Устройство с кормовым диффузором для высотных испытаний ракетных двигателей малой тяги

Изобретение относится к области испытаний ракетных двигателей малой тяги. Устройство для высотных испытаний ракетных двигателей выполнено с кормовым диффузором для обеспечения безотрывного течения продуктов сгорания в сопле ракетного двигателя при испытаниях и включает две вакуумные камеры и две вакуумные задвижки. В процессе работы ракетного двигателя кормовой диффузор газодинамически разъединяет вакуумные камеры, обеспечивая в первой вакуумной камере начальные условия. Вакуумная камера, в которую через диффузор поступают продукты сгорания, соединена с системой вакуумных насосов, поддерживающих в ней давление разрежения, необходимое для бессрывной работы диффузора и безотрывного течения продуктов сгорания в сопле двигателя, в том числе с повышенной геометрической степенью расширения. Изобретение позволяет обеспечить возможность определения основных параметров ракетного двигателя малой тяги, а также параметров среды, в которой проводятся испытания. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Настоящее изобретение относится к области испытаний ракетных двигателей малой тяги с имитацией высотных условий.

При создании ракетных двигателей малой тяги, используемых в качестве исполнительных органов систем управления объектов ракетно-космической техники, предусмотрено проведение огневых испытаний на специализированных стендах с целью определения основных параметров двигателя (давления в камере сгорания, расходов компонентов топлива, тяги, удельного импульса тяги и других), а также параметров среды, имитирующей эксплуатационные условия. Как правило, при таких испытаниях продукты сгорания истекают в вакуумную камеру, что приводит к повышению давления в ней, и через короткое время нарушается режим безотрывного течения продуктов сгорания в сопле, что приводит к входу скачка уплотнения в сопло и недостоверному измерению тяги двигателя. Для решения этой проблемы можно использовать кормовые диффузоры (Исследование ракетных двигателей на жидком топливе. Перевод с английского. Под редакцией д.т.н. В.А. Ильинского. Издательство «МИР». Москва 1964 г., стр. 14, 37,44, 60, 73, 75, 78, 80, 82).

Наиболее близким к заявляемому техническому решению является стенд с дополнительной емкостью на выходе из диффузора (А.А. Шишков, Б.М. Силин. Высотные испытания реактивных двигателей. Москва, Машиностроение, 1985, стр. 20, рис. 1.9, d).

Недостатком этого технического решения при испытаниях ракетных двигателей малой тяги является то, что продукты сгорания в процессе работы двигателя поступают в дополнительную емкость, повышая в ней давление и при достижении давления, равного давлению окружающей среды, отбрасываемая заглушка срабатывает, и с этого момента давление в дополнительной емкости обеспечивается равным атмосферному. При этом давление на срезе сопла в этой схеме стенда не может быть ниже ра<0,4ph (сопла ракетных двигателей первых ступеней ракет-носителей).

Поскольку двигатели малой тяги имеют геометрическую степень расширения сопла Fa>45…50, то рассмотренная схема стенда является неприемлемой. Кроме этого, в случае реализации этой схемы продукты сгорания ракетного топлива поступают в окружающую среду, создавая экологические проблемы в зоне расположения стенда.

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является создание устройства с кормовым диффузором для обеспечения безотрывного течения продуктов сгорания в сопле ракетного двигателя при высотных испытаниях ракетных двигателей малой тяги, в том числе, с повышенной геометрической степенью расширения сопла.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является возможность определения основных параметров ракетного двигателя малой тяги (давления в камере сгорания, расходов компонентов топлива, тяги, удельного импульса тяги, и других), а также параметров среды, в которой проводятся испытания.

Данная задача решается за счет того, что заявляемое устройство для высотных испытаний ракетных двигателей малой тяги, состоящее из вакуумной камеры с кормовым диффузором и вакуумных задвижек дополнительно содержит еще одну вакуумную камеру, которая соединена газодинамически с кормовым диффузором через первую вакуумную задвижку, разделяющую первую и вторую вакуумные камеры, при этом вторая вакуумная камера соединена с системой вакуумных насосов через вторую вакуумную задвижку, причем вторая вакуумная камера установлена с возможностью поддержания в ней давления разрежения.

