JPH11107858A - Engine testing device - Google Patents
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- JPH11107858A JPH11107858A JP26634997A JP26634997A JPH11107858A JP H11107858 A JPH11107858 A JP H11107858A JP 26634997 A JP26634997 A JP 26634997A JP 26634997 A JP26634997 A JP 26634997A JP H11107858 A JPH11107858 A JP H11107858A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、ロケットエンジン
等の燃焼試験に使用される低圧室（チャンバー）を有す
るエンジン試験装置に関するものである。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to an engine test apparatus having a low-pressure chamber (chamber) used for a combustion test of a rocket engine or the like.
【０００２】[0002]
【従来の技術】従来のロケットエンジンの試験装置を図
４に示す。試験用のロケットエンジン３０を収納するチ
ャンバー（低圧室）１１の出口には超音速ディフューザ
１２が配置されている。ディフューザ１２の表面には冷
却通路２８がある。貯水槽２２は、水ライン２３により
水ポンプ２１を介して冷却通路２８へつながれている。2. Description of the Related Art A conventional rocket engine test apparatus is shown in FIG. A supersonic diffuser 12 is disposed at an outlet of a chamber (low-pressure chamber) 11 that houses a test rocket engine 30. On the surface of the diffuser 12 is a cooling passage 28. The water storage tank 22 is connected to a cooling passage 28 via a water pump 21 by a water line 23.
【０００３】水素ガス気蓄器１６から弁９、調圧弁２、
弁１０を順次介して液体水素ランタンク１３につながれ
る。また液体水素ランタンク１３は弁３、弁６、弁７を
順次経て試験用ロケットエンジン３０につながれる。さ
らに弁９の入口側から分岐して、弁８、蒸発器１５、昇
圧ポンプ１４、弁５を順次経て弁３の出口に合流する。[0003] From the hydrogen gas storage 16 to the valve 9, the pressure regulating valve 2,
It is connected to the liquid hydrogen run tank 13 via the valve 10 in order. The liquid hydrogen run tank 13 is connected to a test rocket engine 30 via a valve 3, a valve 6, and a valve 7 in that order. Further, it branches off from the inlet side of the valve 9 and joins the outlet of the valve 3 through the valve 8, the evaporator 15, the booster pump 14, and the valve 5 sequentially.
【０００４】ＬＮ2 貯槽１７は昇圧ポンプ１９、蒸発器
２０、窒素ガス気蓄器１８を順次経てノズル型エジェク
ター１４につながれる。[0004] The LN 2 storage tank 17 is connected to the nozzle type ejector 14 through a pressure boosting pump 19, an evaporator 20, and a nitrogen gas storage 18 in this order.
【０００５】なお図中、２９は酸化剤ラインである。以
上において、試験用ロケットエンジン３０の試験中、窒
素ガス気蓄器１８から所定圧の窒素 ガスがノズル型エ
ジェクター１４に供給され、一次流として噴出する。一
次流が超音速ディフューザ１２を流れチャンバー１１内
のガスを排気し、所定の低圧にする。[0005] In the figure, reference numeral 29 denotes an oxidizing agent line. In the above, during the test of the test rocket engine 30, the nitrogen gas of the predetermined pressure is The gas is supplied to the nozzle type ejector 14 and is ejected as a primary stream. The primary flow flows through the supersonic diffuser 12 to exhaust gas in the chamber 11 to a predetermined low pressure.
【０００６】なお、昇圧ポンプ１９等のＬＮ2 貯槽１７
側のラインは窒素ガス気蓄器１８への供給系である。Incidentally, the LN 2 storage tank 17 such as the booster pump 19 is used.
The line on the side is a supply system to the nitrogen gas storage device 18.
