RU2758022C1 - Device for measuring the temperature of a liquid propellant rocket engine nozzle - Google Patents

Device for measuring the temperature of a liquid propellant rocket engine nozzle Download PDF

Info

Publication number
RU2758022C1
RU2758022C1 RU2021102841A RU2021102841A RU2758022C1 RU 2758022 C1 RU2758022 C1 RU 2758022C1 RU 2021102841 A RU2021102841 A RU 2021102841A RU 2021102841 A RU2021102841 A RU 2021102841A RU 2758022 C1 RU2758022 C1 RU 2758022C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzle
anode
measuring
temperature
cathode
Prior art date
Application number
RU2021102841A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Алексей Васильевич Колычев
Павел Александрович Архипов
Максим Евгеньевич Ренев
Виталий Андреевич Савелов
Владимир Андреевич Керножицкий
Михаил Викторович Чернышов
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ")
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 бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") filed Critical Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ")
Priority to RU2021102841A priority Critical patent/RU2758022C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2758022C1 publication Critical patent/RU2758022C1/en

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
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/62—Combustion or thrust chambers
    • F02K9/64—Combustion or thrust chambers having cooling arrangements

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Investigating Or Analyzing Materials Using Thermal Means (AREA)

Abstract

FIELD: rocketry.
SUBSTANCE: invention relates to methods for functional monitoring and diagnostics of the state of complex pneumohydraulic objects, for example, liquid propellant rocket engines (LRE). A device for measuring the temperature of the walls of a rocket engine nozzle is proposed, which contains a nozzle made of electrically conductive and heat-resistant materials, on the inner surface of which a layer of material with a low work function of electrons is applied, while the emission layer on the surface of the nozzle forms a cathode, at the exit from the nozzle there is an anode, wherein, the anode is electrically connected in series with the cathode through the power source, the anode is in mechanical contact with the nozzle through the electrical insulation layer, the emission layer is made in the form of a ring with a thickness of 5 to 10 mm, in the critical section, in the electrical circuit between the anode and the voltage source is a measuring complex.
EFFECT: invention improves the accuracy of temperature measurement in the area of ​​the critical section of the liquid propellant rocket engine nozzle.
1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к способам функционального контроля и диагностирования состояния сложных пневмогидравлических объектов, например, жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).The invention relates to methods for functional monitoring and diagnosing the state of complex pneumohydraulic objects, for example, liquid propellant rocket engines (LRE).

Известно, что ЖРД эксплуатируются в экстремальных условиях, в условиях высоких температур и давлений в газовых трактах при весьма жестких ограничениях по текущим параметрам. В таких условиях даже кратковременный выход параметра (параметров) за пределы допустимых значений способен привести к выходу двигателя из строя. Поэтому весьма важно при возникновении неисправности в работе ЖРД как можно быстрее определить ее, определить степень ее влияния на работу ЖРД и принять управляющее решение - либо продолжить работу, либо отключить неисправный узел, либо отключить ЖРД.It is known that liquid-propellant rocket engines are operated in extreme conditions, in conditions of high temperatures and pressures in gas paths with very strict restrictions on current parameters. In such conditions, even a short-term output of the parameter (s) beyond the permissible values can lead to engine failure. Therefore, in the event of a malfunction in the operation of the liquid-propellant engine, it is very important to determine it as soon as possible, determine the degree of its influence on the operation of the liquid-propellant engine and make a control decision - either continue work, or turn off the faulty unit, or turn off the liquid-propellant engine.

Весьма важна быстрота реакции на такие случаи, которая должна обеспечиваться системой управления ЖРД. В то же время инерционность известных систем диагностики зачастую не позволяет осуществить функцию скорейшего отключения ЖРД в случае возникновения такого класса неисправностей.The speed of reaction to such cases is very important, which should be provided by the liquid-propellant engine control system. At the same time, the inertia of the known diagnostic systems often does not allow the function of the earliest possible shutdown of the liquid-propellant engine in the event of such a class of malfunctions.

Известен способ измерения температуры стенки ЖРД посредством установки термопар на внешнюю стенку (см., например, «Испытания ЖРД» под ред. Левина В.Я. Москва, «Машиностроение», 1981 г., с. 133). В результате анализа данного метода стоит отметить, что термопары обладают весьма высокой инерционностью и невозможно их применение внутри двигателя, а температуру внутренней поверхности стенки возможно измерить только с помощью косвенных измерений. Вследствие чего можно сделать вывод о том, что их применение не может дать точных показаний температуры внутренней стенки сопла с высокой точностью и скоростью, необходимой для использования системах управления.A known method of measuring the wall temperature of a liquid-propellant rocket engine by installing thermocouples on the outer wall (see, for example, "Testing a liquid-propellant engine" under the editorship of V.Ya. Levin, Moscow, "Mechanical Engineering", 1981, p. 133). As a result of the analysis of this method, it should be noted that thermocouples have a very high inertia and cannot be used inside the engine, and the temperature of the inner wall surface can be measured only using indirect measurements. As a result, it can be concluded that their use cannot give accurate readings of the temperature of the inner wall of the nozzle with high accuracy and speed required for the use of control systems.

