RU2757652C1 - Installation for determining thrust characteristics of liquid reactive fuels - Google Patents

Installation for determining thrust characteristics of liquid reactive fuels Download PDF

Info

Publication number
RU2757652C1
RU2757652C1 RU2021108966A RU2021108966A RU2757652C1 RU 2757652 C1 RU2757652 C1 RU 2757652C1 RU 2021108966 A RU2021108966 A RU 2021108966A RU 2021108966 A RU2021108966 A RU 2021108966A RU 2757652 C1 RU2757652 C1 RU 2757652C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
installation
working chamber
fuel
mixer
fuels
Prior art date
Application number
RU2021108966A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Максим Владимирович Масюков
Дмитрий Анатольевич Панкин
Дмитрий Александрович Наумов
Владимир Ильич Загарских
Original Assignee
ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ
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 КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ filed Critical ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ
Priority to RU2021108966A priority Critical patent/RU2757652C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2757652C1 publication Critical patent/RU2757652C1/en

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N33/00—Investigating or analysing materials by specific methods not covered by groups G01N1/00 - G01N31/00
    • G01N33/22—Fuels; Explosives

Landscapes

  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Food Science & Technology (AREA)
  • Medicinal Chemistry (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Analytical Chemistry (AREA)
  • Biochemistry (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Immunology (AREA)
  • Pathology (AREA)
  • Investigating Or Analyzing Materials Using Thermal Means (AREA)

Abstract

FIELD: testing materials.
SUBSTANCE: invention relates to the field of testing materials, in particular liquid reactive fuels, using measuring tools by automated determination of thrust characteristics, such as specific thrust R and specific thrust impulse Iti of liquid reactive fuels (LRF), to study the applicability of liquid reactive fuels with the required characteristics in given conditions, and can be used in automated systems for creating and researching new fuel compositions. The installation for determining the traction characteristics of liquid reactive fuels contains a heated working chamber, made with the possibility of oscillation, in the form of a cylindrical body open at one end, which can be closed with the possibility of replacing with a membrane or a plug; fuel supply channel to the working chamber; means for igniting/undermining the fuel-air mixture in the working chamber; pressure sensors installed at a fixed distance from the open end of the installation. The body is closed on one side with a spherical shape, and on the opposite side - a spherical shape with a round threaded hole. The body of the moving part of the installation is rigidly fixed on four metal wheels. Additionally, the installation includes horizontally located metal rails with anti-rollback stoppers, from the side of the open end of the working chamber of the installation; a pin fixed from the outside in the center of the closed end of the working chamber body of the installation; a block for fixing the pressure with a pin, fixed on a surface perpendicular to the plane of horizontal movement of the body of the working chamber of the installation. The installation also contains a cylindrical metal pipe inside, at the same distance from the walls, rigidly fixed horizontally to the axis of the working chamber of the installation on three longitudinal plates of a smaller diameter than the working chamber of the installation; a cylindrical mixer with a device for injecting liquid jet fuel, gaseous oxidizer; a system for supplying a fuel-air mixture with solenoid valves through nozzles from the mixer to the working chamber of the installation; process control unit; a sensor for fixing the temperature inside the housing of the working chamber of the installation.
EFFECT: improving accuracy of measuring the thrust characteristics of liquid jet fuels with the possibility of assessing the dependence of the thrust characteristics of liquid jet fuels on the configuration of the nozzle and compositions of fuel compositions based on LRF, determination of the activation energy required to implement the combustion or detonation process of LRF under various operating conditions, by creating working chamber of approximate conditions of operation and testing of LRF.
1 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области испытаний материалов, в частности, жидких реактивных горючих с помощью измерительных средств путем автоматизированного определения особым способом тяговых характеристик (удельной тяги R и удельного импульса тяги Iуд жидких реактивных горючих (ЖРГ) для исследования применимость жидких реактивных горючих с требуемыми характеристиками в заданных условиях, и может быть использовано в автоматизированных системах создания и исследования новых топливных композиций на основе жидких реактивных горючих.The invention relates to the field of testing materials, in particular, liquid reactive fuels using measuring instruments by automated determination of the thrust characteristics (specific thrust R and specific impulse of thrust I beats of liquid reactive fuels (LRG) for studying the applicability of liquid reactive fuels with the required characteristics in given conditions, and can be used in automated systems for creating and researching new fuel compositions based on liquid jet fuels.

Перед авторами стояла задача разработать автоматизированную установку, позволяющую определять удельную тягу R и удельный импульс тяги Iуд с высокой точностью и достоверностью, а дополнительно энергию необходимую для реализации режима детонации или горения ЖРГ, с возможностью создания начальных условий сходных с условиями эксплуатации ЖРГ в различных системах гражданского и другого назначения, с одновременным сокращением времени испытания (до 14 минут при определении удельной тяги R и удельного импульса тяги Iуд и энергию необходимую для реализации режима детонации или горения ЖРГ), исключения субъективности при выполнении измерений, за счет автоматизации процесса и введения дополнительных блоков и устройств.The authors were faced with the task of developing an automated installation that allows one to determine the specific thrust R and the specific thrust impulse I beats with high accuracy and reliability, and additionally the energy necessary to implement the detonation or combustion mode of the liquid-rocket engine, with the possibility of creating initial conditions similar to the operating conditions of the liquid-rocket engine in various systems civil and other purposes, with a simultaneous reduction in the test time (up to 14 minutes when determining the specific thrust R and the specific impulse of thrust I beats and the energy required to implement the detonation or combustion mode of LRG), excluding subjectivity when performing measurements, by automating the process and introducing additional blocks and devices.

Существующая система испытаний топлив для реактивных двигателей [3] при всех своих достоинствах громоздка и в настоящее время приводит к относительным недостаткам, в частности:The existing system for testing fuels for jet engines [3], with all its advantages, is cumbersome and currently leads to relative disadvantages, in particular:

- сдерживает расширение ресурсов углеводородных горючих для реактивных двигателей,- restrains the expansion of resources of hydrocarbon fuels for jet engines,

- сдерживает научные исследования по разработке перспективных топлив и созданию многофункциональных присадок для повышения качества существующих углеводородных горючих,- inhibits scientific research on the development of promising fuels and the creation of multifunctional additives to improve the quality of existing hydrocarbon fuels,

- сокращение возможности эффективно и рационально использовать свойства топлив для повышения надежности, долговечности и экономичности двигателей современных летательных аппаратов [4].- reducing the ability to effectively and rationally use the properties of fuels to improve the reliability, durability and efficiency of engines of modern aircraft [4].

В настоящее время активно развиваются программы по созданию жидких реактивных горючих и композиций на их основе с заданными параметрами для химических реактивных двигателей (ХРД) современных летательных аппаратов (СЛА) с улучшенными характеристиками, позволяющими эксплуатировать их в экстремальных условиях. В настоящее время лидирующие позицию по созданию и объему инвестиций в разработку новых ЖРГ и композиций на их основе занимают США, Китай, Индия, Франция и Германия [4].Currently, programs are being actively developed to create liquid jet fuels and compositions based on them with specified parameters for chemical jet engines (CRD) of modern aircraft (SLA) with improved characteristics, allowing them to operate in extreme conditions. At present, the USA, China, India, France, and Germany occupy the leading position in the creation and volume of investments in the development of new LRGs and compositions based on them [4].

