RU2691873C1 - Устройство для измерения массы жидких компонентов топлива при работе ракетных двигателей малой тяги в режиме одиночных включений и в импульсных режимах - Google Patents
Устройство для измерения массы жидких компонентов топлива при работе ракетных двигателей малой тяги в режиме одиночных включений и в импульсных режимах Download PDFInfo
- Publication number
- RU2691873C1 RU2691873C1 RU2018107170A RU2018107170A RU2691873C1 RU 2691873 C1 RU2691873 C1 RU 2691873C1 RU 2018107170 A RU2018107170 A RU 2018107170A RU 2018107170 A RU2018107170 A RU 2018107170A RU 2691873 C1 RU2691873 C1 RU 2691873C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- measuring
- engine
- mode
- fuel components
- liquid fuel
- Prior art date
Links
- 239000000446 fuel Substances 0.000 title claims abstract description 21
- 239000007788 liquid Substances 0.000 title claims abstract description 18
- 239000011521 glass Substances 0.000 claims abstract description 4
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 claims abstract description 4
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 claims abstract description 4
- 230000008054 signal transmission Effects 0.000 claims description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 abstract 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 5
- 241000331837 Tarenaya spinosa Species 0.000 description 1
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 1
- 239000003638 chemical reducing agent Substances 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 230000005499 meniscus Effects 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- 238000002604 ultrasonography Methods 0.000 description 1
- 230000000007 visual 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Measuring Volume Flow (AREA)
Abstract
Изобретение относится к испытаниям жидкостных ракетных двигателей малой тяги. Устройство для измерения массы жидких компонентов топлива при работе ракетного двигателя малой тяги в режиме одиночных включений и в импульсных режимах, состоящее из электропневмоклапана, градуированных стеклянных трубок различного диаметра, при этом каждая трубка соединена с общим коллектором с помощью электропневмоклапанов и отсечного электропневмоклапана, согласно изобретению между полостью наддува устройства и выходным коллектором установлен датчик перепада давлений с возможностью измерения перепада давлений до и после пуска двигателя при достижении стабилизации показаний датчика и передачи сигнала в компьютерную систему измерения, обработки и отображения информации, а трубки содержат компоненты топлива, их количество, диаметр и длина обеспечивают работу двигателя от минимального единичного включения двигателя до режима с максимальным числом и длительностью импульсов при работе двигателя в импульсном режиме. Используется датчик перепада давлений с аналоговым или цифровым сигналом. Изобретение обеспечивает повышение точности определения основных параметров жидких компонентов, необходимых для определения массы топлива, прошедшей через двигатель. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к ракетно-космической технике (испытаниям жидкостных ракетных двигателей малой тяги (ЖРДМТ), используемых в качестве исполнительных органов систем управления космических аппаратов, разгонных блоков и других объектов в режиме одиночных включений и в импульсных режимах в стендовых условиях).
Известен ультразвуковой расходомер (Жуковский А.Е., Кондрусев B.C., Окорочков В.В. Испытания жидкостных ракетных двигателей. Учебник для студентов авиационных специальностей ВУЗов. - 2-е изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1992. - 352 с .С. 298…301), работа которого основана на принципе ультразвуковой локации уровня компонентов топлива в расходомерном участке. Между излученными и отраженными от верхнего мениска ультразвуковыми импульсами существет временной интервал, пропорциональный высоте столба жидкости. В электронном управляющем блоке происходит преобразование сигнала, который вводится затем в компьютерную систему.
Основным недостатком уровнемера является тот факт, что погрешность измерения зависит от степени поглощения ультразвуковых колебаний рабочей жидкостью, для уменьшения этого влияния следует повышать мощность излучателя-приемника, (что не всегда удобно) и дополнительная погрешность измерения может возникнуть из-за изменения температуры компонента, что объясняется зависимостью скорости звука в жидкости от ее температуры (дополнительную погрешность из-за влияния температуры можно уменьшить коррекцией градуировочной характеристики по измеренной температуре компонента топлива).
Наиболее близким к заявленному техническому решению является объемный расходомер (уровнемер) (В.Г. Заботин, B.C. Кондрусев, В.Е. Нигодюк. Характеристики ЖРД. Министерство высшего и среднего образования РСФСР. Куйбышевский ордена Трудового Красного Знамени авиационный институт им. С.П. Королева. Учебное пособие, стр. 16, 17). Объемный расходомер выполняется обычно в виде прочной стеклянной калиброванной трубки, на наружной поверхности, которой нанесена оцифрованная миллиметровая шкала. Постоянство диаметра по длине расходомера обеспечивает линейность его характеристик, а диаметр трубки подбирают таким образом, чтобы обеспечивалась возможность фиксации изменения уровня при самом коротком импульсе (например, 100…150 мм для импульса продолжительностью 0,05 с).
Для измерения расхода в импульсном режиме параллельно основному объемному расходомеру устанавливают дополнительную мерную емкость (емкости) в виде трубок существенно большего диаметра, проградуированных совместно с основным расходомером. В суммарную погрешность измерения расхода входят погрешность градуировки расходомера, погрешность отсчета уровня при измерении, погрешность определения плотности компонентов топлива, в том числе, связанные с определением их температуры.
Основным недостатком этого расходомера являются сравнительно низкая точность визуального съема данных и градуировочных характеристик (поскольку проливки производятся, как правило, модельной жидкостью) а также невозможность определения расходов компонентов топлива, поступающих в ЖРДМТ, в системе автоматизированной обработки экспериментальных данных.
Технической задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение является измерение массы компонентов топлива при работе ракетных двигателей малой тяги в режиме одиночных включений и импульсных режимах.
Технический результат - повышение точности определения основных параметров жидких компонентов, необходимых для определения массы (массового расхода) топлива, прошедшей через двигатель.
Данная задача решается за счет того, что заявленное устройство для измерения массы жидких компонентов топлива при работе ракетного двигателя малой тяги в режиме одиночных включений и в импульсных режимах работы, состоящее из электропневмоклапана, градуированных стеклянных трубок различного диаметра, при этом каждая трубка соединена с общим коллектором с помощью электропневмоклапанов и отсечного электропневмоклапана, отличающееся тем, что между полостью наддува устройства и выходным коллектором установлен датчик перепада давлений, с возможностью измерений перепада давлений до и после пуска двигателя при достижении стабилизации показаний датчика и передачи сигнала в компьютерную систему измерения, обработки и отображения измерительной информации, а трубки содержат компонента топлива, их количество, диаметр и длина обеспечивают работу двигателя от минимального единичного включения двигателя до режима с максимальным числом и длительностью импульсов при работе двигателя в импульсном режиме. При этом используется датчик перепада давлений с аналоговым сигналом, или датчик перепада давлений с цифровым сигналом.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где схематично представлено устройство для измерения массы жидких компонентов топлива при работе ракетных двигателей малой тяги в режиме одиночных включений и в импульсных режимах.
Устройство включает: отсечной ЭГЖ 3, ЭПК 4, ЭПК 5, датчик перепада давлений 6, ЭПК 7, калиброванные, градуированные трубки 8, 11, ЭПК системы наддува 9, ЭПК системы заправки 10, ЭПК 12.
Работает устройство для измерения массы жидких компонентов топлива при работе ракетного двигателя малой тяги как составная часть стенда следующим образом.
При открытых клапанах 3, 4, 5, 7, 9, 10, 12 заполняются топливные трубки 8, 11 компонентом жидкого топлива. Закрываются ЭПК 5, 10. При открытых клапанах 7 и 9 в устройство подается газ наддува. Закрываются клапаны 7 и 9. В системе наддува с помощью редуктора поднимается давление до величины равной давлению на входе в двигатель. Открываются клапаны 3, 4, 12, 5, 7, 9. Система находится под давлением, которое контролируется датчиком давления на входе в двигатель. Датчик перепада давления 6 показывают сигнал равный «0». Открывается ЭЖК двигателя 2. Производится пуск ЖРДМТ 1. Закрывается ЭЖК двигателя 2. Закрываются ЭПК 3, 4, 5. 7, 12. Сигнал с датчика перепада давлений после пуска двигателя и достижения стабилизации его показаний передается в компьютерную систему. Масса жидкого компонента определяется по зависимости массы жидкости от перепада давлений, установленной в ходе градуировок устройства на модельном или реальном компоненте топлива и заложенной в компьютер.
Claims (3)
1. Устройство для измерения массы жидких компонентов топлива при работе ракетного двигателя малой тяги в режиме одиночных включений и в импульсных режимах, состоящее из электропневмоклапана, градуированных стеклянных трубок различного диаметра, при этом каждая трубка соединена с общим коллектором с помощью электропневмоклапанов и отсечного электропневмоклапана, отличающееся тем, что между полостью наддува устройства и выходным коллектором установлен датчик перепада давлений, с возможностью измерения перепада давлений до и после пуска двигателя при достижении стабилизации показаний датчика и передачи сигнала в компьютерную систему измерения, обработки и отображения информации, а трубки содержат компоненты топлива, их количество, диаметр и длина обеспечивают работу двигателя от минимального единичного включения двигателя до режима с максимальным числом и длительностью импульсов при работе двигателя в импульсном режиме.
2. Устройство для измерения массы жидких компонентов топлива по п. 1, отличающееся тем, что используется датчик перепада давлений с аналоговым сигналом.
3. Устройство для измерения массы жидких компонентов топлива по п. 1, отличающееся тем, что используется датчик перепада давлений с цифровым сигналом.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018107170A RU2691873C1 (ru) | 2018-02-26 | 2018-02-26 | Устройство для измерения массы жидких компонентов топлива при работе ракетных двигателей малой тяги в режиме одиночных включений и в импульсных режимах |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018107170A RU2691873C1 (ru) | 2018-02-26 | 2018-02-26 | Устройство для измерения массы жидких компонентов топлива при работе ракетных двигателей малой тяги в режиме одиночных включений и в импульсных режимах |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2691873C1 true RU2691873C1 (ru) | 2019-06-18 |
Family
ID=66947944
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018107170A RU2691873C1 (ru) | 2018-02-26 | 2018-02-26 | Устройство для измерения массы жидких компонентов топлива при работе ракетных двигателей малой тяги в режиме одиночных включений и в импульсных режимах |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2691873C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115596574A (zh) * | 2022-08-31 | 2023-01-13 | 西安航天动力研究所（Cn） | 一种时间解析的喷注器混合比分布测量系统及方法 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20030018224A (ko) * | 2001-08-27 | 2003-03-06 | 현대모비스 주식회사 | 액체로켓 인젝터시험장치 |
| RU2486362C1 (ru) * | 2011-10-28 | 2013-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ и устройство для регулирования основных параметров ракетных двигателей двигательной установки, использующей газообразные компоненты топлива |
| RU2492122C2 (ru) * | 2011-06-28 | 2013-09-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Комбинированный способ управления расходованием топлива ракетной двигательной установки с многократным включением и комбинированная система управления расходованием топлива |
| RU2638141C1 (ru) * | 2016-08-23 | 2017-12-11 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | Способ моделирования процессов тепло- и массообмена с окружающей средой элемента конструкции летательного аппарата и устройство для его реализации |
-
2018
- 2018-02-26 RU RU2018107170A patent/RU2691873C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20030018224A (ko) * | 2001-08-27 | 2003-03-06 | 현대모비스 주식회사 | 액체로켓 인젝터시험장치 |
| RU2492122C2 (ru) * | 2011-06-28 | 2013-09-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Комбинированный способ управления расходованием топлива ракетной двигательной установки с многократным включением и комбинированная система управления расходованием топлива |
| RU2486362C1 (ru) * | 2011-10-28 | 2013-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ и устройство для регулирования основных параметров ракетных двигателей двигательной установки, использующей газообразные компоненты топлива |
| RU2638141C1 (ru) * | 2016-08-23 | 2017-12-11 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | Способ моделирования процессов тепло- и массообмена с окружающей средой элемента конструкции летательного аппарата и устройство для его реализации |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115596574A (zh) * | 2022-08-31 | 2023-01-13 | 西安航天动力研究所（Cn） | 一种时间解析的喷注器混合比分布测量系统及方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN202522295U (zh) | 在低温介质的大流量下校准涡轮流量计的系统 | |
| CN103278330A (zh) | 一种姿轨控发动机试验平台推进剂流量比对测量系统 | |
| JPWO2006104176A1 (ja) | 気体燃料インジェクタの瞬間流量計測装置 | |
| RU2691873C1 (ru) | Устройство для измерения массы жидких компонентов топлива при работе ракетных двигателей малой тяги в режиме одиночных включений и в импульсных режимах | |
| WO2015197252A1 (de) | Verfahren und vorrichtung zur charakterisierung eines injektors | |
| US3114381A (en) | Liquid level control apparatus for controlling independently of gravity and density | |
| KR101357618B1 (ko) | 가변 밸브의 차압을 이용한 유량 측정 장치 및 방법, 그리고 유량 측정 방법에 이용되는 고유유량계수의 측정 방법 | |
| CN106248160A (zh) | 燃油流量计的检测系统及检测方法 | |
| US3068683A (en) | Weight system using flotation to eliminate tare | |
| CN110608891B (zh) | 一种液体火箭发动机冷流试验系统及并联贮箱推进剂输送均衡性能试验方法 | |
| KR100274765B1 (ko) | 피스톤탐침 | |
| CN110895202B (zh) | 研究环境因素对流量测量影响的试验装置 | |
| Behruzi et al. | Detecting bubble rise in liquid nitrogen using Electrical Capacitance Tomography | |
| RU2317438C1 (ru) | Устройство для измерения подач топливных насосов высокого давления | |
| CN107843330B (zh) | 一种流量称重的测量设备 | |
| RU2243536C1 (ru) | Способ определения газосодержания в жидкости | |
| CN110397534A (zh) | 差压式单次燃油喷射质量的超声波测量装置及测量方法 | |
| RU2713308C2 (ru) | Способ измерения массы газа при работе ракетного двигателя малой тяги в режиме одиночных включений, в импульсных режимах и устройство для его реализации | |
| Gandhi et al. | Summary of flow metering options for injector characterization | |
| RU2656765C1 (ru) | Способ определения остатков рабочего тела-газа в емкостях рабочей системы с высоким давлением | |
| RU2244855C1 (ru) | Способ определения кавитационных характеристик насосов и стенд для его осуществления | |
| RU2581184C1 (ru) | Установка для гидравлических исследований | |
| Nazarov et al. | Characteristics of low thrust liquid-propellant rocket engines testing process | |
| US3365933A (en) | Hydrostatic testing of structures | |
| RU2771653C1 (ru) | Устройство для измерения расхода топлива двигателя внутреннего сгорания |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200227 |