【０００７】一方、水素ガス気蓄器１６、調圧弁２、弁
１０を経て所定圧の水素ガスが液体水素ランタンク１３
へ供給される。これにより、液体水素が弁３、６、７を
経て、燃料としてエンジン３０に供給され、エンジン３
０が作動する。On the other hand, a predetermined pressure of hydrogen gas is supplied to the liquid hydrogen run tank 13 through the hydrogen gas storage 16, the pressure regulating valve 2, and the valve 10.
Supplied to As a result, liquid hydrogen is supplied to the engine 30 as fuel through the valves 3, 6, and 7,
0 activates.
【０００８】また試験中の超音速ディフューザ１２は、
水ポンプ２１により冷却通路１３へ水が供給され、冷却
される。The supersonic diffuser 12 under test is
Water is supplied to the cooling passage 13 by the water pump 21 to be cooled.
【０００９】[0009]
【発明が解決しようとする課題】上記従来技術は、次の
ような問題点があった。The above prior art has the following problems.
【００１０】（１） ロケットエンジン等の燃焼ガス
は、運動量が大きく、一般的にエジェクター一次流に使
用してきた窒素や水では大きな質量流量を必要とした。
このため別個に窒素や水の供給設備を設置し、さらに設
備は大きな物となっていた。(1) The combustion gas of a rocket engine or the like has a large momentum, and a large mass flow rate is generally required for nitrogen and water used for the primary flow of the ejector.
For this reason, nitrogen and water supply facilities were separately installed, and the facilities were large.
【００１１】（２） ロケットエンジン等の燃焼ガスは
高温のため、これを冷却するのに大量の水をディフュー
ザ冷却通路に供給してきた。このため別個に水供給設備
を設置し、設備は大きな物となっていた。(2) Since the combustion gas of a rocket engine or the like has a high temperature, a large amount of water has been supplied to the diffuser cooling passage to cool the combustion gas. For this reason, a separate water supply facility was installed, and the facility was large.
【００１２】（３） エジェクター一次流は、気体であ
る必要があるため、そのための昇圧ポンプ等の昇圧気化
装置と気蓄器が必要であった。(3) Since the primary flow of the ejector needs to be a gas, a pressurizing vaporizer such as a pressurizing pump and a gas accumulator are required.
【００１３】本発明は上記問題点を解決することを課題
とする。An object of the present invention is to solve the above problems.
【００１４】[0014]
【課題を解決するための手段】本発明は上記課題を解決
するため次の手段を講ずる。The present invention employs the following means to solve the above-mentioned problems.
【００１５】（１） 試験用エンジンを収納するチャン
バーと、同チャンバー減圧式のためのガス排出手段とを
有するエンジン試験装置において、上記ガス排出手段を
周囲から一次流を噴出するアニュラー型のエジェクター
式とするとともに上記試験用エンジンの給油の一部を上
記一次流として供給する一次流供給手段を設けた。(1) In an engine test apparatus having a chamber for accommodating a test engine and gas exhaust means for depressurizing the chamber, an annular ejector type ejecting a primary flow from the periphery of the gas exhaust means. And a primary flow supply means for supplying a part of the refueling of the test engine as the primary flow.
【００１６】以上において、試験用エンジンの試験時、
一次流供給手段により試験用エンジンの給油の一部が減
圧のためのガス排出手段に一次流として供給される。こ
の一次流によるエジェクター作用によりチャンバー内の
ガスは排出され、所定圧に減圧される。このようにし
て、簡単な装置で、安価にエンジンの試験が可能とな
る。In the above, when testing the test engine,
A part of the refueling of the test engine is supplied as a primary flow to the gas discharge means for decompression by the primary flow supply means. The gas in the chamber is discharged by the ejector action by this primary flow, and the pressure is reduced to a predetermined pressure. In this way, the engine can be tested at low cost with a simple device.
