RU2730775C1 - Electric rocket engine jet force measuring instrument - Google Patents
Electric rocket engine jet force measuring instrument Download PDFInfo
- Publication number
- RU2730775C1 RU2730775C1 RU2019139077A RU2019139077A RU2730775C1 RU 2730775 C1 RU2730775 C1 RU 2730775C1 RU 2019139077 A RU2019139077 A RU 2019139077A RU 2019139077 A RU2019139077 A RU 2019139077A RU 2730775 C1 RU2730775 C1 RU 2730775C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- strain gauge
- meter according
- rigidly connected
- thrust meter
- jet
- Prior art date
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
- 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
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ.FIELD OF TECHNOLOGY.
Изобретение относится к устройствам для испытания электрических ракетных двигателей, в частности, к измерителям реактивной тяги.The invention relates to a device for testing electric rocket engines, in particular, to meters for jet thrust.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ.LEVEL OF TECHNOLOGY.
Под электрическим ракетным двигателем (ЭРД) в уровне техники понимается ракетный двигатель, принцип работы которого основан на преобразовании электрической энергии в направленную кинетическую энергию частиц. ЭРД классифицируют по преобладающему механизму ускорения частиц. Различают следующие типы двигателей: электротермические ракетные двигатели электростатические двигатели, сильноточные (электромагнитные, магнитодинамические) двигатели, импульсные двигатели.An electric rocket engine (ERE) in the prior art is understood to mean a rocket engine, the principle of operation of which is based on the conversion of electrical energy into directed kinetic energy of particles. EJEs are classified according to the predominant particle acceleration mechanism. There are the following types of motors: electrothermal rocket motors, electrostatic motors, high-current (electromagnetic, magnetodynamic) motors, pulse motors.
Под реактивной тягой в уровне техники понимается сила, возникающая в результате взаимодействия реактивной двигательной установки с истекающей из сопла струей расширяющейся жидкости или газа, обладающих кинетической энергией. В предшествующем уровне техники раскрываются различные технические решения, относящиеся к измерителям реактивной тяги ракетных двигателей, включая ЭРД, часть из которых относится к баллистическим маятникам.In the prior art, jet thrust is understood to mean a force resulting from the interaction of a jet propulsion system with a jet of expanding liquid or gas flowing out of a nozzle having kinetic energy. The prior art discloses various technical solutions related to meters for jet thrust of rocket engines, including ERE, some of which are related to ballistic pendulums.
Под баллистическими маятниками изначально в уровне техники понимались приборы для определения эффективности взрывчатого вещества. Такой маятник представляет собой подвешенный на металлических нитях цилиндрический груз, в который вкладывается заряд взрывчатки. При подрыве этого заряда фиксируют величину отклонения маятника и в соответствии с данным отклонением определяют свойства этого заряда, например, его поражающую силу.Ballistic pendulums were originally understood in the prior art to mean devices for determining the effectiveness of an explosive. Such a pendulum is a cylindrical load suspended on metal threads, into which an explosive charge is inserted. When this charge is detonated, the value of the deflection of the pendulum is recorded and, in accordance with this deviation, the properties of this charge, for example, its striking force, are determined.
Существует другая разновидность баллистического маятника - маятник представляет собой массивное тело, подвешенное в покое, и на него воздействуют реактивной струей, а о мощности заряда судят по отклонению этого массивного тела.There is another type of ballistic pendulum - the pendulum is a massive body suspended at rest, and it is affected by a jet stream, and the power of the charge is judged by the deflection of this massive body.
Аналогичные баллистические маятники используют и для определения реактивной тяги ракетных двигателей, причем, в уровне техники раскрываются оба вышеописанных подхода.Similar ballistic pendulums are used to determine the jet thrust of rocket engines, and both of the above approaches are disclosed in the prior art.
Так в патенте на полезную модель RU 167873 раскрывается баллистический маятник, который выполнен в виде массивной платформы, подвешенной на тонких тросах к горизонтальной оси относительно которой маятник укреплен с возможностью свободного вращения и к данной платформе прикреплен ракетный двигатель.So in the patent for utility model RU 167873 a ballistic pendulum is disclosed, which is made in the form of a massive platform suspended on thin cables from a horizontal axis relative to which the pendulum is fixed with the possibility of free rotation and a rocket engine is attached to this platform.