Известно устройство по патенту №1840369 RU, «Устройство для измерения основных параметров малоразмерного ракетного двигателя», которое содержит сопло, несколько электродов, первичным из которых является стенка сопла, а вторичным являются электроды, расположенные в зоне течения продуктов сгорания и соединенные с измерительной цепью. С целью повышения точности измерения за счет увеличения абсолютной величины разности потенциалов, вторичный электрод установлен за срезом сопла и выполнен в виде конуса с углом у основания большим или равным 45°, причем величина диаметра основания конуса больше величины диаметра среза сопла.Known device according to patent No. 1840369 RU, "Device for measuring the main parameters of a small rocket engine", which contains a nozzle, several electrodes, the primary of which is the nozzle wall, and the secondary are the electrodes located in the flow zone of combustion products and connected to the measuring circuit. In order to improve the measurement accuracy by increasing the absolute value of the potential difference, the secondary electrode is installed behind the nozzle exit and is made in the form of a cone with an angle at the base greater than or equal to 45 °, and the value of the cone base diameter is greater than the nozzle exit diameter.

Основным недостатком указанного аналога является низкая точность измерения температуры из-за зашумленности первичного сигнала.The main disadvantage of this analogue is the low accuracy of temperature measurement due to the noisiness of the primary signal.

Ближайшим аналогом заявляемого изобретения является полезная модель по патенту №185328 RU «Устройство охлаждения ракетного двигателя», которое включает камеру сгорания и сопло, на обращенную ко внутреннему объему поверхность камеры сгорания и сопла, выполненных из электропроводящих и жаропрочных материалов, нанесен слой из материала с низкой работой выхода, при этом эмиссионный слой, камера сгорания и сопло образуют катод, на выходе из сопла расположен анод, причем анод электрически последовательно связан с катодом через источник напряжения, анод находится в механическом контакте с соплом через слой электроизоляции.The closest analogue of the claimed invention is a utility model according to patent No. 185328 RU "Rocket engine cooling device", which includes a combustion chamber and a nozzle, on the surface of the combustion chamber and nozzle facing the internal volume, made of electrically conductive and heat-resistant materials, a layer of material with low work function, while the emission layer, the combustion chamber and the nozzle form a cathode, an anode is located at the outlet of the nozzle, and the anode is electrically connected in series with the cathode through a voltage source, the anode is in mechanical contact with the nozzle through an electrical insulation layer.

Устройство по ближайшему аналогу работает следующим образом.The device, according to the closest analogue, works as follows.

При работе ракетного двигателя в камере сгорания происходит процесс горения горючего и окислителя с образованием смеси газа, состоящего из продуктов сгорания - рабочего тела. При этом начинает нагреваться стенка камеры сгорания, стенка сопла и эмиссионный слой.When the rocket engine is operating in the combustion chamber, the process of combustion of fuel and oxidizer occurs with the formation of a gas mixture consisting of combustion products - a working fluid. In this case, the wall of the combustion chamber, the wall of the nozzle and the emission layer begin to heat up.

В результате, с эмиссионного слоя начинают выходить электроны, охлаждая эмиссионный слой и стенку камеры сгорания и сопла. Через поток рабочего тела электроны термоэмиссии попадают на анод. От анода через источник напряжения электроны возвращаются в эмиссионный слой и цикл охлаждения повторяется заново.As a result, electrons begin to leave the emission layer, cooling the emission layer and the wall of the combustion chamber and nozzle. Thermionic electrons pass through the working fluid flow to the anode. From the anode through the voltage source, the electrons return to the emission layer and the cooling cycle is repeated anew.

Основным недостатком указанного ближайшего аналога является низкая точность измерения температуры внутренней поверхности стенки сопла ЖРД в интересующих местах, в том числе в критическом сечении сопла из-за отсутствия локализации термоэлектронов приходящих на анод устройстваThe main disadvantage of this closest analogue is the low accuracy of measuring the temperature of the inner surface of the liquid fuel rocket engine nozzle wall in places of interest, including in the critical section of the nozzle due to the lack of localization of thermoelectrons arriving at the anode of the device.