【００１７】（２） 試験用エンジンを収納するチャン
バーと、同チャンバーの減圧のためのガス排出手段とを
有するエンジン試験装置において、上記ガス排出手段を
冷却する冷却手段と、上記試験用エンジンの給油の一部
を上記冷却手段へ冷却材として供給する冷却供給手段と
を設けた。(2) In an engine test apparatus having a chamber for accommodating a test engine and gas exhaust means for depressurizing the chamber, a cooling means for cooling the gas exhaust means, and refueling of the test engine And a cooling supply unit for supplying a part of the above as a coolant to the cooling unit.
【００１８】以上において、試験用エンジンの試験時、
チャンバー内は減圧のためのガス排出手段により所定の
低圧にされる。一方、その間のガス排出手段の冷却は、
冷却手段が冷却供給手段から試験用エンジンの給油の一
部を冷却材として受けて行う。このようにして、簡単な
装置で、安価にエンジンの試験が可能となる。In the above, when testing the test engine,
The inside of the chamber is set to a predetermined low pressure by a gas discharging means for reducing the pressure. On the other hand, cooling of the gas exhaust means during that time
The cooling means receives a part of the refueling of the test engine as a coolant from the cooling supply means. In this way, the engine can be tested at low cost with a simple device.
【００１９】（３） 上記（２）において、上記ガス排
出手段を周囲から一次流を噴出するアニュラー型のエジ
ェクター式とし、かつ上記冷却手段を、上記アニュラー
型のガス排出手段の周面に上記冷却材を流す一体型とす
るとともに同冷却材を上記ガス排出手段の一次流とし上
記冷却供給手段を省くとともに一次流兼冷却供給手段と
した。(3) In the above (2), the gas discharging means is an annular type ejector for ejecting a primary flow from the surroundings, and the cooling means is provided on the peripheral surface of the annular gas discharging means. The cooling material was used as the primary flow of the gas discharge means, and the cooling supply means was omitted, and the cooling material was used as the primary flow and cooling supply means.
【００２０】以上において、試験用エンジンの試験時、
一次流兼冷却供給手段により、試験用ロケットエンジン
の給油の一部が一体型、かつアニュラー型のガス排出手
段に送られる。すると給油はガス排出手段の周面を冷却
材として流れ、冷却後、一次流として噴出する。この一
次流によるエジェクター作用によりチャンバー内のガス
は排出され、減圧される。このようにして、装置が非常
に簡単になり、安価にエンジンの試験が可能となる。In the above, when testing the test engine,
By the primary flow and cooling supply means, a part of the refueling of the test rocket engine is sent to an integrated and annular type gas discharge means. Then, the refueling flows on the peripheral surface of the gas discharging means as a coolant, and after cooling, is ejected as a primary flow. The gas in the chamber is exhausted and depressurized by the ejector action by this primary flow. In this way, the device becomes very simple and the engine can be tested inexpensively.
【００２１】[0021]
（１） 本発明の実施の第１形態を図１により説明す
る。なお、従来例で説明した部分は、同一の番号をつけ
説明を省略し、この発明に関する部分を主体に説明す
る。(1) A first embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. The parts described in the conventional example are assigned the same reference numerals, and the description thereof will be omitted. The parts related to the present invention will be mainly described.
【００２２】チャンバー１１の出口には超音速ディフュ
ーザ１２が設けられる。超音速ディフューザ１２の接続
部には周囲に一次流の噴口ａを持つアニュラー型エジェ
クターが設けられ、出口マニホルド３４を介して外面の
冷却通路２８に接続される。A supersonic diffuser 12 is provided at an outlet of the chamber 11. An annular type ejector having a primary flow nozzle a is provided at a connection portion of the supersonic diffuser 12, and is connected to an outer cooling passage 28 through an outlet manifold 34.
【００２３】液体または気体燃料供給装置３１から燃料
が試験用ロケットエンジン３０に供給される。また液体
または気体燃料供給装置３１からエジェクター一次流供
給装置（一次流兼冷却供給手段）３２、入口マニホルド
３３を順次介して冷却通路１３につながれる。Fuel is supplied to the test rocket engine 30 from a liquid or gaseous fuel supply device 31. The liquid or gaseous fuel supply device 31 is connected to the cooling passage 13 via an ejector primary flow supply device (primary flow / cooling supply means) 32 and an inlet manifold 33 in that order.
