RU2186357C2 - Устройство для определения границы появления неустойчивости рабочего процесса в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя - Google Patents
Устройство для определения границы появления неустойчивости рабочего процесса в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2186357C2 RU2186357C2 RU2000116909A RU2000116909A RU2186357C2 RU 2186357 C2 RU2186357 C2 RU 2186357C2 RU 2000116909 A RU2000116909 A RU 2000116909A RU 2000116909 A RU2000116909 A RU 2000116909A RU 2186357 C2 RU2186357 C2 RU 2186357C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas generator
- nozzle
- combustion chamber
- simulating
- throttle washer
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Устройство для определения границы появления неустойчивости рабочего процесса в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя содержит форсуночную головку, соединенную газоводом подачи газа с камерой сгорания, сопло, систему подачи компонентов, систему регистрации измерения параметров процесса сгорания. На выходе из газогенератора последовательно установлены: дроссельная шайба, имитирующая гидравлическое сопротивление турбины турбонасосного агрегата, дроссельная шайба, имитирующая критическое сечение основной камеры сгорания и параллельно им байпасные каналы, снабженные перепускными клапанами, сообщающими полости основной камеры сгорания или газогенератора с полостью закритического сечения сопла. Изобретение позволит уменьшить время и затраты на доводку газогенератора жидкостного ракетного двигателя замкнутой схемы по устойчивости процесса горения и воспроизвести процесс горения с высокочастотными колебаниями. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Изобретение относится преимущественно к устройствам для испытаний газогенераторов, например восстановительного генераторного газа, жидкостных ракетных двигателей, предназначенных для определения устойчивости процессов горения компонентов.
Известны методы возбуждения неустойчивости в камерах сгорания жидкостных ракетных двигателей и оценки их устойчивости горения путем использования внутрикамерных возбуждающих устройств (ВВУ), внешних импульсных устройств (ВИУ) и устройств направленного вдува газа (НВГ).
Известна резонансная камера сгорания для определения чувствительности процесса горения к продольным модам колебаний, выполненная по принципу "органной трубы" (1), содержащая форсуночную головку с кольцевым соплом и возбуждением процесса горения компонентов, путем изменения длины камеры сгорания и помещения поперечной перегородки в камеру сгорания вблизи кольцевого сопла.
Недостатком этого устройства является отсутствие возможности проверять чувствительность процесса горения по отношению к поперечным модам колебаний.
Известна двумерная кольцевая камера сгорания для определения неустойчивости процесса горения и определения границы появления высокочастотных поперечных колебаний (2) с тангенциальным направлением вдува газа (НВГ), обычно азота (N2) с расходом до 0,2 GΣ комп., для возбуждения неустойчивости процесса сгорания, работающая на жидком кислороде (O2) и газообразном водороде (Н2), содержащая кольцевую форсуночную головку и осесимметричное сопло и систему регистрации хода процесса сгорания на кинокамеру, выполненная в NASA.
Недостатком данного устройства является невозможность определения границы устойчивости работы камеры сгорания при уменьшении давления в полости камеры сгорания одновременно с увеличением расхода компонентов.
В натуральных жидкостных ракетных двигателях, например в кислородно-водородном газогенераторе восстановительного газа двигателя замкнутой схемы, бывают режимы с повышенным расходом и относительно низким давлением, на которых наблюдаются высокочастотные колебания. Эти режимы необходимо определить.
Кроме того для автономной отработки устойчивости процесса горения в газогенераторе двигателя замкнутой схемы необходимо сымитировать акустические свойства и гидравлические сопротивления турбины привода турбонасосного агрегата, подпорной сопловой решетки, блока форсунок, критического сечения основной камеры сгорания.
Задачей изобретения является уменьшение времени и затрат на доводку газогенератора ЖРД замкнутой схемы по устойчивости процесса горения и воспроизведение процесса горения с высокочастотными колебаниями, проявляющимися при уменьшении давления одновременно с увеличением расхода рабочего тела.
