Способ имитации высотных условий при испытании ракетных двигателей

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при испытаниях сопел ракетных двигателей больших степеней расширения с целью их отработки и подтверждения работоспособности. При имитации высотных условий при испытании ракетных двигателей тепловые, механические и газодинамические нагрузки на сопло создают продукты сгорания ракетного двигателя, которые отводят в атмосферу с использованием выхлопного диффузора и эжекторной установки. Продукты сгорания разделяют на части, меньшие из которых, протекающие вдоль стенки сопла, создают на ней штатные нагрузки, а большую часть продуктов сгорания используют в качестве эжектирующего газа для эжекции меньшей их части. Изобретение позволяет обеспечить имитацию высотных условий при испытаниях ракетного двигателя без необходимости генерации отдельного эжектирующего газа. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для отработки ракетных двигателей больших тяг с соплами больших степеней расширения.

Продукты сгорания ракетных двигателей с низким значением давления на срезе сопла для испытания в земных условиях необходимо сжать до атмосферного давления. Тем самым имитируются высотные условия, т.е обеспечивается низкое давление вокруг среза сопла. Известны способы имитации высотных условий (см. книгу А.Г. Галеев "Основы устройства испытательных стендов для отработки жидкостных ракетных двигателей и двигательных установок", г. Пересвет Московская область, 2010, раздел 2.3.2 стр. 87-90) с использованием выходных диффузоров (газодинамических труб) и эжекторных установок с устройствами для охлаждения продуктов сгорания или без них. Для питания эжекторных установок в качестве источника эжектирующего газа используют ресиверы со сжатыми газами, парогенераторы, либо ракетные двигатели, тяга которых в несколько раз больше, чем у испытываемого. К недостаткам указанных способов следует отнести большие затраты на генерацию эжектирующего газа.

Известен способ имитации высотных условий, взятый за прототип изобретения, с использованием диффузора, на выходе из которого установлен эжектор и производится впрыск воды (см. рис 3.14 в книге Шишков А.А., Силин Б.М. Высотные испытания реактивных двигателей. - М.: Машиностроение, 1985. - 208 с, ил.). К недостаткам данного способа можно отнести потребность во внешнем источнике парогаза для эжекции продуктов сгорания.

Изобретение направлено на обеспечение имитации высотных условий при испытании ракетных двигателей без необходимости генерации отдельного эжектирующего газа для подачи в эжекторную установку.

Этот результат достигается за счет того, что тепловые, механические и газодинамические нагрузки на сопло создают продукты сгорания ракетного двигателя, которые отводят в атмосферу с использованием выхлопного диффузора и эжекторной установки, при этом продукты сгорания разделяют на части, и для отвода в атмосферу протекающей вдоль стенки сопла части продуктов сгорания, создающей на ней штатные нагрузки, используют выхлопной диффузор и эжектор, а в качестве эжектирующего газа используют большую часть продуктов сгорания самого испытываемого двигателя. Обеспечение более высокого давления эжектирующего газа по сравнению с эжектируемым достигается размещением входа в выхлопной диффузор эжектирующего газа ближе к критическому сечению, что ведет к уменьшению потерь полного давления в нем. Отсутствие (минимизация) влияния разделяющей потоки стенки на штатное течение эжектируемого газа вдоль стенок испытываемого сопла обеспечивается профилированием разделительной стенки по линии тока эжектируемого газа с поправкой на толщину вытеснения пограничного слоя и остротой ее кромки. Отсутствие влияния впрыска воды с целью охлаждения кромки и внутренней поверхности разделительной стенки на состав продуктов сгорания, протекающих вдоль стенки сопла, обеспечивается тем, что впрыскиваемая вода попадает преимущественно в поток эжектирующего газа. Если испытываемое сопло имеет насадок радиационного охлаждения, то приближение лучистого потока внутри сопла к штатному достигается нанесением на наружную поверхность перегородки теплозащитного покрытия, например, на основе двуокиси циркония.

Условием применимости данной схемы является пренебрежимо малое влияние пограничного слоя со стороны разделительной стенки на параметры течения вдоль стенки сопла, чем ограничивается доля эжектирующего газа и степень приближения кромки разделительной стенки к критическому сечению сопла, а, следовательно, давление эжектирующего газа. Тем самым ограничивается степень расширения сопла, которое можно испытать данным способом. Возможность испытания сопел с еще большими степенями расширения достигается тем, что штатные тепловые, механические и газодинамические нагрузки воспроизводят на участке окружности поперечного сечения сопла, а продукты сгорания, истекающие вдоль остальной части сопла и в ядре потока, используют в качестве эжектирующего газа. Поскольку в осесимметричных соплах тепловые, механические и газодинамические нагрузки являются одинаковыми по всей окружности поперечного сечения сопла, либо циклически меняются в соответствии с количеством форсунок, для подтверждения его работоспособности достаточно воспроизвести штатные нагрузки на отдельных участках этой окружности, угловой размер которых превосходит шаг между форсунками.