По величине реактивной тяги судят по углу поворота массивной платформы относительно оси вращения, где угол поворота фиксируется датчиком угла поворота. На наш взгляд, известный измеритель реактивной тяги позволяет, скорее, продемонстрировать реактивную тягу, чем детально проанализировать возникающую реактивную силу, а также все остальные характеристики электрического ракетного двигателя.The magnitude of the jet thrust is judged by the angle of rotation of the massive platform relative to the axis of rotation, where the angle of rotation is fixed by the sensor of the angle of rotation. In our opinion, the well-known jet thrust meter makes it possible, rather, to demonstrate the jet thrust than to analyze in detail the arising jet force, as well as all other characteristics of the electric rocket engine.
Второй подход продемонстрирован в статье С.П. Горбунова и др. «Механические характеристики плазмы катодного факела низкоиндуктивной вакуумной искры», Прикладная физика, №: 2006 г., с. 72-75, где в качестве баллистического маятника, позволяющего определить силу тяги ЭРД (плазменного движителя), используется баллистический маятник в виде металлического диска, подвешенного на заземленной проволоке.The second approach is demonstrated in the article by S.P. Gorbunova et al. "Mechanical characteristics of the plasma of a cathode flame of a low-inductive vacuum spark", Applied Physics, no .: 2006, p. 72-75, where a ballistic pendulum in the form of a metal disk suspended on a grounded wire is used as a ballistic pendulum, which makes it possible to determine the thrust force of an EJE (plasma propulsor).
Однако, все баллистические маятники позволяют зафиксировать факт наличия реактивной силы, а также произвести замеры тяги полученного импульса, но ни в коем случае не приспособлены для измерения тяги электрического ракетного двигателя в непрерывном режиме, что требуется в нашем случае. Другим подходом к измерению реактивной тяги является использование измерителей тяги, действие которых связано с установкой мишени на системе рычагов, при этом, в качестве контролируемых параметров, позволяющих рассчитать силу тяги, могут быть зафиксированы напряжения в мишенях, возникающие при их взаимодействии с реактивной струей.However, all ballistic pendulums allow to record the fact of the presence of reactive force, as well as to measure the thrust of the received impulse, but in no case are they adapted to measure the thrust of an electric rocket engine in a continuous mode, which is required in our case. Another approach to measuring jet thrust is the use of thrust meters, the action of which is associated with the installation of the target on a system of levers, while stresses in the targets arising from their interaction with the jet stream can be recorded as controlled parameters that allow calculating the thrust force.
Такое устройство для измерения реактивной тяги раскрывается в авторском свидетельстве SU250516 и является наиболее близким к предложенному. Устройство для измерения малых тяг модельного ЭРД содержит датчик со следящей системой и регулирующий элемент. Датчик, представляющий собой рессору с наклеенным на нее тензодатчиком, установлен на опорном элементе. При взаимодействии рессоры с реактивной струей, она изгибается и под действием реактивной тяги изменяется электрическое сопротивление. Следящая система позволяет зафиксировать это изменение, а также его величину и по величине этого изменения может быть рассчитана величина измеряемой реактивной тяги.Such a device for measuring jet thrust is disclosed in inventor's certificate SU250516 and is the closest to the proposed one. A device for measuring small thrust of a model EJE contains a sensor with a tracking system and a regulating element. The sensor, which is a spring with a strain gauge glued to it, is mounted on a support element. When the spring interacts with the jet stream, it bends and the electrical resistance changes under the influence of the jet thrust. The tracking system allows you to fix this change, as well as its magnitude, and from the magnitude of this change, the value of the measured jet thrust can be calculated.
