RU2684071C1 - Устройство с кормовым диффузором для высотных испытаний ракетных двигателей малой тяги - Google Patents
Устройство с кормовым диффузором для высотных испытаний ракетных двигателей малой тяги Download PDFInfo
- Publication number
- RU2684071C1 RU2684071C1 RU2017139048A RU2017139048A RU2684071C1 RU 2684071 C1 RU2684071 C1 RU 2684071C1 RU 2017139048 A RU2017139048 A RU 2017139048A RU 2017139048 A RU2017139048 A RU 2017139048A RU 2684071 C1 RU2684071 C1 RU 2684071C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- vacuum
- diffuser
- vacuum chamber
- tests
- feed
- Prior art date
Links
- 238000012360 testing method Methods 0.000 title claims abstract description 20
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 2
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 abstract description 13
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 1
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/96—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by specially adapted arrangements for testing or measuring
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M15/00—Testing of engines
- G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
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. В процессе работы ракетного двигателя кормовой диффузор газодинамически разъединяет вакуумные камеры, обеспечивая в первой вакуумной камере начальные условия. Вакуумная камера, в которую через диффузор поступают продукты сгорания, соединена с системой вакуумных насосов, поддерживающих в ней давление разрежения, необходимое для бессрывной работы диффузора и безотрывного течения продуктов сгорания в сопле двигателя, в том числе с повышенной геометрической степенью расширения. Изобретение позволяет обеспечить возможность определения основных параметров ракетного двигателя малой тяги, а также параметров среды, в которой проводятся испытания. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к области испытаний ракетных двигателей малой тяги с имитацией высотных условий.
При создании ракетных двигателей малой тяги, используемых в качестве исполнительных органов систем управления объектов ракетно-космической техники, предусмотрено проведение огневых испытаний на специализированных стендах с целью определения основных параметров двигателя (давления в камере сгорания, расходов компонентов топлива, тяги, удельного импульса тяги и других), а также параметров среды, имитирующей эксплуатационные условия. Как правило, при таких испытаниях продукты сгорания истекают в вакуумную камеру, что приводит к повышению давления в ней, и через короткое время нарушается режим безотрывного течения продуктов сгорания в сопле, что приводит к входу скачка уплотнения в сопло и недостоверному измерению тяги двигателя. Для решения этой проблемы можно использовать кормовые диффузоры (Исследование ракетных двигателей на жидком топливе. Перевод с английского. Под редакцией д.т.н. В.А. Ильинского. Издательство «МИР». Москва 1964 г., стр. 14, 37,44, 60, 73, 75, 78, 80, 82).
Наиболее близким к заявляемому техническому решению является стенд с дополнительной емкостью на выходе из диффузора (А.А. Шишков, Б.М. Силин. Высотные испытания реактивных двигателей. Москва, Машиностроение, 1985, стр. 20, рис. 1.9, d).
Недостатком этого технического решения при испытаниях ракетных двигателей малой тяги является то, что продукты сгорания в процессе работы двигателя поступают в дополнительную емкость, повышая в ней давление и при достижении давления, равного давлению окружающей среды, отбрасываемая заглушка срабатывает, и с этого момента давление в дополнительной емкости обеспечивается равным атмосферному. При этом давление на срезе сопла в этой схеме стенда не может быть ниже ра<0,4ph (сопла ракетных двигателей первых ступеней ракет-носителей).
Поскольку двигатели малой тяги имеют геометрическую степень расширения сопла Fa>45…50, то рассмотренная схема стенда является неприемлемой. Кроме этого, в случае реализации этой схемы продукты сгорания ракетного топлива поступают в окружающую среду, создавая экологические проблемы в зоне расположения стенда.
Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является создание устройства с кормовым диффузором для обеспечения безотрывного течения продуктов сгорания в сопле ракетного двигателя при высотных испытаниях ракетных двигателей малой тяги, в том числе, с повышенной геометрической степенью расширения сопла.
Техническим результатом предлагаемого изобретения является возможность определения основных параметров ракетного двигателя малой тяги (давления в камере сгорания, расходов компонентов топлива, тяги, удельного импульса тяги, и других), а также параметров среды, в которой проводятся испытания.
Данная задача решается за счет того, что заявляемое устройство для высотных испытаний ракетных двигателей малой тяги, состоящее из вакуумной камеры с кормовым диффузором и вакуумных задвижек дополнительно содержит еще одну вакуумную камеру, которая соединена газодинамически с кормовым диффузором через первую вакуумную задвижку, разделяющую первую и вторую вакуумные камеры, при этом вторая вакуумная камера соединена с системой вакуумных насосов через вторую вакуумную задвижку, причем вторая вакуумная камера установлена с возможностью поддержания в ней давления разрежения.
Кроме того, расположение выходного сечения сопла двигателя и входного сечения кормового диффузора обеспечено в пределах установочных размеров: отношение диаметров кормового диффузора и сопла dкд/dс<1,05…1,5, осевой зазор между срезом сопла и входным сечением кормового диффузора находится в пределах диапазона 0≤h≤6 мм, угол наклона плоскости среза сопла и кормового диффузора α≤5°.
Кроме того, во второй вакуумной камере расположены криопанели, количество которых обусловлено условием обеспечения давления бессрывной работы кормового диффузора р≈0,2 ph, где ph - давление окружающей среды, с учетом производительности вакуумных насосов и длительности испытаний.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где схематично представлено устройство с кормовым диффузором для высотных испытаний ракетных двигателей малой тяги. На чертеже изображены: ракетный двигатель малой тяги 1, вакуумная камера 2, кормовой диффузор 3, вакуумная задвижка 4, вакуумная камера 5, вакуумная задвижка 6.
Работает устройство следующим образом.
В процессе испытаний продукты сгорания из сопла двигателя 1, расположенного в вакуумной камере 2, через кормовой диффузор 3, при открытой вакуумной задвижке 4 поступают в вакуумную камеру 5, где взаимодействуют с криопанелями, обеспечивая давление для бессрывной работы диффузора, далее через вакуумную задвижку 6 продукты сгорания поступают в вакуумные насосы (не показанные на чертеже), при этом кормовой диффузор 3 герметично соединен с вакуумной задвижкой 4, выполняя газодинамическое разъединение вакуумных камер 2 и 5 в процессе работы ракетного двигателя, создавая в вакуумной камере 2 условия для безотрывного течения продуктов сгорания в сопле двигателя 1.
Claims (3)
1. Устройство для высотных испытаний ракетных двигателей малой тяги, состоящее из вакуумной камеры с кормовым диффузором и вакуумных задвижек, отличающееся тем, что устройство дополнительно содержит еще одну вакуумную камеру, которая соединена газодинамически с кормовым диффузором через первую вакуумную задвижку, разделяющую первую и вторую вакуумные камеры, при этом вторая вакуумная камера соединена с системой вакуумных насосов через вторую вакуумную задвижку, причем вторая вакуумная камера установлена с возможностью поддержания в ней давления разрежения.
2. Устройство для высотных испытаний ракетных двигателей малой тяги по п. 1, отличающееся тем, что расположение выходного сечения сопла двигателя и входного сечения кормового диффузора обеспечено в пределах установочных размеров: отношение диаметров кормового диффузора и сопла dкд/dc≤1,05…1,5, осевой зазор между срезом сопла и входным сечением кормового диффузора находится в пределах диапазона 0≤h≤6 мм, угол наклона плоскости среза сопла и кормового диффузора α≤5°.
3. Устройство для высотных испытаний ракетных двигателей малой тяги по п. 1, отличающееся тем, что во второй вакуумной камере расположены криопанели, количество которых обусловлено условием обеспечения давления бессрывной работы кормового диффузора р≈0,2 ph, где ph - давление окружающей среды с учетом производительности вакуумных насосов и длительности испытаний.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017139048A RU2684071C1 (ru) | 2017-11-09 | 2017-11-09 | Устройство с кормовым диффузором для высотных испытаний ракетных двигателей малой тяги |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017139048A RU2684071C1 (ru) | 2017-11-09 | 2017-11-09 | Устройство с кормовым диффузором для высотных испытаний ракетных двигателей малой тяги |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2684071C1 true RU2684071C1 (ru) | 2019-04-03 |
Family
ID=66090030
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017139048A RU2684071C1 (ru) | 2017-11-09 | 2017-11-09 | Устройство с кормовым диффузором для высотных испытаний ракетных двигателей малой тяги |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2684071C1 (ru) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2011175C1 (ru) * | 1991-07-08 | 1994-04-15 | Конструкторское бюро химического машиностроения | Способ вакуумирования барокамеры при испытаниях жидкостных ракетных двигателей малой тяги в режиме многократного включения и устройство для его реализации |
RU2018780C1 (ru) * | 1992-09-04 | 1994-08-30 | Центральный научно-исследовательский институт точного машиностроения | Пистолетная пуля |
US6101957A (en) * | 1998-05-26 | 2000-08-15 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Apparatus for after-burning fuel rich rocket exhaust products |
RU2602464C1 (ru) * | 2015-06-29 | 2016-11-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Вакуумный стенд для огневых испытаний жидкостного ракетного двигателя космического назначения |
-
2017
- 2017-11-09 RU RU2017139048A patent/RU2684071C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2011175C1 (ru) * | 1991-07-08 | 1994-04-15 | Конструкторское бюро химического машиностроения | Способ вакуумирования барокамеры при испытаниях жидкостных ракетных двигателей малой тяги в режиме многократного включения и устройство для его реализации |
RU2018780C1 (ru) * | 1992-09-04 | 1994-08-30 | Центральный научно-исследовательский институт точного машиностроения | Пистолетная пуля |
US6101957A (en) * | 1998-05-26 | 2000-08-15 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Apparatus for after-burning fuel rich rocket exhaust products |
RU2602464C1 (ru) * | 2015-06-29 | 2016-11-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Вакуумный стенд для огневых испытаний жидкостного ракетного двигателя космического назначения |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
В.Т. ВОЛКОВ и др., Исследование и стендовая отработка ракетных двигателей на твердом топливе, Москва, МГТУ им.Н.Э. Баумана, 2007, стр. 65-75, рис. 4.15, 4.16. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Ashokkumar et al. | Effects of vacuum chamber and reverse flow on supersonic exhaust diffuser starting | |
RU2684071C1 (ru) | Устройство с кормовым диффузором для высотных испытаний ракетных двигателей малой тяги | |
US3010280A (en) | Variable-expansion nozzle | |
US3403873A (en) | Guided missile | |
RU2380651C1 (ru) | Многоступенчатая зенитная ракета | |
RU2579409C1 (ru) | Способ поражения надводных и наземных целей гиперзвуковой крылатой ракетой и устройство для его осуществления | |
RU2380647C1 (ru) | Многоступенчатая крылатая ракета | |
RU2391548C1 (ru) | Устройство для испытаний жидкостных ракетных двигателей (варианты) | |
Egoryan et al. | Characteristics of pulse detonation engine versus ramjet characteristics | |
RU155042U1 (ru) | Многокамерный жидкостный ракетный двигатель без дожигания генераторного газа | |
RU2645373C1 (ru) | Турбоэжекторный двигатель и способ его регулирования | |
RU2380650C1 (ru) | Зенитная ракета | |
Knowlen et al. | Baffled-Tube Ram Accelerator Operation with Methane-Air Propellant | |
Bramanti | Experimental study of cavitation and flow instabilities in space rocket turbopumps and hydrofoils | |
KR101616647B1 (ko) | 직사각형단면을 가지는 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진 | |
RU2539315C1 (ru) | Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя | |
Bright et al. | The effect of vacuum on shock vector control performance | |
RU2562323C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2679066C1 (ru) | Устройство для испытания жидкостных ракетных двигателей | |
Singh et al. | Analysis of Equivalence Ratio in an Oxygen Acetylene Mixture | |
RU2517971C1 (ru) | Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива | |
Yilmaz et al. | Performance evaluation of a diffuser–ejector system using cold gas thrusters with different nozzle geometries in the Purdue Altitude Chamber Facility | |
Kabeel et al. | The infrared suppression and cooling by utilizing ejectors | |
Sasoh et al. | Hollow projectile operation in the ram accelerator | |
RU2699867C1 (ru) | Способ повышения энергетических характеристик серийно изготавливаемых жидкостных ракетных двигателей |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20191110 |