Данный способ может комбинироваться с другими известными способами имитации высотных условий: многоступенчатое эжектирование (в том числе с использование дополнительных источников эжектирующего газа, расход которого в этом случае существенно уменьшается), охлаждение продуктов сгорания, профилирование и механизация выходного диффузора и др.

Изобретение поясняется чертежом (см. фиг. 1), на котором схематично изображен газодинамический тракт, реализующий заявляемый способ по п. 1 имитации высотных условий при испытании ракетных двигателей. На фиг. 2 изображен газодинамический тракт, реализующий заявляемый способ по п. 2. На фиг. 3 поперечное сечение А-А тракта в месте разделения потоков. На фиг. 4 изображено сечение стенки выхлопного диффузора, прилегающей к стенке сопла.

Продукты сгорания, истекающие из сопла камеры ракетного двигателя 1, разделяют перегородкой 2, которую профилируют по линии тока штатного потока. Продукты сгорания 3, протекающие вдоль этой части сопла, тормозят в выхлопном диффузоре 4 и эжектируют в эжекторе 5 оставшейся большей частью продуктов сгорания, отбираемой из ядра потока, которые тормозят в выхлопном диффузоре 6.

Для сопел с большими степенями расширения (см. фиг. 2) штатные тепловые, механические и газодинамические нагрузки воспроизводят на меньшей части 7 окружности поперечного сечения сопла ракетного двигателя 1. Продукты сгорания 3, протекающие вдоль этой части сопла, тормозят в выхлопном диффузоре 4 и эжектируют в эжекторе 5 оставшейся большей частью продуктов сгорания 11. Для уменьшения потерь полного давления при торможении эти продукты сгорания отбирают в сечении 8 вблизи критического сечения сопла, тормозят в выхлопном диффузоре 6 и подают в коллектор эжектирующего газа 9 эжектора 5. Для обеспечения штатного истечения продуктов сгорания 3 поверхности 10 разделительной стенки 2 профилируют по линии тока штатного потока с поправкой на толщину вытеснения пограничного слоя. Для приближения механических нагрузок на сопло к штатным, давление от продуктов сгорания через полости 12 передается на закрытую от соприкосновения с потоком продуктов сгорания часть сопла.

Уменьшение текущих затрат на проведение испытаний при использовании данного способа по сравнению с известными заключается в отсутствии затрат на генерацию активного газа для эжекторной установки. Так при использовании для этого двигателя большей размерности расход топлива на проведение испытания уменьшается на порядок, что быстро компенсирует дополнительные затраты на воду высокого давления для охлаждения разделительной кромки и несколько более сложную конструкцию газоотводящего тракта. Экономия капитальных затрат связана с отказом от дорогостоящей инфраструктуры производства активного газа. Для высоковакуумных стендов двигателей больших тяг данные капитальные затраты исчисляются миллиардами рублей.

1. Способ имитации высотных условий при испытании ракетных двигателей, при котором тепловые, механические и газодинамические нагрузки на сопло создают продукты сгорания ракетного двигателя, которые отводят в атмосферу с использованием выхлопного диффузора и эжекторной установки, отличающийся тем, что продукты сгорания разделяют на части, меньшей из которых, протекающей вдоль стенки сопла, создают на ней штатные нагрузки, а большую часть продуктов сгорания используют в качестве эжектирующего газа для эжекции меньшей их части.

2. Способ имитации высотных условий при испытании ракетных двигателей по п. 1, отличающийся тем, что штатные тепловые, механические и газодинамические нагрузки воспроизводят на участках поверхности сопла, для чего пристеночный слой продуктов сгорания разделяют на части, меньшие из которых создают штатные нагрузки на прилегающих участках сопла, а остальные объединяют с продуктами сгорания ядра потока и используют в качестве эжектирующего газа для эжекции меньших частей продуктов сгорания.



 

Похожие патенты:

Устройство для диагностики технического состояния механизмов относится к измерительной технике и может быть использовано для диагностики технического состояния возвратно-поступательных механизмов и других механизмов циклического действия по их вибрационным характеристикам как в автомобильном, железнодорожном, авиационном, морском, речном и других видах транспорта, так и в различной механической технике.

Изобретение относится к испытаниям газотурбинных двигателей, в частности к способам испытаний для определения высотно-скоростных характеристик газотурбинных двигателей в имитируемых полетных условиях по схеме с присоединенным трубопроводом, и может найти применение в авиационной промышленности.

