RU2261425C1 - Стенд для испытания прямоточных воздушно-реактивных двигателей - Google Patents
Стенд для испытания прямоточных воздушно-реактивных двигателей Download PDFInfo
- Publication number
- RU2261425C1 RU2261425C1 RU2004103503/06A RU2004103503A RU2261425C1 RU 2261425 C1 RU2261425 C1 RU 2261425C1 RU 2004103503/06 A RU2004103503/06 A RU 2004103503/06A RU 2004103503 A RU2004103503 A RU 2004103503A RU 2261425 C1 RU2261425 C1 RU 2261425C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- branch
- stand
- pipe
- air
- attack
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
Abstract
Изобретение относится к устройствам, предназначенным для испытаний прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД). В данном стенде в патрубке стендового воздухозаборного устройства, имитирующем расположение с подветренной стороны летательного аппарата (ЛА), установлен регулируемый дроссель, а ниже по потоку присоединен дренажный патрубок, в котором размещены мерное устройство и регулируемый дроссель. В зависимости от угла атаки регулируемый дроссель поворачивается (перемещается) таким образом, что перекрывает часть проходного сечения патрубка, что приводит к снижению расхода воздуха через этот патрубок. При этом расход воздуха через патрубки, имитирующие расположение с наветренной стороны ЛА, может возрастать (изменяться) вследствие подтормаживания набегающего потока воздуха корпусом ЛА. Соответствующее увеличение расхода воздуха через эти патрубки получают, например, путем требуемого изменения полного давления в присоединенном трубопроводе, обеспечиваемого с помощью регулируемого стендового дросселя (шибера), размещенного на линии подводящего трубопровода. Таким образом, предлагаемый стенд, выполненный по схеме с присоединенным трубопроводом, позволяет определять параметры камеры сгорания и прямоточного двигателя (полнота сгорания топлива, тяга, удельный импульс) при имитации полета ЛА с различными углами атаки. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Предлагаемое изобретение относится к машиностроению, а именно к устройствам, предназначенным для испытаний прямоточных воздушно-реактивных двигателей.
В настоящее время на летательных аппаратах (ЛА) различного назначения находят применение прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД) с боковым воздухозаборным устройством, состоящим из нескольких диффузоров с патрубками. На тягово-экономические характеристики прямоточного двигателя существенное влияние оказывает полнота сгорания топлива в его камере сгорания, которая определяется экспериментально с помощью стендовых испытаний.
Известен стенд для испытания воздушно-реактивных двигателей (Солохин Э.Л. "Испытания авиационных воздушно-реактивных двигателей", М.: Машиностроение, 1975, с.136, фиг.3.19), содержащий подводящий трубопровод, присоединенный трубопровод и динамоплатформу с силоизмерительным устройством. Однако на таком стенде не представляется возможным провести испытания прямоточного воздушно-реактивного двигателя из-за отсутствия стендового воздухозаборного устройства с боковыми патрубками.
Наиболее близким техническим решением, выбранным за прототип, является стенд для испытания прямоточных воздушно-реактивных двигателей, содержащий подводящий трубопровод, присоединенный трубопровод, ресивер, стендовое воздухозаборное устройство с патрубками и динамоплатформу с силоизмерительным устройством (Webster F.F. «Ramjet development testing: which way is riqht?-J. Propulsion. Vol.5, №5, 1989, стр.565-576, фиг.8).
Стенд работает следующим образом. Воздух после подогревателя через подводящий трубопровод, присоединенный трубопровод поступает в стендовый ресивер. Из ресивера воздух подается в стендовое воздухозаборное устройство, состоящее из нескольких патрубков, и далее в камеру сгорания, размещенную на динамоплатформе с силоизмерительным устройством. При проведении испытаний на этом стенде определяется зависимость коэффициента полноты сгорания топлива в камере прямоточного двигателя от температуры торможения поступающего в двигатель воздуха (Т*в) и коэффициента избытка воздуха (α). Однако на этом стенде не представляется возможным определить влияние углов атаки ЛА на полноту сгорания топлива в камере, а следовательно, и на тягово-экономические характеристики (тяга, удельный импульс) двигателя в целом.
Решаемой задачей изобретения является определение полноты сгорания топлива в камере сгорания и тягово-экономических характеристик прямоточного воздушно-реактивного двигателя на различных углах атаки полета ЛА, а также формирование требуемого профиля скоростей, давлений воздушного потока на выходе из воздухозаборного устройства.
Обеспечивается это тем, что в стенде для испытания прямоточных воздушно-реактивных двигателей, содержащем подводящий трубопровод, присоединенный трубопровод, ресивер, стендовое воздухозаборное устройство с патрубками, имитирующими размещение с наветренной и подветренной стороны летательного аппарата (ЛА), и динамоплатформу с силоизмерительным устройством, в патрубке, имитирующем расположение с подветренной стороны ЛА, установлен регулируемый дроссель, а ниже по потоку присоединен дренажный патрубок, в котором размещены мерное устройство и регулируемый дроссель.