Как следует из описания известного технического решения, оно позволяет измерять малые тяги модельных ЭРД, однако недостатком известного технического решения является тот фактор, что данная методика подразумевает подвешивание системы ЭРД на лентах или тросах для обеспечения некоторого перемещения вдоль оси - линии действия реактивной тяги. В следствии этого, данное техническое решение может быть использовано не для всех видов ЭРД, например, для магнитоплазменных или магнитодинамических двигателей с внешним магнитным полем его использовать нельзя в силу того, что магнитный двигатель устанавливается в стационарную магнитную систему, обеспечивающую его внешнее магнитное поле. Из цитируемого авторского свидетельства следует, что измеритель тяги работает с макроскопическими смещениями, что не обеспечивает высокую точность измерений при малой реактивной тяге.As follows from the description of the known technical solution, it allows you to measure the small thrust of model EJEs, however, the disadvantage of the known technical solution is the fact that this technique involves the suspension of the EJE system on tapes or cables to provide some movement along the axis - the line of action of the jet thrust. As a result, this technical solution can not be used for all types of electric propulsion, for example, for magnetoplasma or magnetodynamic motors with an external magnetic field, it cannot be used due to the fact that the magnetic motor is installed in a stationary magnetic system that provides its external magnetic field. It follows from the cited inventor's certificate that the thrust meter operates with macroscopic displacements, which does not provide high measurement accuracy at low jet thrust.
Кроме того, в известном техническом решении речь идет об измерителе тяги, эксплуатируемом для измерений тяги в модельных двигателях и в условиях, далеких от условий эксплуатации.In addition, in the known technical solution, we are talking about a thrust meter used for measuring thrust in model engines and under conditions far from operating conditions.
РАСКРЫТИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ.DISCLOSURE OF THE INVENTION.
Предложенное техническое решение позволяет устранить все выявленные технические проблемы, а именно, позволяет решить следующую задачу: реализовать измеритель реактивной тяги, способный производить измерения характеристик любого ЭРД в непрерывно работающем режиме (стационарном режиме работы), обеспечивающий длительные испытания интересующей модели ЭРД, а также обладающего простой конструкцией, позволяющей установить данный измеритель тяги в любой пригодной для проведения измерений камере.The proposed technical solution makes it possible to eliminate all identified technical problems, namely, it allows to solve the following problem: to implement a jet thrust meter capable of measuring the characteristics of any EJE in a continuously operating mode (stationary operation mode), providing long-term tests of the EJE model of interest, as well as having a simple design that allows this thrust meter to be installed in any chamber suitable for measurement.
Поставленная задача решается измерителем реактивной тяги ракетного двигателя, содержащим рычажный элемент, на одном из концов которого размещена приемная пластина из графита, опорный элемент, тензометрический датчик и комплект средств, обеспечивающий расчет реактивной тяги, где тензометрический датчик одним концом жестко связан с опорным элементом, а другим концом жестко связан с рычажным элементом с образованием в тензометрическом датчике свободной от жесткой связи области, способной к микроскопическому параллельному сдвигу относительно жестко связанных концов тензометрического датчика.The problem is solved by a rocket engine jet thrust meter containing a lever element, at one of the ends of which there is a receiving plate made of graphite, a support element, a strain gauge and a set of tools that provides for the calculation of jet thrust, where the strain gauge is rigidly connected to the support element at one end, and the other end is rigidly connected to the lever element with the formation in the strain gauge of a region free of rigid connection, capable of microscopic parallel displacement relative to the rigidly connected ends of the strain gauge.
В частных воплощениях изобретения поставленная задача решается измерителем реактивной тяги, в котором тензометрический датчик выполнен с перешейками, в которых размещены тензочувствительные элементы датчика.In particular embodiments of the invention, the problem is solved by a jet thrust meter, in which the strain gauge sensor is made with isthmuses, in which the strain gauge elements of the sensor are located.
Тензометрический датчик в измерителе тяги может быть связан с рычажным и опорным элементами посредством крепежных элементов.The strain gauge in the thrust meter can be connected to the linkage and support elements by means of fasteners.
При этом в качестве крепежного элемента может быть использован хомут.In this case, a clamp can be used as a fastening element.