Для достижения указанной задачи устройство для определения границы появления неустойчивости рабочего процесса в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя содержит форсуночную головку, соединенную газоводом подачи газа с камерой сгорания, сопло, систему подачи компонентов, систему регистрации измерения параметров процесса сгорания, при этом для достижения указанной задачи на выходе из газогенератора последовательно установлено: дроссельная шайба, имитирующая гидравлическое сопротивление, турбины турбонасосного агрегата, дроссельная шайба, имитирующая критическое сечение основной камеры сгорания и параллельно им байпасные каналы, снабженные перепускными клапанами, сообщающими полости основной камеры сгорания или газогенератора с помощью закритического сечения сопла.
Кроме того за дроссельной шайбой, имитирующей сопротивление турбины, установлена дополнительная дроссельная шайба, имитирующая гидравлическое сопротивление подпорной сопловой решетки, а за ней установлен имитатор гидравлического сопротивления блока форсунок камеры сгорания. При этом, подпорная сопловая решетка выполнена с множеством сужающихся - расширяющихся каналов типа "сопл Вентури" со степенью пористости 19,5-21% и образует перед ней дополнительную резонаторную полость, а расстояние между дроссельной шайбой, имитирующей гидравлическое сопротивление турбины и дополнительной дроссельной шайбой подпорной сопловой решетки составляет (0,8-1,2) диаметра входной горловины газовода. Это позволяет приблизить акустические свойства газового тракта к натурным (как на двигателе).
Новым здесь является то, что на выходе из газогенератора последовательно установлены: дроссельная шайба, имитирующая гидравлическое сопротивление турбины турбонасосного агрегата, дроссельная шайба, имитирующая критическое сечение основной камеры сгорания и параллельно им байпасные каналы, снабженные перепускными клапанами, сообщающими полости основной камеры сгорания или газогенератора с полостью закритического сечения сопла, а за дроссельной шайбой, имитирующей сопротивление турбины, установлена дополнительная дроссельная шайба, имитирующая гидравлическое сопротивление подпорной сопловой решетки, а за ней установлен имитатор гидравлического сопротивления блока форсунок камеры сгорания.
Постановка в тракт устройства последовательно дроссельной шайбы, имитирующей гидравлическое сопротивление турбины турбонасосного агрегата и дроссельной шайбы, имитирующей критическое сечение сопла основной камеры сгорания, позволяет снять исходную характеристику и произвести настройку работы газогенератора, определить границы неустойчивой работы с высокочастотными колебаниями и определить опасные режимы работы для конструкции газогенератора, так как при развившихся высокочастотных колебаниях в газогенераторе наступает быстрое его разрушение и авария двигателя.
Выполнение параллельных газовому тракту байпасные каналов между полостями основной камеры сгорания или газогенератора и полостью закритического сечения сопла, с смонтированными в них перепускными клапанами, позволяет проводить отработку процесса сгорания в газогенераторе при уменьшении давления в нем и одновременно с увеличением расхода компонентов.
Постановка в тракт устройства дополнительной дроссельной шайбы, имитирующей гидравлическое сопротивление подпорной сопловой решетки и имитатора гидравлического сопротивления блока форсунок головки камеры сгорания, позволяет приблизить акустические характеристики газового тракта к натурным.
Выполнение дополнительной дроссельной шайбы подпорной сопловой решетки на расстоянии, равном (0,8-1,2) диаметра входной горловины газовода, от дроссельной шайбы, имитирующей гидравлическое сопротивление турбины турбонасосного агрегата, позволяет нам иметь дополнительную резонаторную полость, используемую при настройке акустических характеристик устройства.
Выполнение подпорной сопловой решетки со множеством сужающихся - расширяющихся каналов типа "сопл Вентури", с дополнительной резонаторной полостью перед ней, позволяет иметь малые потери давления рабочего тела, составляющие не более 2-3% на номинальном режиме, при высокой эффективности.
На приведенных чертежах - на фиг.1 схематично поясняется общий вид установки для определения границ устойчивости работы газогенератора кислородно-водородного жидкостного ракетного двигателя замкнутой схемы, на фиг.2 показана постановка дополнительной дроссельной шайбы, имитирующей гидравлическое сопротивление подпорной сопловой решетки, на фиг.3 иллюстрируется как получают границу устойчивости в функции суммарного расхода компонентов от давления на режимах возникновения высокочастотных колебаний.