【００２４】以上において、ロケットエンジン３０の試
験時、エジェクター一次流供給装置３２は液体または気
体燃料供給装置３１から燃料の一部を受け所定圧の液体
またはガスとして入口マニホルド３３、冷却通路２８
（液体の場合はこの過程でガス化）、出口マニホルド３
４を順次経てアニュラー型エジェクター３５の噴口ａよ
り一次流として噴出する。これによりチャンバー１１内
は所定の低圧に減圧される。一方、超音速ディフューザ
１２は、冷却通路２８を流れる液体またはガスにより冷
却される。In the above, during the test of the rocket engine 30, the ejector primary flow supply device 32 receives a part of the fuel from the liquid or gaseous fuel supply device 31 and converts it into a liquid or gas at a predetermined pressure as the inlet manifold 33 and the cooling passage 28.
(In the case of liquid, gasification occurs in this process), outlet manifold 3
After that, the gas is ejected from the ejection port a of the annular type ejector 35 as a primary flow. Thus, the pressure inside the chamber 11 is reduced to a predetermined low pressure. On the other hand, the supersonic diffuser 12 is cooled by the liquid or gas flowing through the cooling passage 28.
【００２５】このように、分子量の小さいロケットエン
ジン３０の燃料をエジェクター３５の一次流として利用
するので、噴口ａでの流出速度が速くなり、質量流量は
小さく抑えられる。したがって、一次流供給装置３２は
極めて簡単になり、安価になる。また従来のように水ポ
ンプ２１等の冷却設備が不要となり、安価になる。As described above, since the fuel of the rocket engine 30 having a small molecular weight is used as the primary flow of the ejector 35, the outflow speed at the injection port a is increased, and the mass flow rate is suppressed. Therefore, the primary flow supply 32 is very simple and inexpensive. Further, cooling equipment such as the water pump 21 is not required unlike the related art, and the cost is reduced.
【００２６】（２） 本発明の実施の第２形態を図２に
より説明する。なお、従来例で説明した部分は、同一の
番号をつけ説明を省略し、この発明に関する部分を主体
に説明する。(2) A second embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. The parts described in the conventional example are assigned the same reference numerals, and the description thereof will be omitted. The parts related to the present invention will be mainly described.
【００２７】弁８の出口より分岐し、弁１、調圧弁２
４、弁２を順次経て入口マニホルド３３につながれる。Branching from the outlet of valve 8, valve 1, pressure regulating valve 2
4. Connected to the inlet manifold 33 via the valve 2 sequentially.
【００２８】以上において、ロケットエンジン３０の試
験時、弁１と弁２が開となり、水素ガス気蓄器１６から
水素ガスが調圧弁２４を経て所定圧で入口マニホルド３
３に供給される。As described above, when the rocket engine 30 is tested, the valves 1 and 2 are opened, and hydrogen gas is supplied from the hydrogen gas storage 16 via the pressure regulating valve 24 at a predetermined pressure to the inlet manifold 3.
3 is supplied.
【００２９】以下、作用、効果は前記とほぼ同様であ
る。 （３） 本発明の実施の第３形態を図３により説明す
る。なお、従来例で説明した部分は、同一の番号をつけ
説明を省略し、この発明に関する部分を主体に説明す
る。The operations and effects are substantially the same as described above. (3) A third embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. The parts described in the conventional example are assigned the same reference numerals, and the description thereof will be omitted. The parts related to the present invention will be mainly described.