Одна из проблем создания современных летательных аппаратов, с улучшенными характеристиками, эксплуатируемых в экстремальных условиях заключается в создании ЖРГ и топливных композиций на их основе с заданными параметрами энерго-баллистических характеристик. В связи с этим имеется два направления исследования: разработка нового ЖРГ с улучшенными эксплуатационными показателями и модернизация существующих с возможностью эксплуатации в экстремальных условиях ЖРГ. При этом существует задача, заключающаяся в создании комплекса лабораторных установок и методик, позволяющих проводить предварительную объективную оценку применимости ЖРГ, удельной тяги R и удельного импульса тяги Iуд ЖРГ, создаваемых ЖРГ и топливных композиций на их основе в современных ХРД СЛА эксплуатируемых в экстремальных условиях. В связи с выше изложенным перед авторами стояла задача разработать такую установку, которая позволит воссоздавать требуемые параметры работы ХРД СЛА и сможет отвечать следующим требованиям: точность, достоверность, повторяемость, исключение субъективности при выполнении измерений, малое время проведения эксперимента.One of the problems of creating modern aircraft with improved characteristics, operating in extreme conditions, is to create liquid rocket engines and fuel compositions based on them with given parameters of energy-ballistic characteristics. In this regard, there are two areas of research: the development of a new liquid rocket engine with improved performance and the modernization of existing liquid rocket engines with the ability to operate in extreme conditions. At the same time, there is the task of creating a complex of laboratory installations and techniques that allow for a preliminary objective assessment of the applicability of liquid rocket engines, specific thrust R and specific thrust impulse I beats of liquid rocket engines, created by liquid rocket engines and fuel compositions based on them in modern CRM of SLA operated under extreme conditions. In connection with the above, the authors were faced with the task of developing such an installation that would allow to recreate the required parameters of the operation of a CRD SLA and would be able to meet the following requirements: accuracy, reliability, repeatability, exclusion of subjectivity when performing measurements, and a short experiment time.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению и взятым за прототип является баллистический маятник [1], состоящий из рабочей камеры, датчика давления, свечи подрыва для инициирования (поджига) подрыва топливно-воздушной смеси (ТВС), электрического обогревателя. Однако эта установка имеет ряд существенных недостатков:The closest to the proposed invention and taken as a prototype is a ballistic pendulum [1], consisting of a working chamber, a pressure sensor, a spark plug to initiate (ignite) a fuel-air mixture (FA), an electric heater. However, this setup has a number of significant disadvantages:

-невозможность определения температуры (t, °С) в рабочей камере (РК) установки и автоматического поддержания заданной температуры в РК из-за отсутствия устройства регулировки степени нагрева электрического обогревателя, вследствие чего увеличиваются погрешность, разброс показаний от опыта к опыту при данной температуре и увеличение времени необходимое для проведения одного опыта из-за постоянной необходимости включения или выключения электрического обогревателя для поддержания заданной температуры в РК;- the impossibility of determining the temperature (t, ° C) in the working chamber (RK) of the installation and automatically maintaining the set temperature in the RK due to the absence of a device for adjusting the degree of heating of the electric heater, as a result of which the error increases, the spread of readings from experiment to experiment at a given temperature and an increase in the time required to carry out one experiment due to the constant need to turn on or off the electric heater to maintain the set temperature in the RK;

- отсутствие датчика температуры внутри РК приводило к тому, что измерение температуры в РК осуществлялось ртутным термометром, который после каждого замера температуры было необходимо извлекать и закрывать отверстие для замеров в корпусе заглушкой, что также вносило большую погрешность при проведении опыта и не позволяло дать объективную оценку исследуемым ЖРГ или топливных композиций на его основе;- the absence of a temperature sensor inside the RK led to the fact that the temperature in the RK was measured with a mercury thermometer, which after each temperature measurement it was necessary to remove and close the measurement hole in the housing with a plug, which also introduced a large error during the experiment and did not allow an objective assessment investigated LRG or fuel compositions based on it;

-отсутствие автоматического поддержания заданной температуры в РК электрическим обогревателем приводит к малому постоянству температуры, при которой происходит химическое разложение ЖРГ и топливных композиций на его основе;- the lack of automatic maintenance of the set temperature in the RK by an electric heater leads to a low constancy of temperature at which the chemical decomposition of LRG and fuel compositions based on it occurs;

- невозможность определения энергии необходимой для организации процесса детонации или горения в РК при заданных условиях;- the impossibility of determining the energy required to organize the detonation or combustion process in the RK under given conditions;

- отсутствие смесителя, из которого осуществляется подача ТВС в РК установки с заданным стехиометрическим соотношением горючего и газообразного окислителя, что позволяет моделировать условия эксплуатации ЖРГ;- the absence of a mixer from which fuel assemblies are fed to the RK of the installation with a given stoichiometric ratio of fuel and gaseous oxidizer, which makes it possible to simulate the operating conditions of the LRE;

- баллистический маятник имеет свободный подвес и при проведении измерений величины максимального отклонения от положения покоя и подсчета количества колебаний за период времени могут вносится неточности из-за наличия боковых и вертикальных отклонений маятника, которые не учитываются и возникают за счет свободного подвеса баллистического маятника на длинных тросах.- the ballistic pendulum has a free suspension and when measuring the maximum deviation from the rest position and counting the number of oscillations over a period of time, inaccuracies may be introduced due to the presence of lateral and vertical deviations of the pendulum, which are not taken into account and arise due to the free suspension of the ballistic pendulum on long cables ...

Технический результат изобретения: повышение точности оценки тяговых характеристик в условиях эксплуатации и применения в СЛА за счет автоматизации процесса и возможности создания в РК установки условий, приближенных к условиям эксплуатации и применения ЖРГ и топливных композиций на их основе, с одновременным сокращением времени определения требуемых показателей.The technical result of the invention: increasing the accuracy of assessing the thrust characteristics under operating conditions and use in an ALS due to the automation of the process and the possibility of creating conditions in the RK that are close to the conditions of operation and use of liquid rocket engines and fuel compositions based on them, while reducing the time for determining the required indicators.

Указанный технический результат достигается тем, что установка для определения тяговых характеристик жидких реактивных горючих, содержащая обогреваемую, с возможностью колебаний, рабочую камеру, в виде открытого с одного торца цилиндрического корпуса, закрывающегося, с возможностью замены, мембраной или заглушкой; канал подачи в рабочую камеру горючего; средство поджига (подрыва) топливно-воздушной смеси в рабочей камере; датчики давления, установленные на фиксированном расстоянии от открытого торца установки, с одной стороны закрыт, сферической формой, а с противоположной сферической формой с круглым отверстием с резьбой; корпус подвижной части установки жестко закреплен на четырех металлических колесах, дополнительно введены горизонтально расположенные металлические рельсы с противооткатными стопорами, со стороны открытого торца рабочей камеры установки; штифт закрепленный с внешней стороны в центре закрытого торца корпуса рабочей камеры установки; блок фиксации давления штифтом, закрепленный на поверхности перпендикулярной плоскости горизонтального перемещения корпуса рабочей камеры установки; жестко закрепленную горизонтально к оси рабочей камеры установки на трех продольных пластинах, меньшего диаметра, чем рабочая камера установки, цилиндрическую металлическую трубу внутри, на одинаковом расстоянии от стенок; смеситель цилиндрической формы с устройством ввода жидкого реактивного горючего, газообразного окислителя; система подачи топливно-воздушной смеси с электромагнитными клапанами через форсунки из смесителя в рабочую камеру установки; блок управления процессом; датчик фиксации температуры внутри корпуса рабочей камеры установки.The specified technical result is achieved in that the installation for determining the traction characteristics of liquid jet fuels, containing a heated, with the possibility of oscillation, a working chamber, in the form of a cylindrical body open from one end, closing, replaceable, membrane or plug; fuel supply channel to the working chamber; means for igniting (undermining) the fuel-air mixture in the working chamber; pressure sensors installed at a fixed distance from the open end of the installation, closed on one side, spherical in shape, and on the opposite spherical shape with a round threaded hole; the body of the moving part of the installation is rigidly fixed on four metal wheels, additionally there are horizontally located metal rails with anti-rollback stoppers, from the side of the open end of the working chamber of the installation; a pin fixed from the outside in the center of the closed end of the working chamber body of the installation; a block for fixing the pressure with a pin, fixed on the surface perpendicular to the plane of horizontal movement of the body of the working chamber of the installation; rigidly fixed horizontally to the axis of the working chamber of the installation on three longitudinal plates of smaller diameter than the working chamber of the installation, a cylindrical metal pipe inside, at the same distance from the walls; a cylindrical mixer with a device for injecting liquid jet fuel, gaseous oxidizer; a system for supplying a fuel-air mixture with solenoid valves through nozzles from the mixer to the working chamber of the installation; process control unit; a sensor for fixing the temperature inside the housing of the working chamber of the installation.

