RU172150U1 - Универсальный стендовый модульный газогенератор - Google Patents

Универсальный стендовый модульный газогенератор Download PDF

Info

Publication number
RU172150U1
RU172150U1 RU2016134169U RU2016134169U RU172150U1 RU 172150 U1 RU172150 U1 RU 172150U1 RU 2016134169 U RU2016134169 U RU 2016134169U RU 2016134169 U RU2016134169 U RU 2016134169U RU 172150 U1 RU172150 U1 RU 172150U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
module
modules
combustion
gas generator
zone
Prior art date
Application number
RU2016134169U
Other languages
English (en)
Inventor
Валерий Николаевич Веселов
Илья Сергеевич Гросс
Original Assignee
Открытое акционерное общество (ОАО) "Турбонасос"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество (ОАО) "Турбонасос" filed Critical Открытое акционерное общество (ОАО) "Турбонасос"
Priority to RU2016134169U priority Critical patent/RU172150U1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU172150U1 publication Critical patent/RU172150U1/ru

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02KJET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/96Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by specially adapted arrangements for testing or measuring
    • GPHYSICS
    • G01MEASURING; TESTING
    • G01MTESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00Testing of engines
    • G01M15/14Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines

Landscapes

  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

Полезная модель относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), а более конкретно к газогенераторам (ГГ) ЖРД, предназначенным для выработки газа, идущего на привод турбины турбонасосного агрегата (ТНА), и может быть использована при стендовых испытаниях деталей ЖРД. Газогенератор содержит три последовательно установленных модуля: модуль 1 запального устройства, модуль 2 ввода горючего, модуль 3 ввода окислителя. Модуль 3 сообщен с камерой 4 сгорания, модуль 1 снабжен электроплазменной системой 5 зажигания, а все модули (1, 2, 3) снабжены огнеупорными вставками 6 для их защиты от высокотемпературной газовой струи.Для упрощения конструкции и обеспечения быстросъемности модули 1, 2, 3 стянуты между собой шпильками 7 через накидные фланцы 8.Модульная конструкция газогенератора обеспечивает устойчивое горение «дежурного» факела в зоне модуля 1, при этом в зоне модуля 2 формируется максимальная температура продуктов сгорания, необходимая для стабильного горения в зоне модуля 3, где продукты сгорания балластируются до требуемых параметров вводом дополнительных компонентов, а дожигание и стабилизация происходят в камере 4 сгорания.Использование полезной модели существенно повышает надежность работы универсального стендового модульного газогенератора сгорания. 1 ил..