Кроме того, расположение выходного сечения сопла двигателя и входного сечения кормового диффузора обеспечено в пределах установочных размеров: отношение диаметров кормового диффузора и сопла dкд/dс<1,05…1,5, осевой зазор между срезом сопла и входным сечением кормового диффузора находится в пределах диапазона 0≤h≤6 мм, угол наклона плоскости среза сопла и кормового диффузора α≤5°.

Кроме того, во второй вакуумной камере расположены криопанели, количество которых обусловлено условием обеспечения давления бессрывной работы кормового диффузора р≈0,2 ph, где ph - давление окружающей среды, с учетом производительности вакуумных насосов и длительности испытаний.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где схематично представлено устройство с кормовым диффузором для высотных испытаний ракетных двигателей малой тяги. На чертеже изображены: ракетный двигатель малой тяги 1, вакуумная камера 2, кормовой диффузор 3, вакуумная задвижка 4, вакуумная камера 5, вакуумная задвижка 6.

Работает устройство следующим образом.

В процессе испытаний продукты сгорания из сопла двигателя 1, расположенного в вакуумной камере 2, через кормовой диффузор 3, при открытой вакуумной задвижке 4 поступают в вакуумную камеру 5, где взаимодействуют с криопанелями, обеспечивая давление для бессрывной работы диффузора, далее через вакуумную задвижку 6 продукты сгорания поступают в вакуумные насосы (не показанные на чертеже), при этом кормовой диффузор 3 герметично соединен с вакуумной задвижкой 4, выполняя газодинамическое разъединение вакуумных камер 2 и 5 в процессе работы ракетного двигателя, создавая в вакуумной камере 2 условия для безотрывного течения продуктов сгорания в сопле двигателя 1.

1. Устройство для высотных испытаний ракетных двигателей малой тяги, состоящее из вакуумной камеры с кормовым диффузором и вакуумных задвижек, отличающееся тем, что устройство дополнительно содержит еще одну вакуумную камеру, которая соединена газодинамически с кормовым диффузором через первую вакуумную задвижку, разделяющую первую и вторую вакуумные камеры, при этом вторая вакуумная камера соединена с системой вакуумных насосов через вторую вакуумную задвижку, причем вторая вакуумная камера установлена с возможностью поддержания в ней давления разрежения.

2. Устройство для высотных испытаний ракетных двигателей малой тяги по п. 1, отличающееся тем, что расположение выходного сечения сопла двигателя и входного сечения кормового диффузора обеспечено в пределах установочных размеров: отношение диаметров кормового диффузора и сопла dкд/dc≤1,05…1,5, осевой зазор между срезом сопла и входным сечением кормового диффузора находится в пределах диапазона 0≤h≤6 мм, угол наклона плоскости среза сопла и кормового диффузора α≤5°.

3. Устройство для высотных испытаний ракетных двигателей малой тяги по п. 1, отличающееся тем, что во второй вакуумной камере расположены криопанели, количество которых обусловлено условием обеспечения давления бессрывной работы кормового диффузора р≈0,2 ph, где ph - давление окружающей среды с учетом производительности вакуумных насосов и длительности испытаний.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к способам испытаний газотурбинных двигателей (ГТД). Способ испытания ГТД включает приведение значений параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части газотурбинного двигателя при изменении атмосферных условий.

Изобретение относится к системе судового энергетического оборудования, в частности к средствам диагностики виброакустических параметров энергетического оборудования, и может быть использовано для установления причин и норм вибрации судовых дизель-генераторов.

