами 8, установленными на стенках вакуумной камеры 1 и имитирующими объектовые термооптические характеристики окружающего пространства, при близком к штатному давлению окружающей среды 10-2 мм рт. ст. С установившимся тепловым режимом двигатель работает заданное циклограммой испытания время, при этом температурное расширение РОН 4 воспринимается компенсатором: радиальное расширение - мембраной 11, а осевое расширение - сильфоном 13. После останова двигателя в пневмопривод клапана 7 подается газ управления, тарель клапана 7 перекрывает канал ГДТ 5, уплотняясь на седле клапана, выполненное в стенках канала ГДТ 5, затем подается команда на открытие клапана 10, после чего вакуумируется полость ГДТ 5 между клапаном 7 и РОН 4, а также полость сопла двигателя. Выключается эжектор 6, давление в канале ГДТ 5 при этом возрастает до атмосферного, а в объеме полости ГДТ 5, примыкающей к РОН 4, до клапана 7 остается на уровне не более 10-1 мм рт. ст. При близких к штатным величинах давления в полости сопла и окружающем двигатель пространстве вакуумной камеры 1, а также температурах и степенях черноты, окружающих двигатель, в том числе со стороны РОН, поверхностях экранов 8 и стенок канала ГДТ 5 осуществляется теплообмен горячих элементов конструкции двигателя за счет излучения этих элементов и кондукционного теплообмена с холодными агрегатами и элементами двигателя. При достижении установившихся значений температур испытания по определению тепловых режимов двигателя и термостойкости элементов его конструкции прекращаются, после чего все системы стенда приводятся в исходное состояние, а РОН 4 по технологическому припуску отрезают от мембраны 11 компенсатора температурного расширения.

Предлагаемое изобретение обеспечивает проведение огневых испытаний на вакуумном стенде ЖРД (ДУ) с РОН с практически полной имитацией всех условий, определяющих при штатной эксплуатации теплообмен конструкции двигателя с окружающей его средой - космическим пространством и элементами конструкции двигательного отсека при работе двигателя и после его останова, к которым относятся:

- давление в вакуумной камере не более 10-2 мм рт. ст., обеспечиваемое вакуумной системой стенда и герметизацией стыка среза РОН сопла двигателя с ГДТ при работе двигателя и после его останова;

- давление не более 10-2 мм рт. ст. внутри сопла, обеспечиваемое вакуумированием части канала ГДТ между соплом и тарелью клапана отсечного устройства, после перекрытия клапаном канала ГДТ;

- термооптические характеристики окружающего двигатель пространства (температура, степень черноты) обеспечиваются за счет соответствующим образом выполненных и охлаждаемых теплоносителями с заданными температурами экранов, установленных на тарели отсечного устройства и на стенках вакуумной камеры, а также охлаждаемой внутренней поверхности канала ГДТ, между соплом и отсечным устройством, выполненной с соответствующей космическому пространству степенью черноты.

Вакуумный стенд для огневых испытаний жидкостного ракетного двигателя космического назначения, включающий вакуумную камеру со стапелем для монтажа двигателя, охлаждаемые экраны вокруг двигателя, газодинамическую трубу (ГДТ), герметично соединенную с вакуумной камерой, эжектор на выходе газодинамической трубы, устройство герметизации стыка радиационно-охлаждаемого насадка сопла и ГДТ, отсечной клапан в канале газодинамической трубы, систему вакуумирования, отличающийся тем, что устройство герметизации стыка радиационно-охлаждаемого насадка сопла и ГДТ выполнено как компенсатор температурного расширения радиационно-охлаждаемого насадка сопла в виде тонкостенной цилиндрической или усеченно-конической мембраны из жаростойкой стали, герметично соединяемой с одной стороны посредством сварки со стенкой радиационно-охлаждаемого насадка на срезе сопла, с другой стороны - соединенной через стальную цилиндрическую проставку с окружающим газодинамическую трубу тонкостенным стальным сильфоном, рассчитанным на осевое температурное расширение радиационно-охлаждаемого насадка сопла и герметично соединенным посредством фланцевого соединения с внешней оболочкой тракта охлаждения газодинамической трубы, также на поверхности тарели клапана внутри кольцевого уплотнения установлен охлаждаемый экран, причем обращенная к радиационно-охлаждаемому насадку поверхность экрана, а также внутренняя поверхность канала газодинамической трубы между тарелью отсечного устройства и стыком сопла с газодинамической трубой выполнены с термооптическими характеристиками, соответствующими характеристикам окружающего и обращенного к соплу двигателя при штатной его эксплуатации космического пространства, при этом полость ГДТ от радиационо-охлаждаемого насадка до отсечного клапана в канале ГДТ подключена к системе вакуумирования через пускоотсечной клапан.