Технической задачей заявляемого изобретения является повышение точности измерения температуры стенки и сопла ЖРД в интересующих местах.The technical problem of the claimed invention is to improve the accuracy of measuring the temperature of the wall and the nozzle of the liquid-propellant rocket engine in the places of interest.

Указанная техническая задача решается тем, что в устройство для измерения температуры стенок сопла ракетного двигателя, которое содержит выполненное из элетропроводящих и жаропрочных материалов сопло, на внутреннюю поверхность которого нанесен слой из материала с низкой работой выхода, при этом эмиссионный слой на поверхности сопла образует катод, на выходе из сопла расположен анод, причем анод электрически последовательно связан с катодом через источник электроэнергии, анод находится в механическом контакте с соплом через слой электроизоляции, при этом эмиссионный слой выполнен в форме кольца с центром на оси сопла шириной от 5 до 10 мм, в области критического сечения, в электрической цепи между анодом и источником напряжения располагается измерительный комплекс.The specified technical problem is solved by the fact that a device for measuring the temperature of the walls of the nozzle of a rocket engine, which contains a nozzle made of electrically conductive and heat-resistant materials, on the inner surface of which a layer of material with a low work function is applied, while the emission layer on the surface of the nozzle forms a cathode, an anode is located at the nozzle exit, and the anode is electrically connected in series with the cathode through the power source, the anode is in mechanical contact with the nozzle through an electrical insulation layer, while the emission layer is made in the form of a ring centered on the nozzle axis with a width of 5 to 10 mm, in the area of the critical section, a measuring complex is located in the electrical circuit between the anode and the voltage source.

Техническим результатом, получаемым в результате применения изобретения, является повышение точности измерения температуры области критического сечения сопла ЖРД.The technical result obtained as a result of the application of the invention is to increase the accuracy of measuring the temperature of the region of the critical section of the liquid-propellant rocket engine nozzle.

Пример реализации заявляемого способа представлен на Фиг 1.An example of the implementation of the proposed method is shown in Fig. 1.

На чертеже обозначены: 1 - сопло ЖРД, 2 - покрытие с низкой работой выхода (катод), 3 - электроизоляция, 4 - анод, 5 - источник напряжения, 6 -измерительный комплексThe drawing indicates: 1 - liquid fuel rocket engine nozzle, 2 - coating with a low work function (cathode), 3 - electrical insulation, 4 - anode, 5 - voltage source, 6 - measuring complex

Сопло 1 предназначено для сжигания топлива и создания реактивной тяги, 2 - покрытие с низкой работой выхода для испускания электронов в результате нагрева, при этом эмиссионный слой 2 с участком сопла 1 в области критического сечения образуют катод, электроизоляция 3 предназначена для изоляции катода от анода 4, 4 - анод предназначен для улавливания электронов из потока продуктов сгорания. Анод 4 обладает площадью, достаточной для восприятия всех термоэлектронов, вышедших с эмиссионного слоя 2, 5 - источник напряжения предназначен для создания разности потенциалов между анодом 3 и катодом и обеспечения направленного движения электронов из потока продуктов сгорания к аноду и от анода через измерительный комплекс 6 и источник электроэнергии 5 к катоду, 6 - измерительный комплекс предназначен для снятия показаний силы тока между катодом и анодом 4 для последующего вычисления значения температуры.Nozzle 1 is designed to burn fuel and create reactive thrust, 2 is a coating with a low work function for emitting electrons as a result of heating, while the emission layer 2 with the nozzle section 1 in the critical section form the cathode, electrical insulation 3 is designed to isolate the cathode from the anode 4 , 4 - the anode is designed to capture electrons from the flow of combustion products. Anode 4 has an area sufficient for the perception of all thermionic electrons emerging from the emission layer 2, 5 - the voltage source is designed to create a potential difference between the anode 3 and the cathode and to ensure the directional movement of electrons from the flow of combustion products to the anode and from the anode through the measuring complex 6 and power source 5 to the cathode, 6 - the measuring complex is designed to take readings of the current between the cathode and the anode 4 for the subsequent calculation of the temperature value.

Изобретение работает следующим образом.The invention works as follows.