Description

Полезная модель относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), а более конкретно - к газогенераторам (ГГ) ЖРД, предназначенным для выработки газа, идущего на привод турбины турбонасосного агрегата (ТНА), и может быть использована при стендовых испытаниях деталей ЖРД.
Создание теплонапряженных элементов конструкций ЖРД тесно связано с использованием новых материалов. Для исследования характеристик материалов и подтверждения работоспособности выполненных из них изделий требуется проведение большого количества теплогазодинамических испытаний.
Натурные испытания элементов и агрегатов ЖРД требуют больших затррат, поэтому применяются имитаторы теплогазодинамических воздействий, в качестве которых применяются различного рода ГГ, производящие горячие продукты сгорания топливных смесей с целью дальнейшей тепловой обработки этими продуктами различных испытуемых материалов и изделий.
Известны ГГ, содержащие охлаждаемую камеру сгорания, форсуночную головку, состоящую из переднего, среднего и огневого днищ, форсунок окислителя и горючего [Г.Г. Гахун и др. "Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей", М., Машиностроение, 1989, стр. 144, 145, рис. 8.3, 8.4]. Эти ГГ выполнены по однозонной схеме, в которой весь расход окислителя и горючего вводится в одном поперечном сечении через форсуночную головку.
Недостатком таких ГГ является невозможность обеспечения устойчивого горения и равномерности температуры на выходе из ГГ при работе на смесях, резко отличающихся от стехиометрической, т.е. работающих с большим избытком одного из компонентов топлива. Такая схема применяется в ЖРД, работающих с дожиганием генераторного газа в основной камере сгорания.
В двигателях с дожиганием на компонентах жидкий кислород и углеводородное горючее, например, керосин, применяют окислительные ГГ. Так, например, известен ГГ двигателя РД-253 [Г.Г. Гахун и др. "Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей", М., Машиностроение, 1989, стр. 143, рис. 8.2]. В этом ГГ в зону головки подается горючее и окислитель в соотношении, надежно обеспечивающем воспламенение и устойчивое горение, т.е. близком к стехиометрическому. Через дополнительный ввод подается необходимый избыток окислителя. Камера ГГ охлаждается окислителем.
Недостатком известного ГГ является наличие сферического коллектора для подвода избыточного компонента, практически охватывающего всю длину ГГ. Это приводит к увеличению габаритов и веса ГГ из-за наличия сферического коллектора с большой поверхностью, а также к неравномерности температурного поля из-за невозможности равномерно раздать избыточный компонент по сечению камеры ГГ через сферический коллектор и наличия большого количества отверстий в стенке камеры ГГ. Ухудшается охлаждение из-за наличия большого количества бобышек для подачи избыточного компонента и отсутствия завесного охлаждения камеры сгорания до зоны смешения и после зоны смешения. В известной конструкции отсутствует элемент, предотвращающий закрутку потока в коллекторе. Закрутка потока избыточного компонента приводит к неравномерности статического давления по длине коллектора и, как следствие, к неравномерной раздаче избыточного компонента и неравномерности температурного поля на выходе из ГГ.
В качестве прототипа выбран стендовый модульный газогенератор, содержащий три последовательно установленных модуля: первую камеру сгорания лабораторного ЖРД, создающего высокотемпературный малорасходный поток окислительного газа, вторую камеру сгорания, обеспечивающую необходимую температуру и расход, третью камеру сгорания, обеспечивающую смешение продуктов сгорания и нейтральных добавок (азот, гелий и т.п.или твердой фазы) с целью создания необходимого состава рабочей среды [Луньков Н.А. Имитатор теплогазодинамических воздействий. Электронный журнал «Молодежный научно-технический вестник» № ФС77-51038, ФГБОУ ВПО «МГТУ им. Баумана»].
Недостатком известного газогенератора является низкая надежность из-за неразъемного соединения модулей, низкого давления генерируемого газа вследствие подачи топливных компонентов в модули при низком давлении, а также тонкостенного выполнения модулей и наличия в газогенераторе проточной системы охлаждения.
Технической задачей, на решение которой направлена заявляемая полезная модель, является повышение надежности работы универсального стендового модульного газогенератора.
Поставленная цель достигается тем, что в стендовом универсальном модульном газогенераторе, содержащем три последовательно установленных модуля: первую камеру сгорания лабораторного ЖРД, создающего высокотемпературный малорасходный поток окислительного газа, вторую камеру сгорания, обеспечивающую температуру и расход, третью камеру сгорания, обеспечивающую смешение продуктов сгорания и нейтральных добавок для создания состава рабочей среды, средства защиты модулей от высокотемпературной газовой струи, согласно полезной модели, модули выполнены быстросъемными и толстостенными, а средства защиты модулей от высокотемпературной газовой струи выполнены в виде сменных огнеупорных вставок, а модули стянуты между собой шпильками через накидные фланцы.
Полезная модель иллюстрирована чертежом, на котором представлен продольный разрез универсального стендового модульного газогенератора.
Перечень позиций и обозначений на чертеже:
1 - модуль запального устройства;
2 - модуль ввода горючего;
3 - модуль ввода окислителя;
4 - камера сгорания;
5 - электроплазменная система зажигания;
6 - огнеупорная вставка;
7 - шпилька;
8 - накидной фланец;
Г - горючее;
О - окислитель;
ПС - продукты сгорания (генерируемый газ).
Газогенератор содержит три последовательно установленных модуля: модуль 1 запального устройства, модуль 2 ввода горючего, модуль 3 ввода окислителя. Модуль 3 сообщен с камерой 4 сгорания, модуль 1 снабжен электроплазменной системой 5 зажигания, а все модули (1, 2, 3) снабжены огнеупорными вставками 6 для их защиты от высокотемпературной газовой струи.
Для упрощения конструкции и обеспечения быстросъемности модули 1, 2, 3 стянуты между собой шпильками 7 через накидные фланцы 8.
Модульная конструкция газогенератора обеспечивает устойчивое горение «дежурного» факела в зоне модуля 1, при этом в зоне модуля 2 формируется максимальная температура продуктов сгорания, необходимая для стабильного горения в зоне модуля 3, где продукты сгорания балластируются до требуемых параметров вводом дополнительных компонентов, а дожигание и стабилизация происходит в камере 4 сгорания.
Использование полезной модели существенно повышает надежность работы универсального стендового модульного газогенератора сгорания.