На фиг. 1, фиг. 2 представлена блок-схема установки для автоматизированного определения тяговых характеристик жидких реактивных горючих.FIG. 1, fig. 2 shows a block diagram of an installation for the automated determination of the thrust characteristics of liquid jet fuels.

Благодаря перечисленной новой совокупности существенных признаков устройства установки для автоматизированного определения тяговых характеристик жидких реактивных горючих обеспечивается достоверность и точность определения тяговых характеристик топливных композиций на основе ЖРГ, что дает возможность определить применимость перспективных ЖРГ и топливных композиций на их основе в современных летательных аппаратах.Thanks to the aforementioned new set of essential features of the device for the automated determination of the thrust characteristics of liquid jet fuels, the reliability and accuracy of determining the thrust characteristics of fuel compositions based on LRE is ensured, which makes it possible to determine the applicability of promising LRE and fuel compositions based on them in modern aircraft.

Задача изобретения разработать автоматизированную установку, позволяющую повысить эффективность, расширить область применения ЖРГ в двигательных установках летательных аппаратов различных габаритов, точно с меньшими трудозатратами определять тяговые характеристики ЖРГ, с возможностью создания начальных условий, сходных с условиями эксплуатации жидких реактивных горючих в различных системах, с одновременным сокращением времени испытания (до 14 минут при определении удельной тяги R, удельного импульса тяги Iуд, периода задержки воспламенения и времени сгорания углеводородного горючего), исключения субъективности при выполнении измерений, за счет автоматизации процесса и введения дополнительных блоков и устройств.The objective of the invention is to develop an automated installation that makes it possible to increase the efficiency, expand the field of application of liquid rocket engines in the propulsion systems of aircraft of various sizes, accurately determine the thrust characteristics of the liquid rocket engines with less labor costs, with the possibility of creating initial conditions similar to the operating conditions of liquid jet fuels in various systems, with simultaneous reduction of the test time (up to 14 minutes when determining the specific thrust R, specific impulse of thrust I beats , the ignition delay period and the combustion time of hydrocarbon fuel), excluding subjectivity when performing measurements, due to the automation of the process and the introduction of additional units and devices.

Эти отличия позволяют сделать вывод о соответствии заявляемого решения критерию «новизна».These differences allow us to conclude that the proposed solution meets the “novelty” criterion.

В научно-технической литературе не обнаружено решений с такой совокупностью существующих признаков, поэтому, заявляемое решение соответствует критерию «изобретательский уровень».In the scientific and technical literature, no solutions have been found with such a combination of existing features, therefore, the claimed solution meets the criterion of "inventive step".

Заявляемое устройство содержит стандартные элементы из областей двигателестроения и машиностроения, следовательно, предлагаемое изобретение соответствует критерию «промышленная значимость».The claimed device contains standard elements from the fields of engine building and mechanical engineering, therefore, the proposed invention meets the criterion of "industrial significance".

Установка для автоматизированного определения тяговых характеристик жидких реактивных горючих представлена на фиг. 1, фиг. 2 и содержит:An installation for the automated determination of the thrust characteristics of liquid jet fuels is shown in Fig. 1, fig. 2 and contains:

1 - блок создания разряжения в смесителе и рабочей камере;1 - unit for creating a vacuum in the mixer and working chamber;

2 - блок ввода газообразного окислителя;2 - block for introducing a gaseous oxidizer;

3 - смеситель горючего и газообразного окислителя;3 - mixer of combustible and gaseous oxidizer;

4 - канал ввода газообразного окислителя в смеситель;4 - channel for introducing a gaseous oxidizer into the mixer;

5 - канал ввода жидкого реакитвного горючего в смеситель;5 - channel for introducing liquid jet fuel into the mixer;

6 - электронный манометр с дисплеем вывода давления в смесителе;6 - electronic pressure gauge with display of pressure output in the mixer;

7 - система подачи ТВС из смесителя в РК установки с электромагнитными клапанами;7 - system for feeding fuel assemblies from the mixer to the RK installation with solenoid valves;

8 - датчик давления, фиксирующий давление, оказываемое установкой после реализации процесса горения или детонации ТВС в РК;8 - pressure sensor, which records the pressure exerted by the installation after the implementation of the process of combustion or detonation of fuel assemblies in the RK;

9 - устройство поджига (подрыва) ТВС в РК;9 - device for ignition (detonation) of fuel assemblies in the RK;

10 - две форсунки, расположенные друг напротив друга, для подачи ТВС из смесителя в РК;10 - two nozzles located opposite each other for supplying fuel assemblies from the mixer to the RK;

11 - датчик давления в РК;11 - pressure sensor in the RK;

12 - жестко закрепленная цилиндрическая труба в рабочей камере установки меньшего диаметра, чем рабочая камера установки;12 - rigidly fixed cylindrical pipe in the working chamber of the installation with a smaller diameter than the working chamber of the installation;

13 - продольные пластины крепления цилиндрической трубы в РК;13 - longitudinal plates for fastening a cylindrical pipe in the RK;

14 - корпус РК;14 - RK building;

15 - фланцы;15 - flanges;

16 - уплотнитель из термостойкой резины;16 - heat-resistant rubber seal;

17 - устройство для установки сопел различной геометрии или разрывной мембраны;17 - device for installing nozzles of different geometry or bursting disc;

18 - стопор противооткатный;18 - anti-rollback stopper;

19 - рабочая камера установки;19 - working chamber of the installation;

20 - блок управления процессом;20 - process control unit;

21 - блок по джига (подрыва) ТВС в РК с возможностью регулировки мощности, подаваемой к устройству поджига (подрыва) ТВС в РК;21 - block for firing (detonating) fuel assemblies in the RK with the ability to adjust the power supplied to the device for igniting (detonating) fuel assemblies in the RK;

22 - электронная вычислительная машина;22 - electronic computer;

23 - штифт;23 - pin;

24 - электрический нагреватель РК;24 - electric heater RK;

25 - блок управления нагревателя РК;25 - heater control unit RK;

26 - датчик фиксации температуры в РК;26 - sensor for fixing the temperature in the RK;

27 - вентили;27 - valves;

28 - металлические колеса (4 шт.);28 - metal wheels (4 pcs.);

29 - металлические рельсы (2 полотна).29 - metal rails (2 sheets).