Устройство для определения границы появления неустойчивости рабочего процесса в газогенераторе ЖРД - фиг.1 содержит трубопроводы 1 подвода компонентов, регулятор расхода окислителя 2, датчики, замеряющие расходы компонентов 3, датчик пульсаций 4, датчик давления в газогенераторе 5, газогенератор 6, дроссельную шайбу 7, имитирующую гидравлическое сопротивление турбин, газовод 8, имитирующий его объем, дроссельную шайбу 9, имитирующую гидравлическое сопротивление блока форсунок, дроссельную шайбу 10, имитирующую критическое сечение основной камеры сгорания 11, байпасные каналы 12, снабженные перепускными клапанами 13, дополнительная дроссельная шайба 14, имитирующая гидравлическое сопротивление подпорной сопловой решетки, дополнительная резонаторная полость 15, форсуночная головка 16.
Границу устойчивости определяют следующим образом: запускают устройство и выходят на режим (см. поз. А фиг.3), далее открывают последовательно перепускные клапаны 13 и достигают границы появления высокочастотных колебаний (см. поз. В фиг.3), которые фиксируют датчик пульсаций 4 и в момент появления высокочастотных колебаний регистрируют расходы компонентов датчиками 3 и статическое давление в газогенераторе 6 датчиком 5. Затем закрывая клапаны 13, возвращаются в исходную позицию "А". Далее регулятором расхода 2 переводят газогенератор 6 на новый режим работы (поз. С фиг.3) и, вновь открывая последовательно клапаны 13, добиваются появления высокочастотных колебаний давления (поз. Д фиг.3), фиксируют параметры в точке "Д", возвращаются в точку "С" и регулятором расхода 2 переводят газогенератор 6 на новый режим работы (точка "К" фиг.3) и так далее. По зафиксированным в момент появления высокочастотных колебаний параметрам, например, суммарному расходу компонентов и давлению строят линию (линия В, Д, М фиг.3), которая и является границей устойчивости работы газогенератора по отношению к высокочастотным колебаниям.
Источники информации
1. Неустойчивость горения в ЖРД. /Под ред. Д.Т. Харрье и Ф.Г. Рирдона. - М.: Мир, 1975, с. 645, рис.9. 5.
1. Неустойчивость горения в ЖРД. /Под ред. Д.Т. Харрье и Ф.Г. Рирдона. - М.: Мир, 1975, с. 645, рис.9. 5.
2. Там же, с. 797, рис. 10.36.
Claims (5)
1. Устройство для определения границы появления неустойчивости рабочего процесса в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя, содержащее форсуночную головку, соединенную газоводом подачи газа с камерой сгорания, сопло, систему подачи компонентов, систему регистрации измерения параметров процесса сгорания, отличающееся тем, что на выходе из газогенератора последовательно установлены: дроссельная шайба, имитирующая гидравлическое сопротивление турбины турбонасосного агрегата, дроссельная шайба, имитирующая критическое сечение основной камеры сгорания и параллельно им байпасные каналы, снабженные перепускными клапанами, сообщающими полости основной камеры сгорания или газогенератора с полостью закритического сечения сопла.
2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что за дроссельной шайбой, имитирующей сопротивление турбины, установлена дополнительная дроссельная шайба, имитирующая гидравлическое сопротивление подпорной сопловой решетки.
3. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что за дополнительной дроссельной шайбой, имитирующей гидравлическое сопротивление подпорной сопловой решетки, установлен имитатор гидравлического сопротивления блока форсунок камеры сгорания.
4. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что расстояние между дроссельной шайбой, имитирующей гидравлическое сопротивление турбины, и дополнительной дроссельной шайбой подпорной сопловой решетки составляет 0,8-1,2 диаметра входной горловины газовода.
5. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что подпорная сопловая решетка выполнена с множеством сужающихся - расширяющихся каналов типа "сопло Вентури" и образует перед ней дополнительную резонаторную полость.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000116909A RU2186357C2 (ru) | 2000-06-30 | 2000-06-30 | Устройство для определения границы появления неустойчивости рабочего процесса в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000116909A RU2186357C2 (ru) | 2000-06-30 | 2000-06-30 | Устройство для определения границы появления неустойчивости рабочего процесса в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2000116909A RU2000116909A (ru) | 2002-05-20 |
| RU2186357C2 true RU2186357C2 (ru) | 2002-07-27 |
Family
ID=20236947
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2000116909A RU2186357C2 (ru) | 2000-06-30 | 2000-06-30 | Устройство для определения границы появления неустойчивости рабочего процесса в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2186357C2 (ru) |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2463470C1 (ru) * | 2011-06-16 | 2012-10-10 | Федеральное казенное предприятие "Научно-испытательный центр ракетно-космической промышленности" | Способ определения границ устойчивости к поперечным высокочастотным колебаниям давления в модельной камере сгорания жрд с натурной двухкомпонентной форсункой при атмосферном давлении и установка для его осуществления |
| CN103743571A (zh) * | 2013-12-16 | 2014-04-23 | 中国科学院力学研究所 | 用于长时间超声速燃烧的空气加热装置 |
| RU2523921C1 (ru) * | 2013-05-31 | 2014-07-27 | Федеральное казенное предприятие "Научно-испытательный центр ракетно-космической промышленности" (ФКП "НИЦ РКП") | Генератор импульсов давления в акустических полостях камер сгорания и газогенераторов жрд |
| RU172150U1 (ru) * | 2016-08-19 | 2017-06-29 | Открытое акционерное общество (ОАО) "Турбонасос" | Универсальный стендовый модульный газогенератор |
| CN109630321A (zh) * | 2019-01-08 | 2019-04-16 | 北京理工大学 | 基于长尾管的固体火箭发动机羽流中凝相产物收集装置 |
| CN111396217A (zh) * | 2020-04-15 | 2020-07-10 | 中国工程物理研究院总体工程研究所 | 一种火箭发动机地面动态点火试验装置及方法 |
| RU2744147C1 (ru) * | 2020-08-03 | 2021-03-03 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Федеральный исследовательский центр химической физики им. Н.Н. Семенова Российской академии наук (ФИЦ ХФ РАН) | Установка для оценки эксплуатационных характеристик дизельных топлив в условиях низких температур |
| CN113175394A (zh) * | 2021-04-30 | 2021-07-27 | 北京航天动力研究所 | 一种氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性鉴定试验系统和方法 |
-
2000
- 2000-06-30 RU RU2000116909A patent/RU2186357C2/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ХАРРЬЕ Д.Т. и др. Неустойчивость горения в ЖРД. - М.: Мир, 1975, с.797, рис.10, 36. ХАРРЬЕ Д.Т. и др. Неустойчивость горения в ЖРД. - М.: Мир, 1975, с.645, рис.9.5. * |
Cited By (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2463470C1 (ru) * | 2011-06-16 | 2012-10-10 | Федеральное казенное предприятие "Научно-испытательный центр ракетно-космической промышленности" | Способ определения границ устойчивости к поперечным высокочастотным колебаниям давления в модельной камере сгорания жрд с натурной двухкомпонентной форсункой при атмосферном давлении и установка для его осуществления |
| RU2523921C1 (ru) * | 2013-05-31 | 2014-07-27 | Федеральное казенное предприятие "Научно-испытательный центр ракетно-космической промышленности" (ФКП "НИЦ РКП") | Генератор импульсов давления в акустических полостях камер сгорания и газогенераторов жрд |
| CN103743571A (zh) * | 2013-12-16 | 2014-04-23 | 中国科学院力学研究所 | 用于长时间超声速燃烧的空气加热装置 |
| CN103743571B (zh) * | 2013-12-16 | 2016-01-13 | 中国科学院力学研究所 | 用于长时间超声速燃烧的空气加热装置 |
| RU172150U1 (ru) * | 2016-08-19 | 2017-06-29 | Открытое акционерное общество (ОАО) "Турбонасос" | Универсальный стендовый модульный газогенератор |
| CN109630321A (zh) * | 2019-01-08 | 2019-04-16 | 北京理工大学 | 基于长尾管的固体火箭发动机羽流中凝相产物收集装置 |