【００３０】弁３の出口より分岐し、弁２５、調圧弁２
６、弁２７を順次経て入口マニホルド３３につながれ
る。Branched from the outlet of valve 3, valve 25, pressure regulating valve 2
6. Connected to the inlet manifold 33 via the valve 27 sequentially.
【００３１】以上において、ロケットエンジン３０の試
験時、弁２５と弁２７が開となり、液体水素ランタンク
１３から調圧弁２６を経て所定圧の液体水素が入口マニ
ホルド３３へ送られる。その後冷却通路２８を通過中、
超音速ディフューザ１２を冷却するとともに、ガス化し
一次流として噴出する。以下、作用、効果は前記とほぼ
同様である。As described above, when the rocket engine 30 is tested, the valves 25 and 27 are opened, and the liquid hydrogen at a predetermined pressure is sent from the liquid hydrogen run tank 13 through the pressure regulating valve 26 to the inlet manifold 33. After that, while passing through the cooling passage 28,
The supersonic diffuser 12 is cooled and gasified and ejected as a primary stream. Hereinafter, the operation and effect are substantially the same as described above.
【００３２】[0032]
【発明の効果】以上に説明したように、本各発明は次の
効果を奏する。 （１） 発明１ 試験用エンジンを収納するチャンバーと、同チャンバー
の減圧のためのガス排出手段とを有するエンジン試験装
置において、ガス排出手段を冷却する冷却手段と、試験
用エンジンの給油の一部を冷却手段へ冷却材として供給
する冷却供給手段とを設けた。これにより、冷却供給手
段が非常に簡単になり、安価になる。 （２） 発明２ 試験用エンジンを収納するチャンバーと、同チャンバー
の減圧式のガス排出手段とを有するエンジン試験装置に
おいて、ガス排出手段を周囲から一次流を噴出するエジ
ェクター式のアニュラー型とするとともに試験用エンジ
ンの給油の一部を、一次流を供給する一次流供給手段を
設けた。これにより、一次流供給手段が非常に簡単にな
り、安価となる。 （３） 発明３ 上記（２）において、ガス排出手段を周囲から一次流を
噴出するアニュラー型のエジェクター式とし、かつ冷却
手段を、アニュラー型のガス排出手段の周面に冷却材を
流す一体型とするとともに同冷却材をガス排出手段の一
次流とし冷却供給手段を省くとともに一次流兼冷却供給
手段とした。これにより、冷却手段、冷却供給手段、一
次流供給手段が非常に簡単になり、安価となる。As described above, the present invention has the following effects. (1) Invention 1 In an engine test apparatus having a chamber for accommodating a test engine and gas exhaust means for depressurizing the chamber, a cooling means for cooling the gas exhaust means, and a part of refueling of the test engine. And a cooling supply means for supplying the cooling medium to the cooling means. This makes the cooling supply means very simple and inexpensive. (2) Invention 2 In an engine test apparatus having a chamber for accommodating a test engine and a depressurized gas exhaust means of the chamber, the gas exhaust means is an ejector-type annular type which ejects a primary flow from the periphery. A primary flow supply unit for supplying a primary flow of a part of the refueling of the test engine was provided. This makes the primary flow supply very simple and inexpensive. (3) Invention 3 In the above (2), the gas discharge means is an annular type ejector that ejects a primary flow from the surroundings, and the cooling means is an integrated type in which a coolant flows through the peripheral surface of the annular gas discharge means. In addition, the coolant was used as the primary flow of the gas discharging means, the cooling supply means was omitted, and the cooling medium was used as the primary flow. This makes the cooling means, the cooling supply means, and the primary flow supply means very simple and inexpensive.
【図１】本発明の実施の第１形態の構成系統図である。FIG. 1 is a configuration system diagram of a first embodiment of the present invention.
【図２】本発明の実施の第２形態の構成系統図である。FIG. 2 is a configuration system diagram of a second embodiment of the present invention.
【図３】本発明の実施の第３形態の構成系統図である。FIG. 3 is a configuration system diagram of a third embodiment of the present invention.
【図４】従来例の構成系統図である。FIG. 4 is a configuration system diagram of a conventional example.