Все используемые в установке средства выпускаются серийно. Датчик фиксации температуры в РК в зоне впрыска ТВС 26, связанный через блок управления процессом (БУП), с электрическим обогревателем РК 24 корпуса 14 РК, благодаря чему возможно создавать и точно поддерживать заданную температуру в РК установки, что позволяет задавать температурные режимы в РК соответствующие условиям эксплуатации и применения ЖРГ в ХРД СЛА, Eoysncet REX-C100 40А ССР СН402 XNY International Limited (вариант). Датчик фиксации давления 11 (высокотемпературный датчик динамического давления от -40 до 1000°С до 100 бар Wavephire DPT-950 с измерительным прибором i-phire 240 (вариант) в рабочей камере в зоне поджига (подрыва) ТВС для определения времени сгорания, детонации ТВС, позволяет при работе через БУПО отображать и фиксировать на ЭВМ изменение показаний давления во времени в РК в зоне поджига (подрыва) ТВС, что дает возможность в дальнейшем при обработке полученных графиков определить время сгорания, детонации ТВС в РК, эти данные являются одним из важных условий дальнейшего прогнозирования или оценки возможности использования того или иного ЖРГ в ХРД СЛА (фиг. 3).All tools used in the installation are commercially available. The sensor for fixing the temperature in the RK in the injection zone of the fuel assembly 26, connected through the process control unit (PCU), with the electric heater RK 24 of the housing 14 RK, due to which it is possible to create and accurately maintain the set temperature in the RK installation, which allows setting the temperature regimes in the RK corresponding conditions of operation and application of liquid rocket launchers in a CRM of an SLA, Eoysncet REX-C100 40A SSR CH402 XNY International Limited (option). Pressure fixing sensor 11 (high-temperature dynamic pressure sensor from -40 to 1000 ° C to 100 bar Wavephire DPT-950 with an i-phire 240 measuring device (option) in the working chamber in the fuel assembly ignition (detonation) zone to determine the combustion time, fuel assembly detonation , allows, when working through the BUPO, to display and record on a computer the change in pressure readings in time in the RK in the zone of ignition (detonation) of fuel assemblies, which makes it possible in the future, when processing the obtained graphs, to determine the time of combustion and detonation of fuel assemblies in the RK, these data are one of the important conditions for further forecasting or assessing the possibility of using one or another LRG in a CRD ALS (Fig. 3).

Введение датчика температуры 26 непосредственно в РК установки, в отличии от, взятого за прототип, баллистического маятника позволило точно определять температуру непосредственно в РК, при взаимодействии с электрическим обогревателем РК 24 установки через БУП 20 обеспечить поддержание постоянной заданной в установленном интервале температуры в РК. Установка датчика 11 фиксации давления в РК в зоне поджига (подрыва) ТВС для определения времени сгорания, детонации ТВС в РК позволила определять изменение давления в РК и строить график зависимости давления в РК от времени, благодаря чему на основе графика зависимости давления в РК от времени стало возможно определять время сгорания, детонации ТВС в РК и проводить оценку на основании полученных зависимостей применимость ЖРГ для ХРД СЛА. Жестко закрепленная цилиндрическая труба в рабочей камере установки меньшего диаметра, чем рабочая камера установки 12, закрепленная горизонтально к оси рабочей камеры на трех продольных пластинах 13 позволяет оценивать изменение тяговых характеристик ЖРГ для летательных аппаратов с камерами сгорания «простой» конструкции, реализующих процесс самовоспламенения либо пульсирующей детонации Электронный манометр с дисплеем вывода давления как положительного, так и отрицательного, создаваемого блоком 1, в смесителе 6 позволяет контролировать давление в смесителе ЖРГ и газообразного окислителя 3. Наличие блока 2 позволяет дозированно подавать газообразный окислитель в смеситель, тем самым создавая в смесителе ТВС заданного стехиометрического соотношения горючего и окислителя и создавать в смесителе избыточное давление до 1 МПа, которое контролируется и фиксируется с помощью электронного манометра с дисплеем вывода давления в смесителе 6. Создание в смесителе избыточного давления необходимо для подачи ТВС из смесителя, после открытия электромагнитных клапанов 7, которые управляются блоком 20, через две форсунки 10 в РК установки, в которой атмосферное давление 0,1 МПа, и дальнейшего поджига или подрыва ТВС с помощью блока 21 и устройства 9.The introduction of the temperature sensor 26 directly into the RK installation, in contrast to the ballistic pendulum taken as a prototype, made it possible to accurately determine the temperature directly in the RK, interacting with the RK 24 electric heater of the installation through the BUP 20 to ensure the maintenance of a constant temperature set in the set interval in the RK. The installation of the sensor 11 for fixing the pressure in the RK in the zone of ignition (detonation) of the fuel assembly to determine the time of combustion, detonation of the fuel assembly in the RK made it possible to determine the change in pressure in the RK and build a graph of the pressure in the RK versus time, due to which, based on the graph of the pressure in the RK on time it became possible to determine the time of combustion, detonation of fuel assemblies in the RK and to evaluate the applicability of the liquid-propellant rocket engine for the air-cooled engine of an SLA based on the obtained dependencies. A rigidly fixed cylindrical pipe in the working chamber of the installation with a smaller diameter than the working chamber of the installation 12, fixed horizontally to the axis of the working chamber on three longitudinal plates 13 allows one to evaluate the change in the thrust characteristics of the LRG for aircraft with combustion chambers of a "simple" design that implements the process of self-ignition or pulsating detonation An electronic pressure gauge with a display of the output of the pressure, both positive and negative, created by unit 1, in mixer 6, allows you to control the pressure in the mixer ZhRG and gaseous oxidizer 3. The presence of unit 2 allows the metered supply of the gaseous oxidizer to the mixer, thereby creating a preset fuel assembly in the mixer. stoichiometric ratio of fuel and oxidizer and create an overpressure of up to 1 MPa in the mixer, which is monitored and recorded using an electronic pressure gauge with a pressure display in the mixer 6. It is necessary to create an overpressure in the mixer To supply fuel assemblies from the mixer, after opening the solenoid valves 7, which are controlled by block 20, through two nozzles 10 in the RK installation, in which the atmospheric pressure is 0.1 MPa, and further ignition or detonation of fuel assemblies using block 21 and device 9.

В установке (фиг. 1, фиг. 2) блок 20 используется для открытия и закрытия электромагнитных клапанов на магистрали подачи ТВС из смесителя 3 в РК установки на заданную в блоке 20 продолжительность времени (от 0,1 секунды до 120 секунд), подачи команды на устройство поджига (подрыва) ТВС в РК 9 и получения сигнала от датчика давления 8, с последующей передачей по единой линии, для преобразования физической величины в соответствующее числовое представление его на ЭВМ 22, для визуализации и обработки полученной информации с возможностью построения зависимости давления от времени. Датчик давления 8 жестко закреплен на поверхности перпендикулярной движению корпуса РК установки 14. Воздействие на датчик 8 осуществляется штифтом 23, который жестко закреплен на полусферической части корпуса в центре с внешней стороны корпуса РК 14, при движении корпуса РК 14 в сторону обратную движения продуктов реакции ТВС в РК установки после ее поджига (подрыва) из устройства 17, после нажатия штифтом на датчик давления 8 корпус рабочей камеры установки откатывается на металлических колесах 28 по металлическим рельсам 29 до упора в стопор противооткатный 18. Корпус РК установка имеет свободный горизонтальный ход по металлическим рельсам не более 10 мм.In the installation (Fig. 1, Fig. 2), the unit 20 is used to open and close the solenoid valves on the fuel assembly supply line from the mixer 3 to the RK installation for the time duration set in the unit 20 (from 0.1 seconds to 120 seconds), giving the command to the device for igniting (detonating) a fuel assembly in RK 9 and receiving a signal from a pressure sensor 8, followed by transmission along a single line, to convert a physical quantity into a corresponding numerical representation of it on a computer 22, for visualization and processing of the received information with the possibility of plotting the pressure dependence on time. The pressure sensor 8 is rigidly fixed on the surface perpendicular to the movement of the housing of the RK installation 14. The impact on the sensor 8 is carried out by the pin 23, which is rigidly fixed on the hemispherical part of the housing in the center from the outer side of the housing RK 14, when the housing RK 14 moves in the direction opposite to the movement of the reaction products of the fuel assemblies in the RK installation after it is ignited (detonated) from the device 17, after pressing the pressure sensor 8 with a pin, the body of the working chamber of the installation rolls away on metal wheels 28 along metal rails 29 until it stops against the anti-rollback stop 18. The body of the RK installation has a free horizontal movement on metal rails no more than 10 mm.