На выходе из дренажного патрубка смонтирован выхлопной эжектор.
В патрубках размещены регулируемые элементы.
На фиг.1 изображена схема предлагаемого стенда для испытания прямоточных воздушно-реактивных двигателей, на фиг.2 - схема дренажного патрубка, на выходе из которого смонтирован выхлопной эжектор.
Заявляемый стенд для испытания прямоточных воздушно-реактивных двигателей состоит из подводящего трубопровода 1, присоединенного трубопровода 2, ресивера 3, стендового воздухозаборного устройства с патрубками 4, в которых размещены мерные устройства 5, динамоплатформы 6 с силоизмерительным устройством 7, установленной на гибких лентах 8. В каждом патрубке стендового воздухозаборного устройства, имитирующего расположение патрубка летного варианта воздухозаборного устройства с подветренной стороны ЛА, размещен регулируемый дроссель 9 с приводом 10 и датчиком угла поворота (перемещения) 11, а ниже по потоку присоединен дренажный патрубок 12, в котором размещены мерное устройство 13 и регулируемый дроссель 14 с приводом 15 и датчиком угла поворота 16. На динамоплатформе с помощью опоры 17 закреплен испытываемый двигатель, состоящий из топливного бака (твердотопливного газогенератора) 18, камеры сгорания 19 с входными патрубками 20 и сопла 21. На выходе из дренажного патрубка смонтирован выхлопной эжектор 22 с коллектором 23 и трубопроводом 24. В патрубках размещены регулируемые элементы (например, интерцепторы) 25.
Стенд работает следующим образом. Нагретый после подогревателя воздух через подводящий трубопровод 1, присоединенный трубопровод 2 поступает в ресивер 3. Из ресивера воздух подается в стендовое воздухозаборное устройство, в каждом патрубке 4 которого размещено мерное устройство 5, выполненное, например, в виде критического расходомерного сопла. Из стендового воздухозаборного устройства воздух через входные патрубки 20 поступает в камеру сгорания 19 прямоточного двигателя. Из топливного бака (твердотопливного газогенератора в случае ракетно-прямоточного двигателя) 18 в камеру сгорания подается топливо, где оно смешивается и сгорает. Продукты сгорания выбрасываются в окружающую среду через сопло 21.
При нулевых значениях угла атаки ЛА (αат=0) регулируемый дроссель 9 в патрубке 4 занимает нейтральное положение с максимальной величиной проходного сечения, что соответствует максимальному расходу воздуха, соответствующему заданным условиям полета (число М, высота полета). При этом регулируемый дроссель 14 в дренажном патрубке 12 закрыт. Для получения одинаковых гидравлических характеристик при угле атаки αат=0 в патрубках, имитирующих расположение с наветренной стороны ЛА, целесообразно разместить имитаторы регулируемого дросселя в нейтральном положении.
При небольших углах атаки (углах скольжения) регулируемый дроссель поворачивается (перемещается) и перекрывает часть проходного сечения патрубка 4, имитирующего расположение с подветренной стороны ЛА, что приводит к снижению расхода воздуха через этот патрубок.
При этом расход воздуха через патрубки, имитирующие расположение с наветренной стороны ЛА, может возрастать (изменяться) вследствие подтормаживания набегающего потока воздуха корпусом ЛА. Соответствующее увеличение расхода воздуха через эти патрубки получают, например, путем требуемого изменения полного давления в присоединенном трубопроводе 2, обеспечиваемого с помощью регулируемого стендового дросселя (шибера), размещенного на линии подводящего трубопровода 1 (не показанного на фиг.1).
При больших углах атаки регулируемый дроссель 9 полностью перекрывает проходное сечение патрубка 4, что приводит к прекращению поступления воздуха в камеру сгорания через этот патрубок.
При очень больших (предельных) углах атаки - при закрытом положении дросселя 9 - открывается регулируемый дроссель 14 на дренажном патрубке 12 и при необходимости включается выхлопной эжектор 22 с помощью подачи эжектирующего газа по трубопроводу 24 в коллектор 23. С помощью регулирования подачи эжектирующего газа получают необходимое разряжение на выходе из дренажного патрубка 12, которому соответствует определенный расход продуктов сгорания из камеры сгорания в атмосферу при полете ракеты на предельных углах атаки.
Формирование требуемого профиля скоростей, давлений воздушного потока на выходе из патрубков 20 (на входе в камеру сгорания) получают с помощью соответствующего перемещения (поворота) регулируемых элементов 25, размещенных в патрубках.
