Устройство для испытания жидкостных ракетных двигателей

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для экспериментальной отработки жидкостных ракетных двигательных установок, в частности, с целью имитации высотных условий при их создании и модернизации. Предложено устройство для испытания жидкостных ракетных двигателей, которое содержит выхлопной диффузор, состоящий из корпуса с установленным в нем центральным телом, включающим входную коническую и выходную части. Причем входная коническая часть выполнена с возможностью частично вдвигаться в сопло испытываемого двигателя. Внутри центрального тела в выходной его части установлен эжектор. При этом за центральным телом в корпусе диффузора расположена камера смешения. Технический результат состоит в том, что предлагаемое изобретение обеспечивает безотрывное течение продуктов сгорания в сопле и отсутствие воздействия ударных волн на его стенку в течение всего времени работы испытываемого двигателя. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для экспериментальной отработки жидкостных ракетных двигательных установок, в частности, с целью имитации высотных условий при их создании и модернизации.

Существует множество различных схем испытательных стендов, в том числе имитирующих высотные условия. Наиболее полная классификация таких схем приведена в издании [Шишков А.А., Силин Б.М. Высотные испытания реактивных двигателей. - М.: Машиностроение, 1985. - 208 с., ил]. Такое многообразие схем вызвано существенным разбросом параметров испытываемых двигательных установок. Основные из этих параметров (с точки зрения процессов, определяющих безотрывное истечение): давление в камере, степень расширения продуктов сгорания и их средний показатель адиабаты. С уменьшением давления в камере и увеличением степени расширения увеличивается количество узлов и агрегатов, обеспечивающих требуемые высотные условия и, тем самым, увеличиваются габариты всего стенда, трудоемкость при разработке и эксплуатации. Относительно высокое давление в камере позволяет проводить высотные испытания лишь в составе классической газодинамической трубы. Газодинамическая труба с центральным телом за счет более эффективной системы ударных волн, образующихся в процессе запуска системы, позволяет несколько расширить круг двигателей, испытания которых еще можно проводить без дополнительных откачивающих систем [Козаев А.Ш. Расчетно-экспериментальное исследование характеристик выхлопного диффузора с центральным телом в составе высотного стенда для наземной отработки жидкостных ракетных двигателей: дис. канд. техн. наук: 05.07.05. - Москва, 2014. - 130 с]. Дальнейшее же снижение давления в камере требует введения в состав системы дополнительных откачивающих систем, например, в виде струйных насосов - эжекторов.

В техническом решении по патенту US 2810545, 22.10.1957, предложена конструкция, позволяющая трансформировать кинетическую энергию истекающей из сопла струи в потенциальную энергию сжатого газа посредством лопастной машины. Такая система может обеспечивать необходимое пониженное давление с заданным расходом. Однако существенной проблемой является необходимость поддержания целостности конструкции, в частности, лопаток насоса в условиях высокотемпературных продуктов сгорания.

В техническом решении, представленном в патенте RU 2239085 С2, 27.10.2004, предложено использовать сопло с минимальным сечением, имеющим кольцевую форму. Утверждается, что применение камеры с кольцевым критическим сечением в качестве имитатора натурной камеры позволяет обеспечить безотрывное обтекание стенок испытуемого сопла и имитацию высотных условий на всех режимах без значительного усложнения конструкции испытательного стенда. Следует отметить однако, что несмотря на безотрывный режим обтекания стенок, распределение давления вдоль них будет отличаться от распределения давления вдоль стенок при использовании штатной камеры.

В патентах RU 2391548 С1, 10.06.2010 и RU 2449159 С1, 27.04.2012 представлены варианты устройства для испытаний жидкостных ракетных двигателей с использованием выхлопного диффузора с центральным телом, в том числе с обеспечением работоспособности конструкции диффузора в течение всего времени его работы в условиях воздействия высокотемпературных продуктов сгорания. За прототип принято изобретение согласно патенту RU 2449159.

К недостаткам известного технического решения можно отнести тот факт, что сохранение картины течения в диффузоре на протяжении всего испытания может иметь место только в рамках некоторого ограниченного режима работы испытываемого двигателя, например, при давлении в камере сгорания выше порогового значения или степени расширения ниже порогового значения, своего для каждого конкретного двигателя.