Для обслуживания РК установки и забора проб продуктов реакции для последующего анализа устройство 17 снимается для этого выкручиваются болты из фланцев 15, снимается уплотнительная термостойкая резина.To service the RK installation and take samples of the reaction products for subsequent analysis, the device 17 is removed for this, the bolts are unscrewed from the flanges 15, the sealing heat-resistant rubber is removed.

Функционирует данная установка следующим образом (пример).This unit operates as follows (example).

С помощью электрического нагревателя 24 осуществляется нагрев и поддержание заданной температуры с помощью блока 25 в РК установки. Температура в РК установки фиксируется с помощью датчика температуры 26. Наличие электрического обогревателя и блока создания разряжения в смесителе и РК позволяет создавать возможные условия применения жидких реактивных горючих в двигательных установках СЛА.With the help of an electric heater 24, heating and maintenance of a given temperature is carried out by means of block 25 in the RK installation. The temperature in the RK installation is recorded using a temperature sensor 26. The presence of an electric heater and a unit for creating a vacuum in the mixer and RK makes it possible to create possible conditions for the use of liquid reactive fuels in the propulsion systems of the SLA.

С открытой части цилиндрического корпуса установки 17 устанавливается мембрана или сопла различной конфигурации. Мембрана после окончания определения тяговых характеристик рассматривается на предмет степени и характера разрыва. Для укрепления конструкции и реализации возможности осуществления подрыва ТВС в РК установки 14 и моделирования работы импульсно-детонационного двигателя в РК дополнительно были введены цилиндрическая труба 12 с тремя продольными креплениями к РК установки 13.A membrane or nozzles of various configurations is installed from the open part of the cylindrical body of the unit 17. After the end of the determination of the traction characteristics, the membrane is examined for the degree and nature of the rupture. To strengthen the design and implement the possibility of detonating fuel assemblies in the RK installation 14 and simulating the operation of the pulse-detonation engine in the RK, a cylindrical tube 12 with three longitudinal attachments to the RK installation 13 was additionally introduced.

Включается ЭВМ 22, БУП 20, блок 21 с заданием мощности энергии, которая будет подана на устройство поджига (подрыва) ТВС в РК 9.The computer 22, BUP 20, block 21 is turned on with the setting of the power of the energy that will be supplied to the device for ignition (detonation) of fuel assemblies in RK 9.

В зависимости от условий проведения определения тяговых характеристик ЖРГ включается блок 25 и обогреватель РК. На блоке 25 задается температура, которая определяется с помощью датчика температуры 26, заданная температура поддерживается в РК с помощью обогревателя РК и блока 25.Depending on the conditions for determining the thrust characteristics of the LRG, unit 25 and the RK heater are switched on. At block 25, the temperature is set, which is determined using the temperature sensor 26, the set temperature is maintained in the RK by means of the RK heater and block 25.

С помощью блока 1 создается разряжение в смесителе 3, закрывается вентиль, и через канал ввода ЖРГ 5 вводится расчетное количество ЖРГ, открывается вентиль от блока 2, подается газообразный окислитель, устанавливается заданное давление в смесителе 3, которое определяется с помощью электронного манометра 6, закрывается вентиль на линии между блоком 2 и смесителем 3. Образуется ТВС с заданным стехиометрическим соотношением окислителя и ЖРГ.With the help of unit 1, a vacuum is created in mixer 3, the valve is closed, and the calculated amount of LRG is introduced through the LRG 5 inlet channel, the valve from unit 2 is opened, a gaseous oxidizer is supplied, the set pressure in the mixer 3 is set, which is determined using an electronic pressure gauge 6, and closed a valve on the line between block 2 and mixer 3. A fuel assembly is formed with a given stoichiometric ratio of oxidizer and liquid-gas mixture.

Из смесителя по двум линиям подачи ТВС после открытия на время от 0,1 секунд до 120 секунд электромагнитных клапанов 7 на время, устанавливаемое на БУП 20, ТВС поступает в РК установки, выдерживается для прогрева ТВС в РК (время выдержки зависит от условий проведения исследования тяговых характеристик ЖРГ и определяемых режимов работы двигательной установки ЛА), после чего осуществляется поджиг или подрыв ТВС в РК установки (мощность электроэнергии, подаваемой на устройство 9, задается на блоке 21), команда на поджиг или подрыв подается блоком 21.From the mixer through two feed lines of fuel assemblies after opening for a time from 0.1 seconds to 120 seconds of the solenoid valves 7 for the time set on the BUP 20, the fuel assembly enters the RK of the installation, is held to warm up the fuel assembly in the RK (the holding time depends on the conditions of the study the thrust characteristics of the LRG and the determined operating modes of the aircraft propulsion system), after which the fuel assemblies are ignited or detonated in the RK installation (the power of the electricity supplied to device 9 is set at block 21), the command to ignite or detonate is given by block 21.

После поджига или подрыва ТВС в РК изменение давления в РК фиксируется датчиком давления 11, информация с датчика 11 передается на БУП 20 и затем расшифрованные данные поступают на ЭВМ 22, где происходит построение графика зависимости изменения давления во времени в режиме реального времени. Корпус рабочей камеры установлен на четырех колеса 28 на осях, которые позволяют двигаться корпусу РК по двум рельсам 29, на каждой из которых установлен стопор противооткатный 18. После поджига или подрыва ТВС в РК происходит истечение продуктов реакции через устройство 17, за счет чего корпус РК установки 14 совершает горизонтальное движение, направленное в противоположную сторону движения продуктов реакции из РК. В результате движения корпус РК установки штифтом 23 воздействует на датчик давления 8 (расстояние между датчиком 8 и штифтом составляет 1 миллиметр), информация с которого поступает на БУП 20, расшифровывается и передается на ЭВМ 22, где отображается в режиме реального времени в виде графика зависимости изменения давления во времени. На основании полученных данных графиков зависимостей изменения давления во времени осуществляется определение и расчет тяговых характеристик ЖРГ.After ignition or detonation of fuel assemblies in the RK, the change in pressure in the RK is recorded by the pressure sensor 11, the information from the sensor 11 is transmitted to the BUP 20 and then the decrypted data is sent to the computer 22, where a graph of the dependence of the pressure change in time is plotted in real time. The body of the working chamber is installed on four wheels 28 on axles that allow the body of the RK to move along two rails 29, each of which has an anti-rollback stop 18. After the fuel assembly is ignited or detonated in the RK, the reaction products outflow through the device 17, due to which the RK body installation 14 makes a horizontal movement directed in the opposite direction of the movement of the reaction products from the RK. As a result of the movement, the housing of the RK installation with the pin 23 acts on the pressure sensor 8 (the distance between the sensor 8 and the pin is 1 millimeter), the information from which is sent to the BUP 20, is decoded and transmitted to the computer 22, where it is displayed in real time in the form of a graph of dependence changes in pressure over time. On the basis of the data obtained from the graphs of the dependences of pressure changes in time, the thrust characteristics of the liquid-rocket engine are determined and calculated.