Изобретение относится к сельскому хозяйству, в частности к сельскохозяйственному приборостроению. Способ определения мощности двигателя внутреннего сгорания, заключающийся в том, что при минимальной частоте вращения холостого хода двигателя мгновенно увеличивают подачу топлива до максимального значения и по достижении номинальной частоты вращения измеряют угловое ускорение коленчатого вала, при этом дополнительно у двигателя при максимальной частоте вращения холостого хода отключают подачу топлива и в процессе выбега по достижении номинальной частоты вращения измеряют отрицательное угловое ускорение коленчатого вала, а затем повторно измеряют отрицательное угловое ускорение коленчатого вала, но с маховиком известного момента инерции, присоединенным к валу отбора мощности.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам испытаний авиационных турбореактивных двигателей (ТРД). Способ испытаний авиационного ТРД осуществляется с подогревом и наддувом воздуха на входе в двигатель.

Предлагаемое изобретение относится к стендам для испытаний осевых компрессоров низкого давления двух-(много)контурного газотурбинного двигателя и может быть использовано при изучении характеристик компрессоров низкого давления, а также их параметрической доводки в процессе выполнения работ по разработке новых газотурбинных двигателей.

Изобретение относится к области контроля и диагностики системы впрыска бензина (СВБ) автомобильного двигателя внутреннего сгорания (ДВС). Технический результат заключается в обеспечении бортовой локализации внутренних утечек СВБ, а также повышении точности и сокращении времени диагностирования утечек СВБ.

Изобретение относится к технике диагностирования двигателей внутреннего сгорания и предназначено для определения технического состояние цилиндропоршневой группы двигателя.

Изобретение относится к способу определения фактического такта в цилиндре двигателя с поступательно движущимися поршнями. Способ определения фактического такта в цилиндре (113) двигателя (100) с поступательно движущимися поршнями, имеющего коленчатый вал (110) и распределительный вал (120), кинематически связанный с приводным валом (211) топливного насоса (210), который повышает давление топлива и подает его в топливопровод (230), без возможности своего независимого от этого приводного вала вращения относительно него, заключается в том, что топливным насосом (210) подают топливо в топливопровод (230) двигателя (100) с поступательно движущимися поршнями, откуда оно может впрыскиваться в цилиндр (113) двигателя (100) с поступательно движущимися поршнями, регистрируют характер (420) изменения давления топлива в топливопроводе (230), с помощью датчика (118), работающего в паре с задающим диском на коленчатом валу, регистрируют вращение коленчатого вала (110) и выдают характеризующий его угловое положение сигнал и на основании зарегистрированного характера (420) изменения давления топлива в топливопроводе (230) делают вывод о происходящем в топливном насосе (210) движении (421, 422, 423) подачи и на основании этого, а также на основании сигнала, характеризующего угловое положение коленчатого вала, делают вывод о фактическом такте в цилиндре (113) двигателя.

Изобретение относится к области техники испытаний газотурбинных двигателей, а именно к способам стендовых испытаний турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) с проверкой отсутствия автоколебаний рабочих лопаток вентилятора двигателя.

Изобретение относится к области техники испытаний газотурбинных двигателей, а именно к способам стендовых испытаний турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) с проверкой отсутствия автоколебаний рабочих лопаток вентилятора двигателя.

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.

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.

Группа изобретений относится к инструменту валидации системы мониторинга агрегата авиационного двигателя, системе мониторинга и способу валидации системы мониторинга. Инструмент валидации содержит средства испытания (13), средства обработки (11), средства анализа (12), приспособленные для оценки валидации системы мониторинга. Система мониторинга агрегата авиационного двигателя содержит по меньшей мере один инструмент валидации и выполнена с возможностью получать данные наблюдения и выдавать результат диагностики состояния этого агрегата. Способ валидации заключается в том, что проводят испытания для оценки валидации системы мониторинга, при этом собирают данные наблюдения, относящиеся к агрегату авиационного двигателя, вычисляют текущее значение показателя качества на текущем количестве данных наблюдения, оценивают показатели вероятностной надежности, оценивают минимальное количество данных наблюдения для достижения заданного критерия надежности. Обеспечивается сокращение времени обработки данных и повышение надежности системы мониторинга. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.
Наверх