Задачей предлагаемого изобретения является создание нового устройства для испытания жидкостных ракетных двигателей, которое позволит испытывать двигатели с меньшим давлением в камере сгорания или большей степенью расширения.

Технический результат состоит в том, что предлагаемое изобретение обеспечивает безотрывное течение продуктов сгорания в сопле и отсутствие воздействия ударных волн продуктов сгорания на стенку сопла в течение всего времени работы испытываемого двигателя.

Для решения задачи и достижения технического результата предложено устройство для испытания жидкостных ракетных двигателей, которое содержит выхлопной диффузор, состоящий из корпуса с установленным в нем центральным телом, включающим входную коническую и выходную части. Причем входная коническая часть выполнена с возможностью частично вдвигаться в сопло испытываемого двигателя. Внутри центрального тела в выходной его части установлен эжектор. При этом за центральным телом в корпусе диффузора расположена камера смешения.

Центральное тело может быть закреплено к корпусу посредством пилонов ромбовидной формы, внутри которых расположены каналы для подвода и отвода компонентов топливной смеси.

Эжектор может работать на тех же компонентах топливной смеси, что и испытываемый двигатель.

Охлаждение центрального тела может выполняться одним из компонентов топливной смеси, на котором работает эжектор, а именно охлаждение осуществляют регенеративно горючим или окислительным компонентом топливной смеси.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежом (фигура).

На фигуре представлено устройство для испытаний жидкостных ракетных двигателей, содержащее выхлопной диффузор с корпусом в виде обечайки 1, внутри которой установлено центральное тело 2, при этом за центральным телом внутри корпуса расположена камера смешения 3. Входная часть центрального тела 2 выполнена профилированной в виде конуса и частично вдвинута в сопло испытываемого двигателя. В выходной части центрального тела расположена высоконапорная камера эжектора 4. Внутри центрального тела 2 расположена рубашка системы регенеративного охлаждения и система трубопроводов для подачи компонентов топливной смеси в камеру эжектора 4.

Центральное тело 2 закреплено на обечайке 1 посредством пилонов 5, имеющих ромбовидную форму. Такая форма пилонов 5 обусловлена необходимостью снижения гидравлических потерь в процессе работы устройства. Внутри пилонов 5 расположены каналы для подвода и отвода компонентов топливной смеси. В установленной внутри центрального тела 2 высоконапорной камере эжектора 4 создается давление за счет сгорания горючего в окислительной среде. Горючее и окислитель предлагается использовать те же, что и в камере основного испытываемого двигателя. Также в обоснованных случаях для упрощения конструкции возможно использовать сжатый воздух или пар. Охлаждение центрального тела 2 происходит регенеративно горючим или окислительным компонентом топливной смеси.

Устройство работает следующим образом.

До запуска испытываемого двигателя включается эжектор 4, расположенный в центральном теле 2. С течением времени высоконапорная струя, истекающая из камеры эжектора 4 понижает давление в области сопла испытываемого двигателя и кольцевого сечения-горла диффузора до требуемых параметров. Далее происходит запуск испытываемого двигателя. В процессе роста давления в камере сгорания испытываемого двигателя замыкающая система ударных волн движется в сторону выходного сечения его сопла. Высоконапорная струя, истекающая из эжектора 4, взаимодействуя в камере смешения 3 с низконапорной струей продуктов сгорания камеры испытываемого двигателя, обеспечивает требуемые параметры для безотрывной работы сопла этого двигателя в течении всего времени работы двигателя. Таким образом наличие в схеме изобретения эжектора 4 и камеры смешения 3 обеспечивают такие условия формирования системы ударных волн, что они полностью вытесняются из объема сопла и не вызывают отрывных эффектов на его внутренней поверхности. Расстояние, на которое происходит заглубление центрального тела в сопло испытываемого двигателя, рассчитывается заранее из условий отсутствия влияния на стенку сопла системы скачков, возникающей вследствие обтекания входной части центрального тела. Проведенные расчеты показывают возможность и эффективность применения предложенного изобретения для испытания различных двигателей высотных ступеней ракетоносителей.

1. Устройство для испытания жидкостных ракетных двигателей, содержащее выхлопной диффузор, состоящий из корпуса с установленным в нем центральным телом, включающим входную коническую и выходную части, причем входная коническая часть выполнена с возможностью частично вдвигаться в сопло испытываемого двигателя, отличающееся тем, что внутри центрального тела в выходной его части установлен эжектор, при этом за центральным телом в корпусе диффузора расположена камера смешения.