Для определения тяговых характеристик ЖРГ в РК к устройству 17 монтируется разрывная мембрана или разрывная мембрана и сопло определенной конфигурации, включается обогрев РК до заданной температуры 24,25, на блоке 21 задается мощность тока, который будет подан на устройство 9, включается БУП 20 и ЭВМ 22, создается новый файл. Блоком 1 создается разряжение в смесителе цилиндрической формы, закрывается вентиль, и через канал ввода ЖРГ 5 и форсунки 10 вводится расчетное количество ЖРГ, открывается вентиль от блока 2, подается газообразный окислитель, устанавливается заданное давление в смесителе 3, которое определяется с помощью электронного манометра 6, закрывается вентиль на линии между блоком 2 и смесителем 3. Образуется ТВС с заданным стехиометрическим соотношением окислителя и ЖРГ.To determine the thrust characteristics of the LRG in the RK, a bursting disc or a bursting disc and a nozzle of a certain configuration are mounted to the device 17, the RK is heated to a predetermined temperature of 24.25, the power of the current is set on block 21, which will be supplied to the device 9, the BUP 20 and the computer are switched on 22, a new file is created. Unit 1 creates a vacuum in the cylindrical mixer, closes the valve, and through the inlet channel of ZhRG 5 and nozzle 10, the calculated amount of ZhRG is introduced, the valve from unit 2 opens, a gaseous oxidizer is supplied, the specified pressure is set in the mixer 3, which is determined using an electronic pressure gauge 6 , the valve is closed on the line between block 2 and mixer 3. A fuel assembly is formed with a given stoichiometric ratio of oxidizer and liquid-gas mixture.

Из смесителя по двум линиям подачи ТВС после открытия на время от 0,1 секунд до 120 секунд электромагнитных клапанов 7 на время, устанавливаемое на БУП 20, ТВС поступает в РК установки, выдерживается для прогрева ТВС в РК, после чего осуществляется поджиг или подрыв ТВС в РК установки, команда на поджиг или подрыв подается блоком 21.From the mixer through two feed lines of fuel assemblies after opening for a time from 0.1 seconds to 120 seconds of solenoid valves 7 for the time set on the BUP 20, the fuel assembly enters the RK of the installation, is held to warm up the fuel assembly in the RK, after which the fuel assemblies are ignited or detonated in the RK installation, the command to ignite or detonate is given by block 21.

После поджига или подрыва ТВС в РК происходит истечение продуктов реакции через устройство 17, за счет чего корпус РК установки 14 совершает горизонтальное движение, направленное в противоположную сторону движения продуктов реакции из РК, изменение давления в РК фиксируется датчиком давления 11, информация с датчика 11 передается на БУП 20 и затем расшифрованные данные поступают на ЭВМ 22, где происходит построение графика зависимости изменения давления во времени в режиме реального времени. В результате движения корпус РК установки штифтом 23 воздействует на датчик давления 8, информация с которого поступает на БУП 20, расшифровывается и передается на ЭВМ 22, где отображается в режиме реального времени в виде графика зависимости изменения давления во времени. На основании полученных данных графиков зависимостей изменения давления во времени осуществляется определение и расчет тяговых характеристик ЖРГ.After ignition or detonation of fuel assemblies in the RK, the reaction products outflow through the device 17, due to which the RK housing of the installation 14 makes a horizontal movement directed in the opposite direction of the movement of the reaction products from the RK, the pressure change in the RK is recorded by the pressure sensor 11, information from the sensor 11 is transmitted on the BUP 20 and then the decrypted data is fed to the computer 22, where a graph of the dependence of the pressure change in time is plotted in real time. As a result of the movement, the housing of the RK installation with the pin 23 acts on the pressure sensor 8, the information from which is fed to the BUP 20, is decoded and transmitted to the computer 22, where it is displayed in real time as a graph of the pressure change over time. On the basis of the data obtained from the graphs of the dependences of pressure changes in time, the thrust characteristics of the liquid-rocket engine are determined and calculated.

Положительный эффект от внесенных технических доработок для определения тяговых характеристик ЖРГ подтвержден экспериментально. Определение тяговых характеристик замеряли методом баллистического маятника. В качестве ТВС использовали стехиометрическую смесь топлива Т-1 с воздухом.The positive effect of the introduced technical improvements to determine the thrust characteristics of the liquid-rocket engine was confirmed experimentally. Determination of traction characteristics was measured by the ballistic pendulum method. A stoichiometric mixture of T-1 fuel with air was used as a fuel assembly.

Пример графика, полученного при определении тяговых характеристик ЖРГ и времени сгорания ТВС в РК представлен на фиг. 3 после обработки кинетической кривой, отображающей изменение давления во времени, на которой указано: а - ввод ТВС из смесителя 3, после открытия электромагнитных клапанов и подачи в рабочую камеру через форсунки инжектором 12; б - поджиг (подрыв) ТВС в РК с помощью устройства 9 и блока 21; в - максимальное значение давления в РК после поджига (подрыва) ТВС в РК.An example of a graph obtained when determining the thrust characteristics of a liquid-rocket engine and the time of combustion of fuel assemblies in the RK is shown in Fig. 3 after processing a kinetic curve representing the change in pressure over time, which indicates: a - input of fuel assemblies from mixer 3, after opening the solenoid valves and feeding into the working chamber through nozzles by injector 12; b - ignition (detonation) of fuel assemblies in the RK using device 9 and block 21; c - maximum value of pressure in the RK after ignition (detonation) of fuel assemblies in the RK.

При обработке графика изменения давления во времени для определения тяговых характеристик ЖРГ выделяется интервал б-в фиг. 3, для определения времени сгорания ТВС на основе ЖРГ выделяется интервал б-в и в для определения максимального давления в РК после поджига (подрыва) ТВС в РК, фиг. 3. Затем на основе полученных данных производится расчет необходимых параметров тяговых характеристик ЖРГ.When processing the graph of pressure changes in time to determine the thrust characteristics of the liquid-rocket engine, the interval b-c of FIG. 3, to determine the combustion time of fuel assemblies based on LRG, an interval b-c and c is allocated to determine the maximum pressure in the RK after ignition (detonation) of the fuel assembly in the RK, FIG. 3. Then, on the basis of the data obtained, the necessary parameters of the thrust characteristics of the liquid-rocket engine are calculated.

Для расчета необходимо:For the calculation you need:

- оценить характер порыва установленной мембраны продуктами реакции ТВС в РК;- to assess the nature of the burst of the installed membrane by the reaction products of fuel assemblies in the RK;

- максимальное давление после поджига (подрыва) ТВС в РК, РРК, Па;- maximum pressure after ignition (detonation) of fuel assemblies in RK, R RK , Pa;

- внутренний объем РК установки, Vрк, 0,005 м3;- internal volume of the RK installation, V pk , 0.005 m 3 ;

- масса установки, совершающей горизонтальное перемещение на металлических колесах по рельсам в сторону обратную движению продуктов реакции при поджиге (подрыве) ТВС в РК, mУст, 9,2 кг;- mass of the installation, making horizontal movement on metal wheels along the rails in the direction opposite to the movement of reaction products during ignition (detonation) of fuel assemblies in the RK, m Ust , 9.2 kg;

- объем ТВС, подаваемого в РК установки, VTBC РК, мл;- volume of fuel assemblies supplied to the RK of the installation, V TBC RK , ml;

- максимальное давление, которое оказывает штифт на внешней части корпуса рабочей камеры установки на наружный датчик давления, Рвнеш., Па;- the maximum pressure exerted by the pin on the outer part of the housing of the working chamber of the installation on the external pressure sensor, P ext. , Pa;

- объем ЖРГ, подаваемого в смеситель установки, VСм, мл.is the volume of LRG supplied to the mixer of the installation, V cm , ml.