Тензометрический датчик в частных воплощениях измерителя тяги может быть выполнен с возможностью подвода к нему охлаждающей среды.A strain gauge sensor in particular embodiments of a thrust meter can be configured to supply a cooling medium to it.
Рычажный элемент измерителя тяги может быть выполнен из графита.The lever element of the thrust meter can be made of graphite.
В других воплощениях изобретения рычажный элемент измерителя тяги может быть выполнен из керамики на основе карбида кремния.In other embodiments of the invention, the thrust meter arm may be made of silicon carbide ceramic.
Тензометрический датчик может быть выполнен в алюминиевом корпусе.The strain gauge can be made in an aluminum housing.
Комплект средств измерителя реактивной тяги, обеспечивающих расчет реактивной тяги, может включать модуль регистрации сигнала тензометрического датчика, аналого-цифровой преобразователь сигнала, физический интерфейс передачи данных с протоколом обмена данных, USB порт питания и обмена данными с компьютером и программное обеспечение обработки данных на компьютере.A set of means for measuring jet thrust, providing for calculating jet thrust, may include a module for recording a signal of a strain gauge sensor, an analog-to-digital signal converter, a physical interface for data transmission with a data exchange protocol, a USB port for power supply and data exchange with a computer, and software for processing data on a computer.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ.BRIEF DESCRIPTION OF DRAWINGS.
На фиг. 1 приведен общий вид измерителя реактивной тяги электрического ракетного двигателя.FIG. 1 shows a general view of the jet thrust meter for an electric rocket engine.
На фиг. 2 приведен укрупненный вид соединения тензометрического датчика с рычажным и опорным элементами (вид сбоку).FIG. 2 shows an enlarged view of the connection of the strain gauge sensor with the lever and support elements (side view).
На фиг. 3 приведен общий вид тензометрического датчика.FIG. 3 shows a general view of the strain gauge.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ.CARRYING OUT THE INVENTION
Измеритель реактивной тяги ЭРД (см. фиг. 1 и фиг. 2) содержит рычажный элемент (1), на одном из концов которого установлена приемная пластина из графита (2), опорный элемент (3), тензометрический датчик (4) и комплект средств, обеспечивающий расчет силы тяги. Тензометрический датчик (4) одним концом жестко связан с опорным элементом (3), а другим концом жестко связан с рычажным элементом (1) с образованием в тензометрическом датчике свободной от жесткой связи области, способной к микроскопическому параллельному сдвигу относительно жестко связанных частей упомянутого тензометрического датчика (1).EJE jet thrust meter (see Fig. 1 and Fig. 2) contains a lever element (1), at one of the ends of which a receiving plate made of graphite (2), a support element (3), a strain gauge (4) and a set of means , providing the calculation of the thrust force. The strain gauge (4) at one end is rigidly connected to the support element (3), and the other end is rigidly connected to the lever element (1) to form in the strain gauge a region free from rigid connection capable of microscopic parallel shift relative to the rigidly connected parts of the said strain gauge (1).
Такая конструкция измерителя реактивной тяги в процессе его эксплуатации при погружении приемной пластины (2) в поток плазмы и при приложении силы к пластине будет вызывать у рычажного элемента (1) стремление сместиться. Однако, перемещение рычажного элемента (1) из-за его жесткого крепления к тензометрическому датчику (4) будет сильно ограничено. Таким образом, усилие будет передаваться к свободной (незакрепленной) части датчика (4), вызывая напряжения в тензочувствительных элементах (5).Such a design of the jet thrust meter during its operation, when the receiving plate (2) is immersed in the plasma flow and when a force is applied to the plate, will cause the lever element (1) to move. However, the movement of the lever element (1) due to its rigid attachment to the strain gauge (4) will be severely limited. Thus, the force will be transmitted to the free (unsecured) part of the sensor (4), causing stresses in the strain-gauge elements (5).
При использовании для измерения силы реактивной тяги такой конфигурации измерения проводятся без макроскопического сдвига приемной пластины.When this configuration is used to measure the thrust force, the measurements are taken without macroscopic displacement of the receiving plate.
В этом случае минимизируется влияние на результаты измерений коммуникаций и подводящих линий, в особенности, сил упругости и трения, появляющихся при смещении, т.е. возрастает точность измерений.In this case, the influence on the measurement results of communications and supply lines, in particular, the forces of elasticity and friction that appear during displacement, i.e. the measurement accuracy increases.
Для некоторых воплощений изобретения целесообразно выполнение тензометрического датчика с перешейками (6) (см. фиг. 3). В этом случае тензочувствительные элементы (5) тензометрического датчика (4) располагаются на перешейках (6), играющих роль концентраторов напряжений и повышающих чувствительность тензометрического датчика (4).For some embodiments of the invention, it is advisable to make a strain gauge sensor with isthmuses (6) (see Fig. 3). In this case, the strain gauge elements (5) of the strain gauge (4) are located on the isthmuses (6), which play the role of stress concentrators and increase the sensitivity of the strain gauge (4).
Тензометрический датчик (4) может быть выполнен в любом металлическим корпусе, в нашем случае использовался алюминиевый корпус.The strain gauge (4) can be made in any metal case, in our case we used an aluminum case.
Выбор в качестве материала для приемной пластины (2) графита обусловлен следующим.The choice of graphite as a material for the receiving plate (2) is due to the following.
Графит обладает низкой плотностью, высокой эрозионной стойкостью и степенью черноты ε=1. Благодаря этому приемная пластина (2) обладает низкой массой, способна выдержать интенсивное воздействие плазмы и может рассеять большую долю тепла через излучение, снизив таким образом поток тепла через рычажный элемент (1) к тензометрическому датчику (4).Graphite has a low density, high erosion resistance and emissivity ε = 1. Due to this, the receiving plate (2) has a low mass, is able to withstand intense plasma exposure and can dissipate a large proportion of heat through radiation, thus reducing the heat flow through the lever element (1) to the strain gauge (4).
Для изготовления приемной пластины опционально использовать графит с низким коэффициентом линейного сопротивления и изотропными свойствами, например, графит марки DE21 (производство ЗАО «ГРАФИ»).For the manufacture of the receiving plate, it is optional to use graphite with a low coefficient of linear resistance and isotropic properties, for example, graphite of the DE21 brand (manufactured by CJSC GRAFI).
При использовании приемной пластины (2) из графита целесообразно для рычажного элемента (1) использовать материал с рабочей температурой и коэффициентом линейного расширения близким к этим характеристикам у графита.When using a receiving plate (2) made of graphite, it is advisable for the lever element (1) to use a material with a working temperature and a coefficient of linear expansion close to those of graphite.
Исследования показали, что приемлемыми материалами будут керамические материалы или материалы на основе графита.Studies have shown that ceramic or graphite-based materials are acceptable materials.
Нами были опробованы керамика на основе оксида алюминия, SiC керамика и графит.We have tested ceramics based on aluminum oxide, SiC ceramics and graphite.
С наилучшей стороны себя зарекомендовала SiC керамика и графит, хотя для некоторых воплощений изобретения подойдет также керамика на основе оксида алюминия или иная. Рабочая температура SiC керамики - 1800°С, температура плавления 2700°С, а теплопроводность - 10 Вт/м х К.SiC ceramics and graphite have proven their best, although alumina ceramics or other ceramics are also suitable for some embodiments of the invention. The working temperature of SiC ceramics is 1800 ° C, the melting point is 2700 ° C, and the thermal conductivity is 10 W / mx K.
Однако, проще изготовить рычажный элемент также из графита, в качестве которого был опробован графит марки SN21, свойства которого близки к свойствам графита марки DE21.However, it is easier to manufacture a lever element also from graphite, for which we tested SN21 graphite, the properties of which are close to those of DE21 graphite.
Функцией опорного элемента (3) является закрепление измерителя тяги в камере (не показана), в которой будут проходить испытания ракетного двигателя. Опорный элемент (3) как правило, жестко крепится к стенкам испытательной камеры в распорку или с помощью каких-либо дополнительных крепежных элементов.The function of the support element (3) is to fix the thrust meter in a chamber (not shown) in which the rocket engine will be tested. The support element (3) is usually rigidly attached to the walls of the test chamber using a spacer or with the help of some additional fasteners.
С помощью крепежных элементов (7, 8) также осуществляют в оптимальных воплощениях изобретения жесткую связь между тензометрическим датчиком (4) и опорным (3) и рычажным (1) элементами. В качестве таких элементов можно использовать хомуты.With the help of fastening elements (7, 8), in the optimal embodiments of the invention, a rigid connection is also made between the strain gauge (4) and the support (3) and lever (1) elements. Clamps can be used as such elements.
Каждый измеритель тяги снабжен комплектом средств, обеспечивающих расчет силы реактивной тяги, который может включать модуль регистрации сигнала тензометрического датчика, аналого-цифровой преобразователь сигнала, физический интерфейс передачи данных с протоколом обмена данных, USB порт питания и обмена данными с компьютером и программное обеспечение обработки данных на компьютере.Each thrust meter is equipped with a set of tools for calculating the thrust force, which may include a strain gauge signal acquisition module, an analog-to-digital signal converter, a physical data interface with a data exchange protocol, a USB port for power supply and data exchange with a computer, and data processing software on the computer.
Рабочий интерфейс позволяет в реальном времени регистрировать создаваемую реактивной струей тягу [мН] и удельный импульс [м/с], с возможностью, при этом, также прямо во время работы двигателя управлять и изменять, применяемый для расчетов удельного импульса, массовый расход рабочего тела [мг/с]. Дополнительно, программное обеспечение отдельно фиксирует полученное для заданного конкретного испытания максимальное значение реактивной тяги и удельного импульса для заданного в указанном испытании массового расхода рабочего тела.The operating interface allows real-time recording of the thrust [mN] and specific impulse [m / s] created by the jet stream, with the possibility, at the same time, also directly during engine operation, to control and change the mass flow rate of the working fluid used for calculating the specific impulse [ mg / s]. Additionally, the software separately records the maximum value of the reactive thrust and specific impulse obtained for a given specific test for the mass flow rate of the working fluid given in the specified test.
Помимо этого, все данные записываются в log-файлы, с пометкой даты, времени и типа испытаний и, при помощи математических пакетов, обрабатываются с последующим построением графиков зависимостей реактивной тяги от времени работы двигателя, и также удельного импульса от времени работы для анализа полученных в результате испытаний данных.In addition, all data are recorded in log files, marked with the date, time and type of tests and, using mathematical packages, are processed with the subsequent construction of graphs of dependences of jet thrust on engine operation time, and also specific impulse on operation time for analysis obtained in test result data.
Изобретение осуществляется следующим образом.The invention is carried out as follows.
Измеритель состоит из графитовой приемной пластины (2) диаметром 150 мм, соединенной с графитовым рычажным элементом (1) длиной 400 мм. Графитовое плечо через крепежный хомут жестко соединено с тензодатчиком (4), корпус которого выполнен из алюминиевого сплава.The meter consists of a 150 mm diameter graphite receiving plate (2) connected to a 400 mm long graphite lever element (1). The graphite shoulder is rigidly connected to the load cell (4), the body of which is made of aluminum alloy, through the fastening clamp.
Чувствительные элементы датчика (5) располагаются в области перешейков (6), играющих роль концентраторов напряжений и повышающих чувствительность сенсора.The sensitive elements of the sensor (5) are located in the area of the isthmuses (6), which play the role of stress concentrators and increase the sensitivity of the sensor.
Крепежный хомут (7), соединяющий графитовое плечо и тензодатчик, охлаждается потоком воды, что обеспечивает поддержание температуры тензодатчика на рабочем уровне (ниже 50°С).The fastening clamp (7) connecting the graphite arm and the load cell is cooled by the water flow, which ensures that the temperature of the load cell is maintained at the operating level (below 50 ° C).
Опорный элемент (3) жестко закрепляется в вакуумной камере. Приемная пластина (2) устанавливается таким образом, чтобы ее ось совпадала с осью реактивной струи, создаваемой двигателем.The support element (3) is rigidly fixed in the vacuum chamber. The receiving plate (2) is installed so that its axis coincides with the axis of the jet generated by the engine.