１〜１０ 弁 １１ チャンバー １２ 超音速ディフューザ １３ 液体水素ランタンク １４ 昇圧ポンプ １５ 蒸発器 １６ 水素ガス気蓄器 １７ ＬＮ2 貯槽 １８ 窒素ガス気蓄器 １９ 昇圧ポンプ ２０ 蒸発器 ２１ 水ポンプ ２２ 貯水槽 ２３ 水供給ライン ２４，２６ 調圧弁 ２５，２７ 弁 ２８ 冷却通路 ２９ 酸化剤ライン ３０ 試験用ロケットエンジン ３１ 液体または気体燃料供給装置 ３２ エジェクター一次流供給装置 ３３ 入口マニホルド ３４ 出口マニホルド ３５ アニュラー型エジェクター1-10 valve 11 chamber 12 supersonic diffuser 13 liquid hydrogen run tank 14 booster pump 15 evaporator 16 hydrogen gas storage 17 LN 2 storage tank 18 nitrogen gas storage 19 booster pump 20 evaporator 21 water pump 22 water storage tank 23 water Supply line 24, 26 Pressure regulating valve 25, 27 Valve 28 Cooling passage 29 Oxidizer line 30 Test rocket engine 31 Liquid or gaseous fuel supply device 32 Ejector primary flow supply device 33 Inlet manifold 34 Outlet manifold 35 Annular type ejector
Claims (3)
と、同チャンバーの減圧のためのガス排出手段とを有す
るエンジン試験装置において、上記ガス排出手段を周囲
から一次流を噴出するアニュラー型のエジェクター式と
するとともに上記試験用エンジンの給油の一部を上記一
次流として供給する一次流供給手段を設けたことを特徴
とするエンジン試験装置。1. An engine test apparatus having a chamber for accommodating a test engine and gas exhaust means for depressurizing the chamber, wherein the gas exhaust means is of an annular ejector type which ejects a primary flow from the surroundings. An engine test apparatus, further comprising a primary flow supply means for supplying a part of the refueling of the test engine as the primary flow.
と、同チャンバーの減圧のためのガス排出手段とを有す
るエンジン試験装置において、上記ガス排出手段を冷却
する冷却手段と、上記試験用エンジンの給油の一部を上
記冷却手段へ冷却材として供給する冷却供給手段とを備
えてなることを特徴とするエンジン試験装置。2. An engine test apparatus having a chamber for accommodating a test engine and gas exhaust means for depressurizing the chamber, comprising: a cooling means for cooling the gas exhaust means; An engine test device comprising: a cooling supply unit that supplies a part of the cooling unit to the cooling unit as a coolant.
出するアニュラー型のエジェクター式とし、かつ上記冷
却手段を、上記アニュラー型のガス排出手段の周面に上
記冷却材を流す一体型とするとともに同冷却材を上記ガ
ス排出手段の一次流とし上記冷却供給手段を省くととも
に一次流兼冷却供給手段としたことを特徴とする上記請
求項２記載のエンジン試験装置。3. The gas discharge means is an annular type ejector for ejecting a primary flow from the surroundings, and the cooling means is an integral type for flowing the coolant on the peripheral surface of the annular gas discharge means. 3. The engine test apparatus according to claim 2, wherein said coolant is used as a primary flow of said gas discharge means, said cooling supply means is omitted, and a primary flow and cooling supply means is used.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP26634997A JP3564273B2 (en) | 1997-09-30 | 1997-09-30 | Engine test equipment |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP26634997A JP3564273B2 (en) | 1997-09-30 | 1997-09-30 | Engine test equipment |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
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| JPH11107858A true JPH11107858A (en) | 1999-04-20 |
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Family
ID=17429712
Family Applications (1)
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| JP26634997A Expired - Lifetime JP3564273B2 (en) | 1997-09-30 | 1997-09-30 | Engine test equipment |
Country Status (1)
| Country | Link |
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| JP (1) | JP3564273B2 (en) |
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