Определение тяговых характеристик ЖРГ составляет 12-14 минут.The determination of the thrust characteristics of the liquid rocket engine is 12-14 minutes.

Расчет определяемых величин ведется согласно алгоритму расчетаThe calculation of the determined values is carried out according to the calculation algorithm

ЭВМ 22 установки для определения тяговых характеристик реактивных горючих.Computer 22 installation for determining the thrust characteristics of jet fuels.

Удельная тяга R без учета изменения массы рабочего тела при теплоподводе и в предположении полного расширения продуктов сгорания определяется разностью скоростей истечения и полета:Specific thrust R without taking into account the change in the mass of the working fluid during heat supply and assuming complete expansion of the combustion products is determined by the difference between the velocities of the outflow and flight:

R=Vc-Vn,R = V c -V n ,

где Vc - скорость истечения продуктов реакции из сопла, м/с;where V c is the rate of outflow of the reaction products from the nozzle, m / s;

Vn - скорость полета, м/с.V n - flight speed, m / s.

Figure 00000001
Figure 00000001

где Mn - число Маха полета;where M n is the flight Mach number;

k - показатель адиабаты процесса;k is the adiabatic index of the process;

Rг - газовая постоянная вещества, Дж/(кг⋅К);R g is the gas constant of the substance, J / (kg⋅K);

ТН - температура невозмущенного потока воздуха, К;T N - temperature of the undisturbed air flow, K;

τ - степень подогрева рабочего тела.τ is the degree of heating of the working fluid.

Figure 00000002
Figure 00000002

Из примеров, как показывают испытания, полученные результаты коррелируют с истиной, установка позволяет достичь этого результата, заявляемая установка обладает преимуществами перед известной установкой и позволяет:From the examples, as the tests show, the results obtained correlate with the truth, the installation allows you to achieve this result, the claimed installation has advantages over the known installation and allows:

- снизить время определения заявленных показателей при исследовании ЖРГ для ХРД;- to reduce the time of determination of the declared indicators in the study of LRG for CRD;

- снизить погрешность определения тяговых характеристик ЖРГ с одновременным сокращением времени проведения испытания;- to reduce the error in determining the thrust characteristics of ZhRG with a simultaneous reduction in the test time;

- точно поддерживать заданную температуру в РК;- precisely maintain the set temperature in the RK;

- равномерно и точно порционно подавать ТВС в РК, наличие форсунок позволяет равномерно проводить распыление ТВС в РК;- uniformly and accurately supply fuel assemblies to the RK in portions, the presence of nozzles allows evenly spraying the fuel assemblies in the RK;

- осуществлять подачу электрического тока, заданной величины, к устройству поджига (подрыва) ТВС в РК, благодаря чему реализуется возможность поджига или подрыва ТВС в РК и возможность определения величины энергии инициации (электрического тока) необходимой для поджига или подрыва ТВС в РК при заданных начальных условиях в РК установки;- to supply an electric current of a given value to the device for ignition (detonation) of fuel assemblies in the RK, due to which the possibility of igniting or detonating fuel assemblies in the RK and the possibility of determining the value of the initiation energy (electric current) required to ignite or detonate the fuel assemblies in the RK at given initial conditions in the RK installation;

- повысить точность определения тяговых характеристик благодаря отсутствию подвеса, который добавляет неточность при определении тяговых характеристик за счет наличия не только продольных, но боковых и вертикальных колебаний, в сравнении с прототипом.- to increase the accuracy of determining the traction characteristics due to the absence of a suspension, which adds inaccuracy in determining the traction characteristics due to the presence of not only longitudinal, but lateral and vertical vibrations, in comparison with the prototype.

Эти преимущества достигаются за счет использования совокупности известных поз. 9, 13, 14, 17, 24 и дополнительно введенных в установку поз. 2, 3, 4, 7, 8, 10, 11, 12, 17, 18, 20, 21, 23, 25, 26, 28, 29 и за счет конструктивного выполнения блока управления процессом.These advantages are achieved through the use of a set of known poses. 9, 13, 14, 17, 24 and additionally introduced into the installation pos. 2, 3, 4, 7, 8, 10, 11, 12, 17, 18, 20, 21, 23, 25, 26, 28, 29 and due to the constructive implementation of the process control unit.

Источники информации, принятые во внимание:Sources of information taken into account:

1. Волков А.В., Загарских В.И., Петрухин Н.В. Применение продетонаторов для активации углеводородов к детонационному горению. // Сб. Всероссийской конференции по физической химии и нанотехнологиям «НИФХИ-90». - М.: НИФХИ, 2008. - С. 73-75.1. Volkov A.V., Zagarskikh V.I., Petrukhin N.V. Application of prodetonators to activate hydrocarbons for detonation combustion. // Sat. All-Russian conference on physical chemistry and nanotechnology "NIFKhI-90". - M .: NIFKhI, 2008 .-- S. 73-75.

2. Челышев В.П., Шехтер Б.И., Шушко Л.А. Теория горения и взрыва // Учебное пособие - М.: Министерство обороны СССР, 1970. 522 с. С. 11-126, 387-419.2. Chelyshev V.P., Shekhter B.I., Shushko L.A. The theory of combustion and explosion // Textbook - M .: Ministry of Defense of the USSR, 1970.522 p. S. 11-126, 387-419.

3. Пискунов В.А., Зрелов В.Н. Испытания топлив для авиационных реактивных двигателей. М., Машиностроение, 1974, 200 с. С. 9-27, 57-101.3. Piskunov V.A., Zrelov V.N. Testing of fuels for aircraft jet engines. M., mechanical engineering, 1974, 200 p. S. 9-27, 57-101.

4. Цуцуран В.И, Г.Я. Павловец, В.Ю. Мелешко Специальные топлива и горючесмазочные матариалы. Учебник. - М.: Министерство обороны РФ, 2019. 397 с. С. 15-45.4. Tsutsuran V.I., G.Ya. Pavlovets, V.Yu. Meleshko Special fuels and lubricants. Textbook. - M .: Ministry of Defense of the Russian Federation, 2019.397 p. S. 15-45.