Изобретение относится к области контроля и диагностики систем электроискрового зажигания (СЭЗ) двигателя внутреннего сгорания (ДВС) или банка ДВС с числом цилиндров 2÷6.

Изобретение предназначено для использования в управлении периодичностью профилактического технического обслуживания объектов. Способ эксплуатации технического объекта заключается в том, что устанавливают периодичность технического обслуживания объекта по наработке и допустимую интенсивность отказов по отношению к наработке.

Изобретение относится к измерительной технике: устройству приборов, предназначенных для определения скорости горения твердых топлив (ТТ), используемых в аппаратах для глубоководных систем, ствольных системах различного назначения и др., работающих при высоких давлениях (от двадцати до сотен мегапаскалей).

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к стендам для испытания (обкатки) и диагностики двигателей внутреннего сгорания, мобильной авиационной техники малой мощности.

Группа изобретений относится к области очистки отработавших газов. Техническим результатом является надежность работы устройства очистки отработавших газов.

Изобретение относится к области диагностирования технического состояния авиационных газотурбинных двигателей с учетом конкретных условий эксплуатации. Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного способа, является более полное использование потенциальных возможностей основных деталей двигателя по ресурсу за счет применения усовершенствованного механизма подсчета накопленной поврежденности.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при контроле системы охлаждения турбинных лопаток газотурбинных двигателей. Заявлен способ контроля системы охлаждения лопаток турбины газотурбинного двигателя, характеризующийся тем, что устанавливают лопатку турбины в приспособлении, осуществляют продувку каналов охлаждения лопатки турбины рабочей средой, применяют в качестве рабочей среды воздух, оценивают бесконтактным методом систему охлаждения лопатки турбины и контролируют скорость выхода воздуха из каналов охлаждения лопаток турбины.

Изобретение может быть использовано в системах управления для двигателей внутреннего сгорания. Предлагаются способы для обнаружения дисбаланса топливно-воздушной смеси, характерного для некоторого цилиндра двигателя.

Изобретение относится к измерительной технике: устройству приборов, предназначенных для определения скорости горения твердых топлив (ТТ), используемых в аппаратах для глубоководных систем, ствольных системах различного назначения и др., работающих при высоких давлениях (от двадцати до сотен мегапаскалей).

Стенд для испытания герметизирующей заглушки углового сопла включает основание, емкость пневмодавления, электропневмоклапан, дроссельную шайбу, переходник для монтажа испытуемой заглушки, имитатор раструба сопла, системы измерения и видеонаблюдения.

Изобретение относится к испытаниям жидкостных ракетных двигателей малой тяги. Устройство состоит из упругой балки с двумя силоизмерительными датчиками (весоизмерительным и задающим), на которой крепится испытуемое изделие и измерительный датчик, узла подвеса, силозадающего устройства сильфонного типа, смонтированных в едином корпусе.

Изобретение относится к испытаниям жидкостных ракетных двигателей малой тяги. Устройство для измерения массы жидких компонентов топлива при работе ракетного двигателя малой тяги в режиме одиночных включений и в импульсных режимах, состоящее из электропневмоклапана, градуированных стеклянных трубок различного диаметра, при этом каждая трубка соединена с общим коллектором с помощью электропневмоклапанов и отсечного электропневмоклапана, согласно изобретению между полостью наддува устройства и выходным коллектором установлен датчик перепада давлений с возможностью измерения перепада давлений до и после пуска двигателя при достижении стабилизации показаний датчика и передачи сигнала в компьютерную систему измерения, обработки и отображения информации, а трубки содержат компоненты топлива, их количество, диаметр и длина обеспечивают работу двигателя от минимального единичного включения двигателя до режима с максимальным числом и длительностью импульсов при работе двигателя в импульсном режиме.

Изобретение относится к способам определения остатков жидкости в топливном баке и может быть использовано при экспериментальной отработке систем питания объектов ракетно-космической отрасли, в которых используют диафрагменные топливные баки малой емкости.

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.

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 ракетной технике и может быть использовано при испытаниях сопел ракетных двигателей больших степеней расширения с целью их отработки и подтверждения работоспособности. При имитации высотных условий при испытании ракетных двигателей тепловые, механические и газодинамические нагрузки на сопло создают продукты сгорания ракетного двигателя, которые отводят в атмосферу с использованием выхлопного диффузора и эжекторной установки. Продукты сгорания разделяют на части, меньшие из которых, протекающие вдоль стенки сопла, создают на ней штатные нагрузки, а большую часть продуктов сгорания используют в качестве эжектирующего газа для эжекции меньшей их части. Изобретение позволяет обеспечить имитацию высотных условий при испытаниях ракетного двигателя без необходимости генерации отдельного эжектирующего газа. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх