Способ проведения испытаний на малом числе образцов для определения надежности жидкостного ракетного двигателя

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ проведения испытаний для определения надежности жидкостного ракетного двигателя, включающий ресурсно-циклические испытания 4÷5 двигателей до предельного состояния на эксплуатационных режимах и 8÷9 двигателей на форсированных режимах со ступенчатым изменением величины режимной нагрузки от двигателя к двигателю. Причем каждый цикл ресурсно-циклических испытаний проводят в течение летного ресурса. При этом испытания двигателей на форсированных режимах ведут до уровня, при котором механизм повреждения сохраняется идентичным механизму повреждения двигателей, испытываемых на эксплуатационных режимах. Технический результат заключается в возможности получения результатов испытаний, обеспечивающих высокоточное определение надежности ЖРД в эксплуатационных условиях. Изобретение обеспечивает повышение точности определения технического ресурса за счет привлечения результатов всех испытаний и закономерностей изменения ресурса двигателя в более широком диапазоне режимов, выбираемым оптимальным образом. 1 ил.

 

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Известен способ определения надежности жидкостного ракетного двигателя (Пастухов А.И., Орлова Л.И., Капгер В.В., Общероссийский научно-технический журнал «Полет» 1/2015 (сс. 14-16)), включающий огневые циклические испытания нескольких двигателей до предельного состояния (в количестве 10-15 штук) по штатной программе работы двигателя в полете, т.е. только на эксплуатационных режимах, после чего по полученным значениям наработки двигателей до предельного состояния определяют надежность ЖРД с использованием толерантных пределов.

Указанный способ обеспечивает воспроизведение возможных сочетаний различных нагрузок на каждом цикле испытаний только в эксплуатационном диапазоне режимов работы, вследствие чего требует относительно большой наработки и числа испытываемых образцов двигателей.

Прототипом предлагаемого изобретения является раскрытый в ГОСТ Р 56099-2014, введенном в действие 01.03.2015, способ проведения утяжеленных испытаний, включающий испытания до предельного состояния 4÷6 двигателей в эксплуатационных условиях и 8÷12 двигателей на форсированных режимах со ступенчатым изменением не менее чем на ±2% номинала величины режимной нагрузки от двигателя к двигателю с выдержкой на каждом уровне в течение заданного времени, при этом испытания двигателей на форсированных режимах ведут до уровня, при котором механизм повреждения утрачивает идентичность механизму повреждения двигателей, испытываемых на эксплуатационных режимах. Известный способ проведения утяжеленных испытаний используется для определения вероятности отказа двигателя от заданной наработки, эквивалента наработки и коэффициента утяжеления испытаний.

В качестве недостатка известного способа следует отметить, что результаты испытаний, полученные при проведении испытаний двигателей на форсированных режимах до уровня, при котором механизм повреждения утрачивает идентичность механизму повреждения двигателей, испытываемых на эксплуатационных режимах, являются непредставительными для определения надежности ЖРД в эксплуатационных условиях, в связи с чем, известный из прототипа способ испытаний не нашел практического применения при создании современных жидкостных ракетных двигателей в отечественном двигателестроении.

Задачей, на решение которой направлено изобретение, является создание способа проведения испытаний, предназначенного для определения надежности жидкостного ракетного двигателя, позволяющего снизить финансовые и материальные затраты на создание ЖРД.

Технический результат заключается в возможности получения результатов испытаний, обеспечивающих высокоточное определение надежности ЖРД в эксплуатационных условиях.

Для достижения технического результата предложен способ проведения испытаний для определения надежности жидкостного ракетного двигателя, включающий ресурсно-циклические испытания 4÷5 двигателей до предельного состояния на эксплуатационных режимах и 8÷9 двигателей на форсированных режимах со ступенчатым изменением величины режимной нагрузки от двигателя к двигателю. Причем каждый цикл ресурсно-циклических испытаний проводят в течение летного ресурса. При этом испытания двигателей на форсированных режимах ведут до уровня, при котором механизм повреждения сохраняется идентичным механизму повреждения двигателей, испытываемых на эксплуатационных режимах.

Под предельным состоянием ЖРД понимается такое состояние, когда дальнейшее его испытание невозможно или нецелесообразно из-за отклонений его основных характеристик за допустимые пределы или ввиду возможного разрушения его конструкции. Основные характеристики и признаки, определяющие время наступления предельного состояния двигателя, устанавливаются в конструкторской документации.

Признаками предельного состояния могут служить трещины и разрушения элементов конструкции двигателя, повышенный момент страгивания ротора ТНА, выход основных параметров (например, экономичности) за допустимые пределы и другие дефекты, которые определены в конструкторской документации.

В качестве основных режимных параметров используют давление и соотношение компонентов в камере, обороты ТНА, температуру генераторного газа, уровень пульсации и вибрации и другие параметры, характеризующие тепловые, статические и динамические нагрузки на элементы двигателя.

Предлагаемое изобретение графически показано на фигуре (режим форсирования на примере ступенчатого повышения давления (Рк) в камере двигателя).

Как показано на фигуре проводят ресурсно-циклические испытания одной выборки двигателей до предельного состояния на эксплуатационных режимах и второй выборки двигателей на форсированных режимах со ступенчатым изменением величины режимной нагрузки от двигателя к двигателю. Причем каждый цикл ресурсно-циклических испытаний проводят в течение летного ресурса. При этом испытания двигателей на форсированных режимах ведут до уровня, при котором механизм повреждения сохраняется идентичным механизму повреждения двигателей, испытываемых на эксплуатационных режимах.

Надежность ЖРД - это вероятность выполнения двигателем заданных выходных функций в требуемых условиях эксплуатации. Для обеспечения требуемой точности определения надежности ЖРД необходимо создать такие условия проведения испытаний, которые позволят получить наиболее представительные результаты испытаний, а именно: необходимо каждый цикл ресурсно-циклических испытаний двигателей проводить в течение летного ресурса, а испытания двигателей на форсированных режимах проводить до уровня, при котором механизм повреждения сохраняется идентичным механизму повреждения двигателей, испытываемых на эксплуатационных режимах. Только при соблюдении вышеуказанных условий можно адекватно оценить надежность ЖРД без дополнительных экономических и временных затрат.

После чего по полученным экспериментальным данным о наработке двигателей до предельного состояния и действующих нагрузках определяют закономерность изменения технического ресурса ЖРД от режимов испытаний и надежность двигателя.

За количественную меру действующей нагрузки принимают среднеинтегральную величину параметра (X) по всем испытаниям данного двигателя, определяемую уровнем и длительностью стационарного режима по соотношению:

где Xij, τij - измеренное значение параметра и, соответственно, длительности работы рассматриваемого экземпляра двигателя на j-ом режиме в i-ом испытании;

Т - наработка данного двигателя до предельного состояния (технический ресурс).

В качестве исходной формы связи между техническом ресурсом (Т) и параметрами режимов испытаний (X1, Х2, …, ), используют модели вида:

- среднее значение наработки ЖРД до предельного состояния по результатам испытаний N двигателей;

- коэффициенты уравнения, определяемые методом наименьших квадратов по экспериментальном данным ресурсных испытаний двигателей до предельного состояния;

bK - показатель степени при k-ом влияющем факторе;

- число факторов в уравнении регрессии.

Обоснование и выбор приемлемого уравнения связи Т(Х) по результатам ресурсных испытаний двигателей до предельного состояния осуществляется методом многофакторного корреляционно-регрессионного анализа с учетом физической роли факторов, ряда статистических показателей совершенства моделей (коэффициента множественной корреляции, F - критерия Фишера для проверки значимости индивидуальных коэффициентов и всего уравнения, величины стандартной ошибки остаточной вариации наработки и результатов проверки адекватности модели имеющимся экспериментальным данным).

В качестве наилучшего принимают эмпирическое уравнение, отражающее физическую сущность влияния режимов испытаний на технический ресурс и надежность двигателя и имеющее наибольший коэффициент множественной корреляции при наименьшей остаточной вариации.

Оценка надежности двигателя по результатам ресурсных испытаний до предельного состояния определяется величиной нормированного запаса работоспособности двигателя - отношением запаса по ресурсу (Т(Х)-ТЛ) к его среднему квадратическому отклонению σ.