Claims (1)

Установка для определения тяговых характеристик жидких реактивных горючих, содержащая обогреваемую рабочую камеру, выполненную с возможностью колебаний, в виде открытого с одного торца цилиндрического корпуса, закрывающегося, с возможностью замены, мембраной или заглушкой; канал подачи в рабочую камеру горючего; средство поджига/подрыва топливно-воздушной смеси в рабочей камере; датчики давления, установленные на фиксированном расстоянии от открытого торца установки, отличающаяся тем, что корпус с одной стороны закрыт сферической формой, а с противоположной - сферической формой с круглым отверстием с резьбой, корпус подвижной части установки жестко закреплен на четырех металлических колесах, дополнительно введены горизонтально расположенные металлические рельсы с противооткатными стопорами, со стороны открытого торца рабочей камеры установки; штифт, закрепленный с внешней стороны в центре закрытого торца корпуса рабочей камеры установки; блок фиксации давления штифтом, закрепленный на поверхности, перпендикулярной плоскости горизонтального перемещения корпуса рабочей камеры установки; жестко закрепленная горизонтально к оси рабочей камеры установки на трех продольных пластинах меньшего диаметра, чем рабочая камера установки, цилиндрическая металлическая труба внутри, на одинаковом расстоянии от стенок; смеситель цилиндрической формы с устройством ввода жидкого реактивного горючего, газообразного окислителя; система подачи топливно-воздушной смеси с электромагнитными клапанами через форсунки из смесителя в рабочую камеру установки; блок управления процессом; датчик фиксации температуры внутри корпуса рабочей камеры установки.Installation for determining the traction characteristics of liquid jet fuels, containing a heated working chamber, made with the possibility of oscillation, in the form of a cylindrical body open at one end, closing, replaceable, with a membrane or a plug; fuel supply channel to the working chamber; means for igniting / undermining the fuel-air mixture in the working chamber; pressure sensors installed at a fixed distance from the open end of the installation, characterized in that the body on one side is closed with a spherical shape, and on the opposite side - a spherical shape with a round threaded hole, the body of the moving part of the installation is rigidly fixed on four metal wheels, additionally introduced horizontally located metal rails with anti-rollback stoppers, from the side of the open end of the working chamber of the installation; a pin fixed from the outside in the center of the closed end of the working chamber body of the installation; a block for fixing the pressure with a pin, fixed on a surface perpendicular to the plane of horizontal movement of the body of the working chamber of the installation; rigidly fixed horizontally to the axis of the working chamber of the installation on three longitudinal plates of smaller diameter than the working chamber of the installation, a cylindrical metal pipe inside, at the same distance from the walls; a cylindrical mixer with a device for injecting liquid jet fuel, gaseous oxidizer; a system for supplying a fuel-air mixture with solenoid valves through nozzles from the mixer to the working chamber of the installation; process control unit; a sensor for fixing the temperature inside the housing of the working chamber of the installation.
RU2021108966A 2021-04-02 2021-04-02 Installation for determining thrust characteristics of liquid reactive fuels RU2757652C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021108966A RU2757652C1 (en) 2021-04-02 2021-04-02 Installation for determining thrust characteristics of liquid reactive fuels

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021108966A RU2757652C1 (en) 2021-04-02 2021-04-02 Installation for determining thrust characteristics of liquid reactive fuels

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2757652C1 true RU2757652C1 (en) 2021-10-19

Family

ID=78286473

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2021108966A RU2757652C1 (en) 2021-04-02 2021-04-02 Installation for determining thrust characteristics of liquid reactive fuels

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2757652C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6006587A (en) * 1994-09-05 1999-12-28 Aktsionernoe Obschestvo Zakrytogo Tipa Biotekhinvest Method and device for determining the knock rating of motor fuels
US9746394B2 (en) * 2014-04-01 2017-08-29 Snecma Bench test, for the characterization of a flow of a two-phase fluid
US9970920B2 (en) * 2015-06-04 2018-05-15 Raytheon Company Systems and methods for non-destructive testing of energetic materials
RU2674117C1 (en) * 2017-10-04 2018-12-04 Российская Федерация, от имени которой выступает ФОНД ПЕРСПЕКТИВНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ Stand liquid rocket engine with continuous spin detonation
RU2712227C1 (en) * 2019-07-30 2020-01-27 Федеральное автономное учреждение "25 Государственный научно-исследовательский институт химмотологии Министерства обороны Российской Федерации" Automated installation for determination of energy-ballistic characteristics of liquid hydrocarbon combustibles

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6006587A (en) * 1994-09-05 1999-12-28 Aktsionernoe Obschestvo Zakrytogo Tipa Biotekhinvest Method and device for determining the knock rating of motor fuels
US9746394B2 (en) * 2014-04-01 2017-08-29 Snecma Bench test, for the characterization of a flow of a two-phase fluid
US9970920B2 (en) * 2015-06-04 2018-05-15 Raytheon Company Systems and methods for non-destructive testing of energetic materials
RU2674117C1 (en) * 2017-10-04 2018-12-04 Российская Федерация, от имени которой выступает ФОНД ПЕРСПЕКТИВНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ Stand liquid rocket engine with continuous spin detonation
RU2712227C1 (en) * 2019-07-30 2020-01-27 Федеральное автономное учреждение "25 Государственный научно-исследовательский институт химмотологии Министерства обороны Российской Федерации" Automated installation for determination of energy-ballistic characteristics of liquid hydrocarbon combustibles

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Volkov V.A., Zagarskiy V.I., Petrukhin N.V., Application of proddetanators for the activation of hydrocarbons to detonation combustion, Proceedings of the All-Russian conference on physical chemistry and nanotechnology "NIFKhI-90", Moscow: NIVKhI, 2008, p. 73-75. *
Волков В.А., Загарский В.И., Петрухин Н.В., Применение продетанаторов для активации углеводородов к детонационному горению, Сборник Всероссийской конференции по физической химии и нанотехнологиям "НИФХИ-90", М.: НИВХИ, 2008, с.73-75. *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Kindracki et al. Experimental research on the rotating detonation in gaseous fuels–oxygen mixtures
Hinkey et al. Shock tube experiments for the development of a hydrogen-fueled pulse detonation engine
Lieberman et al. Detonation initiation by a hot turbulent jet for use in pulse detonation engines
Conte et al. Design, modeling and testing of a O2/CH4 igniter for a hybrid rocket motor
RU2757652C1 (en) Installation for determining thrust characteristics of liquid reactive fuels
Harris et al. The effect of DDT distance on impulse in a detonation tube
Cooper et al. Effect of deflagration-to-detonation transition on pulse detonation engine impulse
Yang et al. A computational and experimental study of injection structure effect on H2-air rotating detonation engine
RU2712227C1 (en) Automated installation for determination of energy-ballistic characteristics of liquid hydrocarbon combustibles
Frolov et al. Detonation initiation in a natural gas-air mixture in a tube with a focusing nozzle.
Sanderson et al. The influence of non-equilibrium dissociation on the flow produced by shock impingement on a blunt body
Chin et al. The sonic line of a propagating detonation wave
Hoke et al. The Impact of Detonation Initiation Techniques on Thrust in a Pulse Detonation Engine
Cross Detonation hazard classification based on the critical orifice plate diameter for detonation propagation
Goto et al. Experimental performance validation of a rotating detonation engine toward a flight demonstration
Vizcaino Investigation of pulse detonation engines; theory, design and analysis
Chowdhury Traversing hot jet ignition delay of hydrocarbon blends in a constant volume combustor
Santana et al. Measuring and comparing the ignition delay times of Diesel, ethanol additive and biodiesel using a shock tube
Fry et al. Blast initiation and propagation of cylindrical detonations in MAPP-Air mixtures
Venkatesh A Study of Detonations, DDT and Deflagrations in High Pressure Ethylene-Nitrous Oxide Mixtures
Kitano et al. Micro-size pulse detonation engine performance
Baklanov et al. Investigation of transition of deflagration to detonation in moving mixtures of combustible gases
RU2713308C2 (en) Method of measuring gas mass during operation of low-thrust rocket engine in mode of single inclusions, in pulse modes and device for implementation thereof
Tan et al. A free-jet experimental study on the performance of a cavity-type ramjet
Helfrich Cycle performance of a pulse detonation engine with supercritical fuel injection