2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что центральное тело закреплено к корпусу посредством пилонов ромбовидной формы, внутри которых расположены каналы для подвода и отвода компонентов топливной смеси.

3. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что эжектор работает на тех же компонентах топливной смеси, что и испытываемый двигатель.

4. Устройство по п. 3, отличающееся тем, что охлаждение центрального тела выполняется одним из компонентов топливной смеси, на котором работает эжектор.



 

Похожие патенты:

Изобретение может быть использовано в двигателях внутреннего сгорания. Способ для двигателя заключается в том, что определяют состояние частичного окисления каталитического нейтрализатора на основании скоростей реакций каждой из группы окислителей, содержащей NOx, O2, H2O и CO2 соединения отработавших газов, и группы восстановителей, содержащей CO, HC, H2, H2O соединения отработавших газов, на протяжении каталитического нейтрализатора, одномерной модели, усредненной по пространству и времени, и уравнений баланса масс и энергетического баланса для текучей фазы и тонкого покрытия каталитического нейтрализатора.

Изобретение относится к области двигателей внутреннего сгорания, оборудованных по меньшей мере одним каналом низкого давления системы рециркуляции выхлопных газов.

Изобретение относится к способу мониторинга деградации бортового устройства летательного аппарата во время его работы. Для этого с помощью вычислительного устройства определяют степень деградации бортового устройства по показателю дефектности, который определяют подсчитыванием возникающих дефектов системой контроля устройства в ходе его работы определенным образом, сравнивают показатель дефектности с порогом принятия решения, передают тревожный сигнал в случае его достижения или превышения.

Группа изобретений относится к средствам восстановления двигателя внутреннего сгорания. Задача создания группы изобретений и достигнутый технический результат: улучшение очистки газовоздушного тракта двигателя внутреннего сгорания.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к измерению влажности наружного воздуха посредством датчика выхлопных газов. Способ управления двигателем содержит следующие этапы: избирательно отключают первую группу цилиндров, оставляя при этом включенной вторую группу цилиндров.

Изобретение может быть использовано в двигателях внутреннего сгорания. Способ для системы двигателя заключается в том, что в условиях отсутствия подачи топлива в двигатель (10), когда работают по меньшей мере один впускной клапан (52) и один выпускной клапан (54), модулируют эталонное напряжение датчика (126) отработавших газов при закрытой и открытой впускной дроссельной заслонке (62).

Отметчик оборотов относится к области техники дизелестроения, а именно к устройствам контроля проворота коленчатого вала главного судового дизельного двигателя с воздушной системой пуска и может использоваться в машиностроении для повышения надежности пуска дизеля.

Изобретение относится к области испытаний деталей и узлов турбомашин, в частности к способам определения динамических характеристик рабочих колеc. Техническим результатом, достигаемым в заявленном изобретении, является повышение достоверности определения диаметральных форм колебаний вращающегося колеса турбомашины.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для определения осевого усилия, угловой скорости, крутящего момента при экспериментальных исследованиях турбин и прочих энергоустановок.

Группа изобретений относится к способу для контроля датчика отработавших газов, установленного в системе выпуска двигателя. Техническим результатом является повышение эффективности контроля работы датчика отработавших газов.

Способ экспериментального определения параметров запуска двигателя при стендовых испытаниях, основанный на проведении испытания и регистрации диаграммы тяги изделия двухмостовым силоизмерительным датчиком.

Изобретение относится к области машиностроения и предназначено для контроля диаметра критического сечения регулируемого сопла при производстве авиационных или ракетных реактивных двигателей.

Изобретение относится к области ракетной и измерительной техники и может быть использовано при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ).