Чем больше запас по ресурсу и меньше его разброс, тем выше нормированная величина, а следовательно, выше и величина надежности двигателя.

Функция надежности для расчета надежности двигателя с применением зависимостей технического ресурса (T) от режимов испытании (X) имеет вид:

где Тл - требуемое время работы двигателя в полете (летный ресурс), устанавливается для каждого двигателя в зависимости от выполняемых задач.

Оценки характеристик регрессионных зависимостей и надежности двигателя по результатам многократных испытаний до предельного состояния на эксплуатационных и форсированных режимах испытаний определяют по расчетным соотношениям, приведенным в таблицах (П. 9) математической статистики Давид К. Ллойд и Мирон Липов «Надежность, организация исследования, методы, математический аппарат». Издательство «Советское радио», Москва - 1964 г.

Определение надежности ЖРД по результатам испытаний, полученных предложенным способом, построено на результатах исследований механизма повреждения и закономерности изменения технического ресурса двигателя от режимных параметров, характеризующих статические, тепловые и динамические нагрузки на элементы ЖРД при ресурсных испытаниях двигателей до предельного состояния.

Пример. Проведенный корреляционно-регрессионный анализ результатов 101 испытания современного ЖРД до предельного состояния 14 двигателей (5 двигателей на эксплуатационных режимах и 9 двигателей на форсированных режимах) показал, что технический ресурс двигателя (Т) зависит от давления в камере на режимах форсирования (Ркф) и дросселирования (Ркдр) и соотношения компонентов (Km):

где параметры Ркф и Ркдр имеют размерность кгс/см2.

Оценка надежности ЖРД с применением полученной зависимости (6) технического ресурса от режимов испытаний 14 двигателей до предельного состояния составляет 0,9975.

Для сравнения отметим, что для подтверждения такого же уровня надежности ЖРД для пилотируемых полетов ракетно-космической техники - 0,9975 предложенным способом определения надежности по наработке до предельного состояния на эксплуатационных и форсированных режимах потребуется провести всего 60 испытаний на летный ресурс, то есть в 1,5-2 раза меньше по сравнению с известными в настоящее время методиками проведения испытаний.

Таким образом, использование предложенного способа определения надежности ЖРД по малому числу испытываемых образцов до предельного состояния на эксплуатационных и форсированных режимах обеспечивает возможность высокоточного определения надежности за счет привлечения результатов всех испытаний и закономерности изменения ресурса двигателя в более широком диапазоне режимов работы.

Способ проведения испытаний для определения надежности жидкостного ракетного двигателя, включающий ресурсно-циклические испытания 4÷5 двигателей до предельного состояния на эксплуатационных режимах и 8÷9 двигателей на форсированных режимах со ступенчатым изменением величины режимной нагрузки от двигателя к двигателю, отличающийся тем, что каждый цикл ресурсно-циклических испытаний проводят в течение летного ресурса, при этом испытания двигателей на форсированных режимах ведут до уровня, при котором механизм повреждения сохраняется идентичным механизму повреждения двигателей, испытываемых на эксплуатационных режимах.



 

Похожие патенты:

Предлагаемое изобретение относится к способам технической диагностики дефектов подшипников качения турбомашины, а также для создания систем диагностики. Техническим результатом изобретения является повышение надежности диагностики технического состояния подшипника качения ротора турбомашины на ранней стадии развития дефекта.

Изобретение может быть использовано в системах управления для двигателей внутреннего сгорания. Устройство управления для двигателя внутреннего сгорания включает в себя электронный модуль управления.

Динамический метод контроля тяги двигателей летательного аппарата в полете заключающийся в том, что тяга двигателей летательного аппарата в полете определяется как произведение некоторой израсходованной массы топлива на отношение произведения горизонтального ускорения летательного аппарата с некоторой конкретной горизонтальной скорости летательного аппарата при конкретном режиме изменения работы двигателей при конкретном положении органов управления летательного аппарата, конкретных параметрах среды полета и высоты полета летательного аппарата на горизонтальное ускорение летательного аппарата с некоторой конкретной горизонтальной скорости летательного аппарата при конкретном режиме изменения работы двигателей при конкретном положении органов управления летательного аппарата, конкретных параметрах среды полета и высоты полета летательного аппарата без некоторой израсходованной массы топлива к разности горизонтального ускорения летательного аппарата с некоторой конкретной горизонтальной скорости летательного аппарата при конкретном режиме изменения работы двигателей при конкретном положении органов управления летательного аппарата, конкретных параметрах среды полета и высоты полета летательного аппарата без некоторой израсходованной массы топлива и горизонтального ускорения летательного аппарата с некоторой конкретной горизонтальной скорости летательного аппарата при конкретном режиме изменения работы двигателей при конкретном положении органов управления летательного аппарата, конкретных параметрах среды полета и высоты полета летательного аппарата.