 

Похожие патенты:

Описаны системы и способы оценки эффективности секции паровой турбины. Упомянутые системы и способы включают определение набора данных измерений, получаемых непосредственно от набора датчиков на паровой турбине, определение набора вычисленных данных, связанных с измерениями, которые не могут быть получены непосредственно от упомянутого набора датчиков, и оценку эффективности упомянутой секции с использованием упомянутого набора данных измерений и упомянутого набора вычисленных данных.

Изобретение относится к системам бортовой диагностики для распознавания ухудшения характеристик компонента из-за умышленного повреждения и способу реагирования на состояния, выявленные в бортовом диагностическом блоке моторного транспортного средства, и сигнализирования об ухудшении характеристик компонента моторного транспортного средства.

Изобретение касается способа и системы мониторинга измерительной схемы (3), предназначенной для сбора в течение времени измерений, относящихся к турбореактивному двигателю (13) летательного аппарата, при этом система содержит средства обработки (21), выполненные с возможностью построения индикатора состояния упомянутой измерительной схемы, основанного на подсчете переходов между последовательными словами состояния, определяющими показатель правильности соответствующих последовательных измерений.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к способам оценки стабильности серийного производства газотурбинных двигателей.Технический результат изобретения - возможность оценки стабильности серийного производства газотурбинных двигателей на этапе приемосдаточных испытаний.

Наземная информационно-диагностическая система для безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя, содержащая электронную систему управления по меньшей мере два датчика внешних воздействующих факторов, установленных на по меньшей мере одной электронной системе управления во время проведения технического обслуживания, со своими устройствами согласования и аппаратно-программными интерфейсами, блоком памяти и блоком расчета уровня работоспособности.

Изобретение относится к способам технической диагностики ослабления посадки элементов редуктора двигателя по вибрационным параметрам при его испытаниях или в эксплуатации и может найти применение при его доводке, а также для создания систем диагностики двигателя.

Изобретение относится к области двигателестроения и энергомашиностроения и может найти применение при доводке газотурбинных двигателей, а также для создания систем диагностики колебаний.

Изобретение относится к устройству контроля деградации материала и защитных покрытий турбинных лопаток газотурбинных двигателей. Устройство содержит теплоизолятор, установленный на корпусе, крышку со стяжным стержнем и термопарами, электронагреватель, расположенный во внутреннем пространстве устройства, например, вокруг стяжного стержня, испытываемый образец представляет собой полый цилиндр из материала турбинных лопаток, установленный в устройстве между теплоизолятором и крышкой со стяжным стержнем, стяжной стержень проходит во внутреннем пространстве устройства по его оси, причем конец стяжного стержня выступает из корпуса устройства и имеет резьбу, крышка, испытываемый образец, теплоизолятор, корпус стягиваются посредством стяжного стержня с помощью гайки, термопары расположены в крышке на ее поверхности, прижимающей испытываемый образец, и соединены с усилителем сигнала термопар, который в свою очередь соединен с устройством контроля и управления.

Описаны способ и система для испытания компрессора. Для проведения испытания методом подобия выбирают заменитель для HFC-134a.

Изобретение относится к области испытания и технического диагностирования машин, в частности к способу определения эффективной мощности двигателей внутреннего сгорания.

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.

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 и может быть использовано для определения скорости горения твердого ракетного топлива при стационарном и переменном давлении в камере сгорания.

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.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), снабженных устройствами гашения колебаний (демпферами).

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.

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.
Наверх