Техническим результатом является то, что предлагаемый стенд позволяет определять параметры камеры сгорания и прямоточного двигателя (полнота сгорания топлива, тяга, удельный импульс) при имитации полета ЛА с различными углами атаки (углами скольжения). При заданном угле атаки соответствующий расход воздуха через патрубок воздухозаборного устройства, расположенный с подветренной стороны, определяется экспериментально или с помощью расчетов.
Размещение на выходе из дренажного патрубка выхлопного эжектора позволяет определять на стенде характеристики рабочего процесса прямоточного воздушно-реактивного двигателя (в первую очередь, полноту сгорания топлива) на предельно высоких (околосрывных) углах атаки.
Размещение в патрубках регулируемых элементов (интерцепторов и др.) позволяет получить требуемый по условиям полета ЛА профиль скоростей, давлений воздушного потока на выходе из воздухозаборного устройства и, таким образом, определить влияние на характеристики работы двигателя на стенде не только углов атаки ЛА, но и параметров воздушного потока.
При возрастании угла атаки ЛА из-за значительного (в несколько раз) снижения расхода воздуха через патрубки воздухозаборного устройства, расположенные с подветренной стороны, в камере сгорания прямоточного двигателя изменяется газодинамическая структура течения. В этих условиях актуальной проблемой является обеспечение эффективного рабочего процесса в камере сгорания. В настоящее время испытания ЛА с работающим прямоточным двигателем на разных углах атаки проводят в сверхзвуковом воздушном горячем потоке, вытекающем из сопла, что требует создания громоздкого стендового оборудования с большими расходами воздуха.
В процессе испытаний прямоточного двигателя на предлагаемом стенде с имитацией углов атаки ЛА открываются возможности выбора наиболее рационального размещения форсунок (сопловых отверстий на газораспределительной головке) для получения наиболее высоких параметров рабочего процесса во всем диапазоне полетных условий.
При исследовании влияния углов атаки (а также углов скольжения) на характеристики двигателя получается значительный экономический эффект по сравнению с испытаниями в свободной струе по причине минимальных расходов воздуха, поскольку предлагаемый стенд выполнен по схеме с присоединенным трубопроводом.
Claims (3)
1. Стенд для испытания прямоточных воздушно-реактивных двигателей, содержащий подводящий трубопровод, присоединенный трубопровод, ресивер, стендовое воздухозаборное устройство с патрубками, имитирующими размещение с наветренной и подветренной сторон летательного аппарата (ЛА), и динамоплатформу с силоизмерительным устройством, причем в патрубке, имитирующем расположение с подветренной стороны ЛА, установлен регулируемый дроссель, а ниже по потоку присоединен дренажный патрубок, в котором размещены мерное устройство и регулируемый дроссель.
2. Стенд по п.1, отличающийся тем, что на выходе из дренажного патрубка смонтирован выхлопной эжектор.
3. Стенд по п.1, отличающийся тем, что в патрубках размещены регулируемые элементы.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004103503/06A RU2261425C1 (ru) | 2004-02-09 | 2004-02-09 | Стенд для испытания прямоточных воздушно-реактивных двигателей |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004103503/06A RU2261425C1 (ru) | 2004-02-09 | 2004-02-09 | Стенд для испытания прямоточных воздушно-реактивных двигателей |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2004103503A RU2004103503A (ru) | 2005-07-27 |
| RU2261425C1 true RU2261425C1 (ru) | 2005-09-27 |
Family
ID=35843020
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004103503/06A RU2261425C1 (ru) | 2004-02-09 | 2004-02-09 | Стенд для испытания прямоточных воздушно-реактивных двигателей |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2261425C1 (ru) |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2495270C1 (ru) * | 2012-05-23 | 2013-10-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Способ определения полноты сгорания топливной смеси в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя |
| RU2528467C2 (ru) * | 2012-12-25 | 2014-09-20 | Федеральное Государственное Автономное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Дальневосточный Федеральный Университет" (Двфу) | Стенд для испытания сопла |
| RU2540202C2 (ru) * | 2012-09-04 | 2015-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Стенд для испытания авиационных двигателей |
| RU2620460C1 (ru) * | 2016-02-24 | 2017-05-25 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Установка для гашения ракетного двигателя на твердом топливе при испытаниях |
| CN107976315A (zh) * | 2017-11-17 | 2018-05-01 | 西安航天动力测控技术研究所 | 一种用于固冲发动机自由射流试验的攻角侧滑角伺服机构 |
| RU187887U1 (ru) * | 2018-11-06 | 2019-03-21 | Акционерное общество "Производственное объединение "Завод имени Серго" | Стенд испытания жиклеров изделий жидкостного ракетного двигателя проливом жидкости |
| RU2730542C2 (ru) * | 2018-12-14 | 2020-08-24 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" | Стенд для исследования рабочего процесса в прямоточной камере сгорания |
| RU2755211C2 (ru) * | 2019-11-18 | 2021-09-14 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Способ определения коэффициента полноты сгорания топлива в прямоточном воздушно-реактивном двигателе |
-
2004
- 2004-02-09 RU RU2004103503/06A patent/RU2261425C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| WEBSTER F.F. Ramjet development testing: which way is right? Propulsion. Vol.5, №5, 1989, c.565-576, фиг.8. СОЛОХИН Э.Л. Испытания авиационных воздушно-реактивных двигателей. - М.: Машиностроение, 1975, с.136, фиг.3.19. * |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2495270C1 (ru) * | 2012-05-23 | 2013-10-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Способ определения полноты сгорания топливной смеси в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя |
| RU2540202C2 (ru) * | 2012-09-04 | 2015-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Стенд для испытания авиационных двигателей |
| RU2528467C2 (ru) * | 2012-12-25 | 2014-09-20 | Федеральное Государственное Автономное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Дальневосточный Федеральный Университет" (Двфу) | Стенд для испытания сопла |
| RU2620460C1 (ru) * | 2016-02-24 | 2017-05-25 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Установка для гашения ракетного двигателя на твердом топливе при испытаниях |
| CN107976315A (zh) * | 2017-11-17 | 2018-05-01 | 西安航天动力测控技术研究所 | 一种用于固冲发动机自由射流试验的攻角侧滑角伺服机构 |
| CN107976315B (zh) * | 2017-11-17 | 2019-05-31 | 西安航天动力测控技术研究所 | 一种用于固冲发动机自由射流试验的攻角侧滑角伺服机构 |
| RU187887U1 (ru) * | 2018-11-06 | 2019-03-21 | Акционерное общество "Производственное объединение "Завод имени Серго" | Стенд испытания жиклеров изделий жидкостного ракетного двигателя проливом жидкости |
| RU2730542C2 (ru) * | 2018-12-14 | 2020-08-24 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" | Стенд для исследования рабочего процесса в прямоточной камере сгорания |
| RU2755211C2 (ru) * | 2019-11-18 | 2021-09-14 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Способ определения коэффициента полноты сгорания топлива в прямоточном воздушно-реактивном двигателе |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2004103503A (ru) | 2005-07-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5880378A (en) | Critical flow venturi with variable and continuous range | |
| Matthews et al. | Design and test of a modular waverider hypersonic intake | |
| US7748976B2 (en) | Use of recirculated exhaust gas in a burner-based exhaust generation system for reduced fuel consumption and for cooling | |
| Herrmann et al. | Experimental study of boundary-layer bleed impact on ramjet inlet performance | |
| Gorton et al. | Active flow control on a boundary-layer-ingesting inlet | |
| RU2261425C1 (ru) | Стенд для испытания прямоточных воздушно-реактивных двигателей | |
| Falempin et al. | Experimental investigation of starting process for a variable geometry air inlet operating from Mach 2 to Mach 8 | |
| Timofeev et al. | On recent developments related to flow starting in hypersonic air intakes | |
| CN105136286B (zh) | 一种增压器泄压噪声的测试装置及测试方法 | |
| Ogorodnikov et al. | Russian research on experimental hydrogen-fueled dual-mode scramjet: conception and preflight tests | |
| Deere et al. | An experimental and computational investigation of a translating throat single expansion-ramp nozzle | |
| Amighi et al. | Trajectory of a liquid jet in high pressure and high temperature subsonic air crossflow | |
| Khai et al. | Experimental study on aerodynamic performance of nacelle lip-skin bias flow | |
| Bright et al. | Closed Loop Active Flow Seperation Detection and Control in a Multistage Compressor | |
| RU151683U1 (ru) | Стенд для испытания компрессора двигателя внутреннего сгорания | |
| Al-Alshaikh | An experimental and numerical investigation of the effect of aero gas turbine test facility aspect ratio on thrust measurement. | |
| RU2242736C2 (ru) | Способ измерения тяги в полете гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (гпврд) непилотируемой гиперзвуковой летающей лаборатории (глл) | |
| Ohshima et al. | Control of the intake shock-position in the test rig for ramjet engine | |
| RU34714U1 (ru) | Ракетный комплекс с открытым газоходом | |
| Caldwell et al. | A review of pulse detonation engine research at the university of cincinnati | |
| Jin et al. | Experimental investigation of static internal performance for an axisymmetric vectoring exhaust nozzle | |
| Falempin et al. | Design and experimental evaluation of a Mach 2-Mach 8 inlet | |
| Karanian et al. | Experimental hypersonic inlet investigation with application to dual-mode scramjet | |
| RU2802967C1 (ru) | Силовая установка с улучшенными процессами отведения картерных газов, выпуска отработавших газов и пылеудаления, снижающая инфракрасную заметность военной гусеничной машины | |
| Tani et al. | Geometrical effects to aerodynamic performance of scramjet engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20110210 |