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей (ГТД), а именно к контролю их технического состояния во время эксплуатации для принятия решения по их обслуживанию и дальнейшей эксплуатации.

Изобретение относится к установкам стендов полунатурного моделирования с замкнутой топливной системой для испытаний систем автоматического управления, в частности газотурбинного двигателя (ГТД), и может быть использовано для моделирования процессов заполнения или опорожнения топливных коллекторов при испытаниях топливорегулирующей аппаратуры.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам испытаний авиационных газотурбинных двигателей. Способ ресурсных испытаний газотурбинного двигателя включает разбиение рабочей области частоты вращения ротора с рабочими лопатками на несколько диапазонов и наработку в каждом диапазоне времени нагружения Т, по прохождении которой при отсутствии повреждений на рабочих лопатках делают вывод о подтверждении ресурса.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам испытаний газотурбинных двигателей (ГТД). При осуществлении предложенного способа ГТД выводят на максимальный режим работы.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для тарировки индикаторных диаграмм. Технической задачей изобретения является обеспечение быстрого, точного и надежного способа тарировки индикаторной диаграммы при безразборной диагностике поршневых двигателей внутреннего сгорания по результатам косвенного индицирования в эксплуатационных условиях.

Изобретение относится к области испытания и технического диагностирования машин, в частности к встроенным контрольно-измерительным приборам машин, оснащенных двигателями внутреннего сгорания.

Группа изобретений относится к области диагностики двигателя внутреннего сгорания. Техническим результатом является повышение точности регулирования двигателя путем измерения влажности окружающей среды в процессе движения транспортного средства.

Стенд для измерения стартовых параметров активно-реактивного выстрела или реактивного патрона содержит двигатель с платформой, закрепленный на станине с возможностью осевого перемещения и поджатый к силоизмерителю, и датчик давления, установленный в переднем дне двигателя.

Изобретение относится к торсиометру, содержащему корпус (12), в котором может поступательно перемещаться подвижный элемент (14), перемещающийся в продольном направлении под воздействием осевого давления, представляющего предназначенный для измерения момент вращения.

Изобретение относится к области машиностроения и направлено на совершенствование установок для стендовых испытаний регуляторов расхода газа. Предлагаемая стендовая установка для определения величины шарнирного момента регуляторов расхода газа содержит установленные в камеру сгорания заряд твердого топлива и воспламенитель, регулятор расхода с регулирующим элементом и привод, между которыми установлен датчик кинематических характеристик.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при испытаниях сопел ракетных двигателей больших степеней расширения с целью их отработки и подтверждения работоспособности.

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 области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей. Способ проведения испытаний для определения надежности жидкостного ракетного двигателя, включающий ресурсно-циклические испытания 4÷5 двигателей до предельного состояния на эксплуатационных режимах и 8÷9 двигателей на форсированных режимах со ступенчатым изменением величины режимной нагрузки от двигателя к двигателю. Причем каждый цикл ресурсно-циклических испытаний проводят в течение летного ресурса. При этом испытания двигателей на форсированных режимах ведут до уровня, при котором механизм повреждения сохраняется идентичным механизму повреждения двигателей, испытываемых на эксплуатационных режимах. Технический результат заключается в возможности получения результатов испытаний, обеспечивающих высокоточное определение надежности ЖРД в эксплуатационных условиях. Изобретение обеспечивает повышение точности определения технического ресурса за счет привлечения результатов всех испытаний и закономерностей изменения ресурса двигателя в более широком диапазоне режимов, выбираемым оптимальным образом. 1 ил.

Наверх