При погружении графитового диска в плазменную струю, сила, оказываемая потоком на пластину, благодаря жесткому сцеплению передается в свободную (незакрепленную) часть тензодатчика, вызывая его микроскопическое смещение относительно неподвижной части. Это приводит к возникновению изменения сопротивления тензочувствительных элементов, расположенных в перешейках тензодатчика и возникновению электрического сигнала, который подлежит регистрации.When a graphite disk is immersed in a plasma jet, the force exerted by the flow on the plate, due to the rigid adhesion, is transmitted to the free (non-fixed) part of the strain gauge, causing its microscopic displacement relative to the stationary part. This leads to the appearance of a change in the resistance of the strain-sensitive elements located in the isthmus of the strain-gauge and the appearance of an electrical signal that is subject to registration.
Регистрация сигнала происходит посредством специализированного модуля.Signal registration is carried out by means of a specialized module.
Модуль регистрации выполнен на базе микроконтроллера Arduino Uno. Питание и обмен данными с компьютером производится через порт USB. Передача данных осуществляется через физический интерфейс UART. Сигнал с датчика (аналоговый 0.5 мВ) преобразуется 24-битным АЦП НХ711 и передается в Arduino Uno, где преобразуется в протокол RS-232 и обрабатывается на компьютере.The registration module is based on the Arduino Uno microcontroller. Power supply and data exchange with the computer is carried out through the USB port. Data transfer is carried out via the physical UART interface. The signal from the sensor (analog 0.5 mV) is converted by the HX711 24-bit ADC and transmitted to the Arduino Uno, where it is converted to the RS-232 protocol and processed on the computer.
На экране компьютера можно видеть силу реактивной тяги в режиме реального времени, что позволяет оперативно прямо во время испытаний изменять условия работы двигателя в ожидании получения интересующих характеристик.On the computer screen, you can see the thrust force in real time, which allows you to quickly change the operating conditions of the engine during testing in anticipation of obtaining the characteristics of interest.
Как следует из вышеизложенного, заявленный измеритель реактивной тяги ЭРД позволяет с достаточно высокой точностью (относительная погрешность не более 5%) определять реактивную тягу двигателя в режиме реального времени. Кроме того, измеритель обладает простой конструкцией и легко может быть установлен в любой пригодной для проведения испытаний камере.As follows from the foregoing, the claimed EJE jet thrust meter makes it possible to determine the engine jet thrust in real time with a sufficiently high accuracy (relative error no more than 5%). In addition, the meter has a simple design and can be easily installed in any test chamber.
Claims (9)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019139077A RU2730775C1 (en) | 2019-12-02 | 2019-12-02 | Electric rocket engine jet force measuring instrument |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019139077A RU2730775C1 (en) | 2019-12-02 | 2019-12-02 | Electric rocket engine jet force measuring instrument |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2730775C1 true RU2730775C1 (en) | 2020-08-25 |
Family
ID=72237830
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2019139077A RU2730775C1 (en) | 2019-12-02 | 2019-12-02 | Electric rocket engine jet force measuring instrument |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2730775C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2796815C1 (en) * | 2022-06-01 | 2023-05-29 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "Национальный исследовательский центр "Курчатовский институт" | Method and device for measuring plasma flow parameters of electric rocket engines |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0342970A2 (en) * | 1988-05-19 | 1989-11-23 | Control Data Canada Limited | Method & apparatus for real-time measurement of the net thrust of a jet engine |
| RU2091736C1 (en) * | 1994-09-27 | 1997-09-27 | Конструкторское бюро приборостроения | Method of measurement of rocket engine thrust momentum and test bench for its realization |
| RU2221996C2 (en) * | 2001-06-21 | 2004-01-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф.Решетнёва" | Process measuring thrust force of jet engine installations and bench for its implementation |
| FR3021741A1 (en) * | 2014-05-27 | 2015-12-04 | Snecma | METHOD FOR MEASURING THE FLOW OF GAS AT THE EXIT OF A TURBOMACHINE COMBUSTION CHAMBER |
| RU190881U1 (en) * | 2019-03-12 | 2019-07-16 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATION MODES OF A LIQUID ROCKET ENGINE |
-
2019
- 2019-12-02 RU RU2019139077A patent/RU2730775C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0342970A2 (en) * | 1988-05-19 | 1989-11-23 | Control Data Canada Limited | Method & apparatus for real-time measurement of the net thrust of a jet engine |
| RU2091736C1 (en) * | 1994-09-27 | 1997-09-27 | Конструкторское бюро приборостроения | Method of measurement of rocket engine thrust momentum and test bench for its realization |
| RU2221996C2 (en) * | 2001-06-21 | 2004-01-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф.Решетнёва" | Process measuring thrust force of jet engine installations and bench for its implementation |
| FR3021741A1 (en) * | 2014-05-27 | 2015-12-04 | Snecma | METHOD FOR MEASURING THE FLOW OF GAS AT THE EXIT OF A TURBOMACHINE COMBUSTION CHAMBER |
| RU190881U1 (en) * | 2019-03-12 | 2019-07-16 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | BALLISTIC PENDULUM FOR DEMONSTRATION OF OPERATION MODES OF A LIQUID ROCKET ENGINE |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2796815C1 (en) * | 2022-06-01 | 2023-05-29 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "Национальный исследовательский центр "Курчатовский институт" | Method and device for measuring plasma flow parameters of electric rocket engines |
| RU2799168C1 (en) * | 2023-01-23 | 2023-07-04 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Удмуртский государственный университет" | Method and device for testing small arms and/or bench tests of rocket engines |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Nijeweme et al. | Unsteady in-cylinder heat transfer in a spark ignition engine: experiments and modelling | |
| CN101149320B (en) | Material ultra-temperature mechanical performance test method and system | |
| US7338202B1 (en) | Ultra-high temperature micro-electro-mechanical systems (MEMS)-based sensors | |
| WO2014107827A1 (en) | Testing device for simulating service environment of thermal barrier coating and detecting failure of thermal barrier coating in real time | |
| CN110260919A (en) | Method that is a kind of while measuring turbo blade blade tip temperature and strain | |
| RU2730775C1 (en) | Electric rocket engine jet force measuring instrument | |
| RU2688876C2 (en) | Asymmetric bending moment sensor for high-temperature vortex flow meters | |
| CN108490237A (en) | A kind of device and method of potable metal pipeline thermoelectric gesture nondestructive measurement | |
| Hall et al. | Recent advances in transient surface temperature thermometry | |
| Saxena et al. | Fatigue crack growth testing | |
| Purwar et al. | A novel thermocouple for ultra high temperature applications: Design and computational analysis | |
| RU2327961C1 (en) | Process of engine thrust measurement for gas turbine engine on fly | |
| Heuer et al. | Turbulence wall-shear stress sensor for the atmospheric surface layer | |
| McQuivey | Principles and measuring techniques of turbulence characteristics in open-channel flows | |
| Goyne et al. | Transducer for direct measurement of skin friction in hypervelocity impulse facilities | |
| Hamdy et al. | A new high-temperature fretting wear test rig | |
| Sapozhnikov et al. | Bismuth-based gradient heat-flux sensors in thermal experiment | |
| Kumykov et al. | Measuring the Temperature Coefficient of the Surface Tension of Metals in the Solid State | |
| CN108974398B (en) | Multi-angle atomic oxygen test online monitoring device and monitoring method | |
| CN201003949Y (en) | A 900 degree dynamic strain gauge | |
| Cong et al. | Estimation of thermal contact resistance using ultrasonic waves | |
| RU2758414C1 (en) | Apparatus for determining complex of thermophysical characteristics of composite materials | |
| Vasudeven | Measurement of skin friction at hypersonic speeds using fiber-optic sensors | |
| Brodbeck et al. | Experimental Investigation of Twin Scroll Turbocharger Performance Under Pulsating Conditions | |
| RU2100788C1 (en) | Method of measurement of ram pressure of gas flow and device measuring thrust of jet engine |