| CN109630321B (zh) * | 2019-01-08 | 2020-04-14 | 北京理工大学 | 基于长尾管的固体火箭发动机羽流中凝相产物收集装置 |
| CN111396217A (zh) * | 2020-04-15 | 2020-07-10 | 中国工程物理研究院总体工程研究所 | 一种火箭发动机地面动态点火试验装置及方法 |
| RU2744147C1 (ru) * | 2020-08-03 | 2021-03-03 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Федеральный исследовательский центр химической физики им. Н.Н. Семенова Российской академии наук (ФИЦ ХФ РАН) | Установка для оценки эксплуатационных характеристик дизельных топлив в условиях низких температур |
| RU2744147C9 (ru) * | 2020-08-03 | 2021-05-26 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Федеральный исследовательский центр химической физики им. Н.Н. Семенова Российской академии наук (ФИЦ ХФ РАН) | Установка для оценки эксплуатационных характеристик дизельных топлив в условиях низких температур |
| CN113175394A (zh) * | 2021-04-30 | 2021-07-27 | 北京航天动力研究所 | 一种氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性鉴定试验系统和方法 |
| CN113175394B (zh) * | 2021-04-30 | 2022-07-05 | 北京航天动力研究所 | 一种氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性鉴定试验系统和方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Harrje | Liquid propellant rocket combustion instability | |
| Kindracki et al. | Experimental research on the rotating detonation in gaseous fuels–oxygen mixtures | |
| US20120324860A1 (en) | Gas turbine engine and pulse detonation combustion system | |
| Walters et al. | Performance characterization of a natural gas-air rotating detonation engine at elevated pressure | |
| Pomeroy et al. | Transverse instability studies in a subscale chamber | |
| RU2186357C2 (ru) | Устройство для определения границы появления неустойчивости рабочего процесса в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя | |
| Tellefsen | Build up and operation of an axial turbine driven by a rotary detonation engine | |
| Fotia et al. | Experimental thrust sensitivity of a rotating detonation engine to various aerospike plug-nozzle configurations | |
| Allgood et al. | Performance measurements of multicycle pulse-detonation-engine exhaust nozzles | |
| Razzaqi et al. | Hypervelocity experiments on oxygen enrichment in a hydrogen-fueled scramjet | |
| Baratta et al. | Demonstrated low pressure loss inlet and low equivalence ratio operation of a rotating detonation engine (RDE) for power generation | |
| Paxson | Pressure-gain combustion for gas turbines | |
| St George | Development and testing of pulsed and rotating detonation combustors | |
| Fotia et al. | Experimental study of the ignition process in rotating detonation engines | |
| Rähse et al. | Gas dynamic simulation of shockless explosion combustion for gas turbine power cycles | |
| Bluemner et al. | Investigation of longitudinal operating modes in rotating detonation combustors | |
| Clark | Experimental investigation of pressure oscillations in a side dump ramjet combustor | |
| Sohn et al. | Combustion stability boundaries of the subscale rocket chamber with impinging jet injectors | |
| De Zilwa et al. | Combustion oscillations in high regression rate hybrid rockets | |
| Dean et al. | Operation and noise transmission of an axial turbine driven by a pulse detonation combustor | |
| RU2000116909A (ru) | Устройство для определения границы появления неустойчивости рабочего процесса в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя | |
| Connell et al. | Experiment and semi-empirical modeling of lab-scale hybrid rocket performance | |
| Saito et al. | Investigation of regression characteristics under relatively high-pressure in Axial-injection End-Burning Hybrid Rockets | |
| Fiorino et al. | Improving the stability and operating envelope for a small scale, high frequency rotating detonation engine (Rde) | |
| Perkins et al. | An assessment of pulse detonation engine performance estimation methods based on experimental results |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20140701 |