Изобретение относится к общей области аэронавтики, в частности оно относится к контролю ракетного двигателя. Способ содержит: этап (Е10) получения измерения контролируемого параметра, измеряемого датчиком и соответствующего рабочей точке двигателя, причем эту рабочую точку определяют по меньшей мере по одному параметру регулирования двигателя; этап (Е20) оценки значения контролируемого параметра для этой рабочей точки на основании регулируемого значения или фильтрованного заданного значения указанного по меньшей мере одного параметра регулирования двигателя, определяющего рабочую точку; этап (Е40) сравнения ошибки между измерением контролируемого параметра и его оценкой относительно по меньшей мере одного порога, определенного на основании погрешности на указанной ошибке, оцененной для рабочей точки; и этап (Е60) передачи уведомления в случае перехода указанного по меньшей мере одного порога.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ и устройство моделирования процесса газификации остатков жидкого компонента ракетного топлива в баках отработавшей ступени (ОС) ракеты-носителя, основанный на введении в экспериментальную модельную установку (ЭМУ) теплоносителя (ТН), обеспечении условий взаимодействия в зоне контакта ТН с поверхностью жидкого газифицируемого компонента ракетного топлива, проведении измерений температуры, давления в различных точках ЭМУ, сброс парогазовой смеси (ПГС) в вакуумную камеру через дренажную магистраль (ДМ) и дренажный электропневмоклапан (ДЭПК), осуществлении подачи в ЭМУ теплоносителя и газа наддува до обеспечения заданных параметров парциального давления паров жидкости, соответствующего заданной секундной массе испарения жидкости при заданном начальном давлении наддува, а суммарное давление соответствует началу сброса ПГС в вакуумную камеру, осуществлении сброса ПГС из ЭМУ через ДМ и ДЭПК в вакуумную камеру на различных интервалах времени, соответствующих различным интервалам длительности работы сопел газореактивной системы ориентации и стабилизации ОС, и определении области параметров ТН, температуры ДМ, ДЭПК, длительности интервалов времени сброса ПГС, при которых появляется конденсат на внутренней поверхности ДМ, ДЭПК и его кристаллизация, осуществлении дополнительного подвода теплоты к ДМ, ДЭПК, минимальную величину которой определяют из условия предотвращения кристаллизации паров жидкости в ДМ и ДЭПК.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ), и предназначено для гашения РДТТ при наземной отработке, в том числе удлиненных РДТТ сложной конфигурации корпуса.

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

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ моделирования процесса газификации жидкого компонента ракетного топлива в баке ступени ракеты-носителя, основанный на подводе в экспериментальную модельную установку (ЭМУ) теплоты, проведении измерений температуры, давления в различных точках ЭМУ, сбросе парогазовой смеси (ПГС) через дренажную магистраль (ДМ), при этом осуществляют подвод газа наддува и кондуктивный подвод теплоты в ЭМУ, количество которых определяют из условия равенства парциальных давлений газа наддува и паров жидкости в ЭМУ и топливном баке, а суммарное давление соответствует началу сброса ПГС в ДМ, диаметр ДМ определяют из условия сброса заданного избытка давления за такое же время, как и в реальном баке, при этом давление срабатывания дренажного клапана выбирают предварительно из заданного интервала, нижняя граница которого - минимальное давление наддува в баке, а верхняя - максимальное давление, при котором сохраняется прочность конструкции ЭМУ, осуществляют определение области параметров процесса газификации, при которых появляется конденсат на внутренней поверхности ДМ и кристаллизация, осуществляют дополнительный подвод тепла к ДМ для предотвращения ее замерзания.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ моделирования процесса тепло- и массообмена элемента конструкции летательного аппарата (ЭКЛА) с окружающей средой в условиях снижения абсолютного давления основан на введении в экспериментальную модельную установку (ЭМУ) потока газа, обеспечении условий взаимодействия потока газа в зоне контакта с ЭКЛА, измерении температуры, давления, скорости.

Изобретение относится к области энергомашиностроения и предназначено для осуществления испытаний энергоустановок с последующим проведением контроля параметров и состава продуктов сгорания.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для экспериментальной отработки жидкостных ракетных двигательных установок, в частности, с целью имитации высотных условий при их создании и модернизации. Предложено устройство для испытания жидкостных ракетных двигателей, которое содержит выхлопной диффузор, состоящий из корпуса с установленным в нем центральным телом, включающим входную коническую и выходную части. Причем входная коническая часть выполнена с возможностью частично вдвигаться в сопло испытываемого двигателя. Внутри центрального тела в выходной его части установлен эжектор. При этом за центральным телом в корпусе диффузора расположена камера смешения. Технический результат состоит в том, что предлагаемое изобретение обеспечивает безотрывное течение продуктов сгорания в сопле и отсутствие воздействия ударных волн на его стенку в течение всего времени работы испытываемого двигателя. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх