RU2711813C1 - Тягоизмерительное устройство для испытаний жидкостных ракетных двигателей малой тяги в импульсных режимах работы - Google Patents

Тягоизмерительное устройство для испытаний жидкостных ракетных двигателей малой тяги в импульсных режимах работы Download PDF

Info

Publication number
RU2711813C1
RU2711813C1 RU2019101733A RU2019101733A RU2711813C1 RU 2711813 C1 RU2711813 C1 RU 2711813C1 RU 2019101733 A RU2019101733 A RU 2019101733A RU 2019101733 A RU2019101733 A RU 2019101733A RU 2711813 C1 RU2711813 C1 RU 2711813C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
propellant rocket
load
rocket engines
pulsed
measuring device
Prior art date
Application number
RU2019101733A
Other languages
English (en)
Inventor
Владимир Васильевич Рыжков
Юрий Иванович Гуляев
Original Assignee
федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва"
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 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" filed Critical федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва"
Priority to RU2019101733A priority Critical patent/RU2711813C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2711813C1 publication Critical patent/RU2711813C1/ru

Links

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
    • G01L—MEASURING FORCE, STRESS, TORQUE, WORK, MECHANICAL POWER, MECHANICAL EFFICIENCY, OR FLUID PRESSURE
    • G01L5/00—Apparatus for, or methods of, measuring force, work, mechanical power, or torque, specially adapted for specific purposes
    • G01L5/13—Apparatus for, or methods of, measuring force, work, mechanical power, or torque, specially adapted for specific purposes for measuring the tractive or propulsive power of vehicles
    • 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

Abstract

Изобретение относится к испытательным стендам для жидкостных ракетных двигателей малой тяги (ЖРДМТ). Тягоизмерительное устройство состоит из корпуса, выполненного в виде круговой балки, упругих элементов, представляющих собой радиально ориентированные лепестки прямоугольного сечения, соединяющие корпус устройства и технологический фланец, на котором крепится испытуемый двигатель, а их количество, длина и параметры профиля обеспечивают требуемую собственную частоту конструкции, не менее чем в десять раз превышающую частоту измеряемых импульсов тяги, кроме того, в устройстве используются высокоточные лазерные датчики перемещения, которые в процессе работы двигателя могут быть установлены либо в барокамере в герметичном корпусе, либо вне ее. Изобретение обеспечивает повышение точности измерений импульсной тяги. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике (испытательным стендам для жидкостных ракетных двигателей малой тяги (ЖРДМТ)), используемых в качестве исполнительных органов систем управления космических аппаратов, разгонных блоков и других объектов.
Основную долю времени такие двигатели работают на орбите в импульсных режимах. Минимальная длительность импульса составляет τи~5⋅10-2 с, максимальная частота включений f~20 Гц.
В настоящее время принято импульс тяги ЖРДМТ в импульсном режиме определять как произведение импульса давления, полученного в импульсном режиме работы, на тяговый комплекс, полученный в непрерывном режиме работы двигателя.
Для повышения точности определения основных параметров ЖРДМТ в импульсных режимах работы необходима оценка тягового комплекса в режимах одиночных включений, отличающегося от полученного в непрерывном режиме, на величину потерь в переходных процессах при запуске и останове двигателя. Чем меньше длительность импульса ЖРДМТ, тем большее влияние оказывают переходные процессы на значение тягового комплекса.
Известно устройство (Жуковский А.Е. Испытания жидкостных ракетных двигателей: Учебник для студентов авиационных специальностей ВУЗов [Текст] / А.Е. Жуковский, B.C. Кондрусев, В.В. Окорочков. - 2-е изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1992. - 352 с. (стр. 291…298), реализующее активный метод измерения импульсной тяги, когда измеряется не реакция истекающих из сопла двигателя газов, а прямое силовое воздействие сверхзвуковой струи продуктов сгорания. При этом методе за соплом ЖРДМТ устанавливается газоприемная ловушка закрытого типа, обеспечивающая разворот газов строго на 90° по отношению к оси двигателя и их отвод в радиальном направлении. Ловушка выполняет роль мембраны, являющаяся упругим силовым элементом тягоизмерительного устройства. При малых перемещениях и использовании аппаратуры высокочастотного преобразователя давления индуктивного типа (ДД-10 со срезанной мембраной) получены результаты измерения импульсной тяги активным тягоизмерительным устройством удовлетворительно отражающие, в том числе, изменение давления в камере сгорания.
Недостатками данного технического решения являются:
- отсутствие достоверных методов расчета газодинамического тракта ловушки;
- необходимость использования экспериментальных методов выбора: размера, профиля отводных каналов ловушки и расстояния от среза сопла до плоскости входа в ловушку и др.;
- сравнительно невысокая точность;
- малый ресурс ловушки из-за ее взаимодействия с высокотемпературными продуктами сгорания и др.
Наиболее близким к заявленному техническому решению является датчик тяги (патент ФРГ № DE 3238951 C2, МПК G01L 1/22, опубл. 1985-10-17), в котором достигается уменьшение влияния поперечных нагрузок и повышение чувствительности. Это обеспечивается применением двух одинаковых профилированных мембран, одна из которых препарирована тензодатчиками. Кроме того, конструкция имеет элемент защиты от перегрузок.
Наличие двух разнесенных по оси силопередачи звездообразных элементов повышает собственную частоту конструкции и снижает конструктивную погрешность при измерении силы. Предложенный упругий элемент с несколькими тензопреобразователями может быть использован для создания тензоустройства импульсных усилий.
Недостатками описанного технического решения являются:
- ограничения по величине тяги испытуемых изделий;
- ограничения по собственной частоте тягоизмерительного устройства (существенное влияние массы различных двигателей);
- влияние на показания тензодатчиков температуры окружающей среды при испытаниях двигателей (отсутствие температурной компенсации);
- необходимость строгого соблюдения технологии приклеивания тензодатчиков на рабочее место;
- сравнительно невысокая точность.
Задачами, на решение которых направлено заявляемое изобретение являются: создание тягоизмерительного устройства для определения тяги жидкостного ракетного двигателя малой тяги, тягового комплекса в импульсных режимах работы с максимально возможной точностью.
Техническим результатом является расширение возможностей тягоизмерительного устройства по значениям тяги и собственной частоте, а также увеличение точности измерений импульсной тяги.
Технический результат достигается за счет того, что заявляемое тягоизмерительное устройство для испытаний жидкостных ракетных двигателей малой тяги в импульсных режимах работы, состоящее из корпуса и упругих элементов, отличающееся тем, что корпус устройства выполнен в виде круговой балки, упругие элементы представляют собой радиально ориентированные лепестки прямоугольного сечения, скрепляющие корпус устройства и технологический фланец с испытуемым двигателем, а их количество, длина и параметры профиля обеспечивают собственную частоту конструкции, не меньше, чем в десять раз превышающую частоту измеряемых импульсов тяги, при этом в устройстве используются высокоточные лазерные датчики перемещения, которые в процессе работы двигателя располагаются либо в барокамере в герметичном корпусе, либо вне ее.
Тягоизмерительное устройство для испытаний ЖРДМТ в импульсных режимах работы, отличающееся тем, что в качестве лепестковых элементов установлены сильфонные герметичные тензодатчики.
Тягоизмерительное устройство для испытаний ЖРДМТ в импульсных режимах работы, отличающееся тем, что в устройстве для расширения диапазона тяг испытуемых двигателей могут быть применены 2, 3, 4, 6 лепестковых упругих элементов.
Тягоизмерительное устройство для испытаний ЖРДМТ в импульсных режимах работы, отличающееся тем, что датчики передают измерительную информацию в стендовую компьютерную систему.
Техническим результатом, обеспечиваемым приведенной совокупностью признаков является возможность измерения тяги ЖРДМТ в импульсных режимах работы, поскольку тягоизмерительное устройство может обеспечить требуемую собственную частоту, а высокая эффективность измерения реализуется за счет точности определения перемещений лазерным датчиком, который механически развязан с конструкцией устройства.
Сущность изобретения поясняется следующими чертежами:
- на фиг. 1 схематично представлено тягоизмерительное устройство для испытаний ЖРДМТ в импульсных режимах работы (вид сверху);
- на фиг. 2 представлено сечение А-А тягоизмерительного устройства для испытаний ЖРДМТ в импульсных режимах работы.
Устройство состоит из рабочего стола вакуумной камеры 1, кольцевой балки 2, ЖРДМТ 3, крепежного фланца двигателя 4, технологического фланца 5, упругой балки (лепесткового типа) 6, крепежных элементов 7, лазерного датчика перемещения 8 и отражающей поверхности 9.
Работает тягоизмерительное устройство следующим образом. После сборки тягоизмерительного устройства с испытуемым двигателем и его установки на рабочее место, подключения всех систем, производится проверка собственной частоты конструкции путем ударного воздействия и записи в компьютер колебаний системы. При выполнении условия: собственная частота устройства превышает частоту следования импульсов тяги в десять и более раз, проводится градуировка устройства весовым методом посредством рычажного механизма с помощью поверенных грузов в стационарных условиях в требуемом диапазоне изменения импульсной тяги. В случае получения линейной зависимости сигнала лазерного датчика от тяги осуществляется подготовка вакуумной системы и проводятся испытания ЖРДМТ по программе работы. Затем следует экспресс анализ результатов и, в случае необходимости - повтор отдельных режимов. После чего, выполняется послепусковая градуировка тягоизмерительного устройства и отображаются результаты испытаний в электронном виде и на бумажном носителе.

Claims (4)

1. Тягоизмерительное устройство для испытаний жидкостных ракетных двигателей малой тяги в импульсных режимах работы, состоящее из корпуса и упругих элементов, отличающееся тем, что корпус устройства выполнен в виде круговой балки, упругие элементы представляют собой радиально ориентированные лепестки прямоугольного сечения, скрепляющие корпус устройства и технологический фланец с испытуемым двигателем, а их количество, длина и параметры профиля обеспечивают собственную частоту конструкции, не меньше чем в десять раз превышающую частоту измеряемых импульсов тяги, при этом в устройстве используются высокоточные лазерные датчики перемещения, которые в процессе работы двигателя располагаются либо в барокамере в герметичном корпусе, либо вне ее.
2. Тягоизмерительное устройство для испытаний ЖРДМТ в импульсных режимах работы по п. 1, отличающееся тем, что в качестве лепестковых элементов установлены сильфонные герметичные тензодатчики.
3. Тягоизмерительное устройство для испытаний ЖРДМТ в импульсных режимах работы по п. 1, отличающееся тем, что в устройстве для расширения диапазона тяг испытуемых двигателей могут быть применены 2, 3, 4, 6 лепестковых упругих элементов.
4. Тягоизмерительное устройство для испытаний ЖРДМТ в импульсных режимах работы по п. 1, отличающееся тем, что датчики передают измерительную информацию в стендовую компьютерную систему.
RU2019101733A 2019-01-22 2019-01-22 Тягоизмерительное устройство для испытаний жидкостных ракетных двигателей малой тяги в импульсных режимах работы RU2711813C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019101733A RU2711813C1 (ru) 2019-01-22 2019-01-22 Тягоизмерительное устройство для испытаний жидкостных ракетных двигателей малой тяги в импульсных режимах работы

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019101733A RU2711813C1 (ru) 2019-01-22 2019-01-22 Тягоизмерительное устройство для испытаний жидкостных ракетных двигателей малой тяги в импульсных режимах работы

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2711813C1 true RU2711813C1 (ru) 2020-01-23

Family

ID=69184245

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019101733A RU2711813C1 (ru) 2019-01-22 2019-01-22 Тягоизмерительное устройство для испытаний жидкостных ракетных двигателей малой тяги в импульсных режимах работы

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2711813C1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112555055A (zh) * 2020-12-02 2021-03-26 西安航天动力研究所 液体火箭发动机冲击载荷结构响应预示方法
RU2799168C1 (ru) * 2023-01-23 2023-07-04 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Удмуртский государственный университет" Способ и устройство для испытания стрелкового оружия и/или стендовых испытаний ракетных двигателей

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2925013A (en) * 1956-05-01 1960-02-16 North American Aviation Inc Rocket engine assembly testing and launching apparatus
RU2221995C2 (ru) * 2001-06-20 2004-01-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнёва" Способ измерения силы тяги реактивного двигателя и стенд для его осуществления
RU2614900C1 (ru) * 2015-11-20 2017-03-30 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Силоизмерительная система стенда для испытания авиационных двигателей
US20170175680A1 (en) * 2014-04-03 2017-06-22 Snecma Method and device for monitoring a parameter of a rocket engine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2925013A (en) * 1956-05-01 1960-02-16 North American Aviation Inc Rocket engine assembly testing and launching apparatus
RU2221995C2 (ru) * 2001-06-20 2004-01-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнёва" Способ измерения силы тяги реактивного двигателя и стенд для его осуществления
US20170175680A1 (en) * 2014-04-03 2017-06-22 Snecma Method and device for monitoring a parameter of a rocket engine
RU2614900C1 (ru) * 2015-11-20 2017-03-30 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Силоизмерительная система стенда для испытания авиационных двигателей

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112555055A (zh) * 2020-12-02 2021-03-26 西安航天动力研究所 液体火箭发动机冲击载荷结构响应预示方法
RU2799168C1 (ru) * 2023-01-23 2023-07-04 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Удмуртский государственный университет" Способ и устройство для испытания стрелкового оружия и/или стендовых испытаний ракетных двигателей

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Lee et al. Review of pyroshock wave measurement and simulation for space systems
RU2711813C1 (ru) Тягоизмерительное устройство для испытаний жидкостных ракетных двигателей малой тяги в импульсных режимах работы
Svete et al. Identifying the high-frequency response of a piezoelectric pressure measurement system using a shock tube primary method
Bach et al. Kiel probes for stagnation pressure measurement in rotating detonation combustors
Haghdoost et al. Mitigation of pressure fluctuations from an array of pulse detonation combustors
Liu et al. Suspension force measuring system for hypersonic wind tunnel test: Design and tests
Bouchilloux et al. Amplified piezoelectric actuators: from aerospace to underwater applications
Dubois Six-component strain-gage balances for large wind tunnels: This paper concerns the design, equipment, thermal-effects compensation and calibration of various multicomponent strain-gage balances used in the large subsonic and supersonic ONERA wind tunnels in France
Paxson et al. Operability of an ejector enhanced pulse combustor in a gas turbine environment
Bakos et al. Expansion of the Scramjet ground test envelope of the HYPULSE facility
Kim et al. Drag and heat-flux assessment of hypersonic flow on an asymmetric blunt shaped body
Yu et al. Freestream Static Pressure Measurements in the T5 Reflected Shock Tunnel
Valdez et al. A new thrust stand for testing multi-stream and heat simulated supersonic nozzles
Hardi et al. High frequency combustion instabilities in liquid propellant rocket engines: research programme at DLR Lampoldshausen
US3365941A (en) Precision thrust gage
RU198463U1 (ru) Устройство для измерения газодинамических нагрузок на моделях элементов стартового сооружения в газодинамическом стенде с модельной двигательной установкой
Mee et al. Balances for the measurement of multiple components of force in flows of a millisecond duration
Shukla et al. Preliminary Design Approach for Sub-Scale Rocket Motor Thrust Stand
Hernandez-McCloskey et al. Design of the UTSA High-Enthalpy Shock Tube Facility
Freund et al. Compressor-face boundary condition experiment-Generation of acoustic pulses in annular ducts
Jianhai et al. Shock Environment Analysis of Rocket-Satellite Separation
Komlev et al. Thrust measurement of liquid propulsion thruster
Plaehn et al. Effect of Fuel Injection Location on Operability and Performance of a Continuously Variable Geometry Rotating Detonation Engine
Nazarov et al. Methodology for assessing reliability of stand-bed systems in testing liquid throat engines
Grey et al. COMBUSTION INSTABILITY IN LIQUID PROPELLANT ROCKET MOTORS