Claims (1)

  1. Универсальный стендовый модульный газогенератор, содержащий последовательно установленные модуль первой камеры сгорания лабораторного ЖРД, создающего высокотемпературный малорасходный поток окислительного газа, модуль второй камеры сгорания, обеспечивающий температуру и расход, модуль третьей камеры сгорания, обеспечивающий смешение продуктов сгорания и нейтральных добавок для создания состава рабочей среды, а также средства защиты модулей от высокотемпературной газовой струи, отличающийся тем, что модули выполнены быстросъемными и толстостенными, средства защиты модулей от высокотемпературной газовой струи выполнены в виде сменных огнеупорных вставок, а модули стянуты между собой шпильками и накидными фланцами.
RU2016134169U 2016-08-19 2016-08-19 Универсальный стендовый модульный газогенератор RU172150U1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016134169U RU172150U1 (ru) 2016-08-19 2016-08-19 Универсальный стендовый модульный газогенератор

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016134169U RU172150U1 (ru) 2016-08-19 2016-08-19 Универсальный стендовый модульный газогенератор

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU172150U1 true RU172150U1 (ru) 2017-06-29

Family

ID=59310154

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016134169U RU172150U1 (ru) 2016-08-19 2016-08-19 Универсальный стендовый модульный газогенератор

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU172150U1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2702313C1 (ru) * 2018-12-26 2019-10-07 Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") Стендовая установка для определения величины шарнирного момента регуляторов расхода газа
CN110566371A (zh) * 2019-10-09 2019-12-13 湖南云顶智能科技有限公司 一种用于试验的可拆式火箭发动机

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2186357C2 (ru) * 2000-06-30 2002-07-27 Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" Устройство для определения границы появления неустойчивости рабочего процесса в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя
RU2551142C1 (ru) * 2013-11-07 2015-05-20 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Способ серийного производства газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, выполненный этим способом
US20150276554A1 (en) * 2014-04-01 2015-10-01 Snecma Bench test, for the characterization of a flow of a two-phase fluid

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2186357C2 (ru) * 2000-06-30 2002-07-27 Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" Устройство для определения границы появления неустойчивости рабочего процесса в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя
RU2551142C1 (ru) * 2013-11-07 2015-05-20 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Способ серийного производства газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, выполненный этим способом
US20150276554A1 (en) * 2014-04-01 2015-10-01 Snecma Bench test, for the characterization of a flow of a two-phase fluid

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Луньков Н.А. Имититор теплогазодинамических воздействий. Электронный журнал "Молодежный научно-технический весник" NФС77-51038, ФГБОУ ВПО "МГТУ им. Баумана". *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2702313C1 (ru) * 2018-12-26 2019-10-07 Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") Стендовая установка для определения величины шарнирного момента регуляторов расхода газа
CN110566371A (zh) * 2019-10-09 2019-12-13 湖南云顶智能科技有限公司 一种用于试验的可拆式火箭发动机

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Wang et al. A non-premixed rotating detonation engine using ethylene and air
Meng et al. Air-breathing rotating detonation fueled by liquid kerosene in cavity-based annular combustor
Liu et al. Effects of cavity depth on the ethylene-air continuous rotating detonation
Stechmann et al. High-pressure rotating detonation engine testing and flameholding analysis with hydrogen and natural gas
Vignesh et al. Effect of multi-location swirl injection on the performance of hybrid rocket motor
Burke et al. The effect of premixed stratification on the wave dynamics of a rotating detonation combustor
Lovett et al. A review of mechanisms controlling bluff-body stabilized flames with closely-coupled fuel injection
RU172150U1 (ru) Универсальный стендовый модульный газогенератор
Barnes et al. Fuel–air mixing experiments in a directly fueled supersonic cavity flameholder
Feng et al. Effects of cavity length on operating characteristics of a ramjet rotating detonation engine fueled by liquid kerosene
Leonov et al. Plasma-assisted combustion in supersonic airflow: optimization of electrical discharge geometry
Indiana et al. Effect of Injector Design on the Combustion of Ethanol and Hydrogen-Peroxide Sprays
Wang et al. Experimental investigations on effects of wall-temperature on performance of a pulse detonation rocket engine
GB1019050A (en) Aircraft-propulsive combustion ducts,such as ramjet engines and turbojet afterburners
Aguilera et al. Effect of fin-guided fuel injection on dual-mode scramjet operation
Kim et al. Effects of LOX post recess on the combustion characteristics for Bi-swirl coaxial injector
Wickman In-situ Mars rocket and jet engines burning carbon dioxide
Kang et al. Development of 500 N Scale Green Hypergolic Bipropellant Thruster using Hydrogen Peroxide as an Oxidizer
US3139724A (en) Dual fuel combustion system
Lestrade et al. Development and test of an innovative hybrid rocket combustion chamber
Jia et al. Blowout characteristics of the partially premixed flame during the condition transition in a supersonic combustor
JP2012189018A (ja) ガス発生器用の燃料/酸化剤供給装置
Osborne et al. Evaluation and characterization study of dual pulse laser-induced spark (DPLIS) for rocket engine ignition system application
Kang et al. Experiments on an oxidizer-rich preburner for staged combustion cycle rocket engines
Lemieux (Hornung Invited Session) Development of a Reusable Aerospike Nozzle for Hybrid Rocket Motors