При работе ракетного двигателя будет происходить нагревание сопла 1, в том числе область критического сечения, с нанесенным на его поверхность эмиссионным слоем 2. С эмиссионного слоя 2 будут выходить термоэлектроны - будет происходить термоэлектронная эмиссия. Вышедшие электроны будут переходить на анод 4 через поток рабочего тела, а от анода к измерительному комплексу 6. Чем выше нагрев области критического сечения, тем выше ток термоэмиссии и ток, регистрируемый в измерительном комплексе 6. От измерительного комплекса 6 термоэлектроны через источник электроэнергии 5, обеспечивающий движение электронов в электрической цепи анод 4 - катод, будут возвращаться на катод, замыкая тем самым электрический контур.During the operation of the rocket engine, the nozzle 1 will be heated, including the region of the critical section, with the emission layer 2 applied to its surface. Thermionic electrons will emerge from the emission layer 2 - thermionic emission will occur. The released electrons will go to the anode 4 through the flow of the working fluid, and from the anode to the measuring complex 6. The higher the heating of the critical section region, the higher the thermal emission current and the current recorded in the measuring complex 6. From the measuring complex 6 thermionic electrons through the power source 5, providing the movement of electrons in the electrical circuit anode 4 - cathode, will return to the cathode, thereby closing the electrical circuit.

Благодаря близкой к экспоненциальной зависимости термоэмиссии от температуры, небольшое увеличение температуры может приводить к существенному росту тока термоэмиссии. Причем ток термоэмиссии может на 1-2 порядка превосходить сторонние токи и шумы, что также повышает точность и надежность производимых измерений.Due to the close to exponential temperature dependence of thermionic emission, a small increase in temperature can lead to a significant increase in the thermionic emission current. Moreover, the thermal emission current can be 1-2 orders of magnitude higher than external currents and noises, which also increases the accuracy and reliability of the measurements.

Например, при работе выхода электронов в 2 эВ и температуре стенки 1500 К, плотность тока эмиссии по Ричардсону составляет величину 51.79 А/см2. При увеличении температуры на 1 К плотность тока увеличивается до 52.40 А/см2 или на 0.4 А. При этом цена деления современных приборов измерения может составлять единицы мкА. Тогда точность измерений температуры заявляемым устройством в данном можно оценить в 0.00001 К по порядку величины.For example, with a work function of electrons of 2 eV and a wall temperature of 1500 K, the emission current density according to Richardson is 51.79 A / cm 2 . With an increase in temperature by 1 K, the current density increases to 52.40 A / cm 2 or 0.4 A. In this case, the scale division of modern measuring devices can be in the units of μA. Then the accuracy of temperature measurements by the claimed device in this can be estimated at 0.00001 K in order of magnitude.

Такая система измерения температуры внутри камеры сгорания ЖРД, обладает низкой инерционностью и высокой точностью, в условиях экстремальных температур и не оказывает существенного влияния на течение продуктов сгорания.Such a system for measuring the temperature inside the combustion chamber of a liquid-propellant engine has low inertia and high accuracy under extreme temperatures and does not significantly affect the flow of combustion products.

Высокий уровень снимаемых токов и чувствительность термоэмиссии к температуре позволяют с повышенной точностью производить измерения температуры.The high level of readout currents and the sensitivity of thermionic emission to temperature make it possible to measure temperature with increased accuracy.

На основе измеренных значений температуры можно прогнозировать остаточный ресурс ЖРД, в том числе и при многократном применении. Это может сильно увеличить надежность многоразовой аэрокосмической техники.Based on the measured temperature values, it is possible to predict the residual life of the liquid-propellant engine, including with repeated use. This can greatly increase the reliability of reusable aerospace equipment.

Таким образом, решается указанная выше техническая задача и достигается технический результат, который заключается в повышении точности измерения значений температуры области критического сечения сопла ЖРД. При этом обеспечивается высокая скорость реакции. Так же реализована возможность длительной работы в условиях экстремальных температур за счет охлаждения поверхности.Thus, the above technical problem is solved and the technical result is achieved, which consists in increasing the accuracy of measuring the temperature values of the critical section of the liquid-propellant rocket engine nozzle. This ensures a high reaction rate. The possibility of long-term operation in extreme temperatures due to surface cooling is also realized.

Claims (1)

Устройство для измерения температуры стенок сопла ракетного двигателя, которое содержит выполненное из электропроводящих и жаропрочных материалов сопло, на внутреннюю поверхность которого нанесен слой из материала с низкой работой выхода, при этом эмиссионный слой на поверхности сопла образует катод, на выходе из сопла расположен анод, причем анод электрически последовательно связан с катодом через источник электроэнергии, анод находится в механическом контакте с соплом через слой электроизоляции, отличающееся тем, что эмиссионный слой выполнен в форме кольца с центром на оси сопла шириной от 5 до 10 мм, в области критического сечения, в электрической цепи между анодом и источником напряжения располагается измерительный комплекс.A device for measuring the temperature of the walls of a rocket engine nozzle, which contains a nozzle made of electrically conductive and heat-resistant materials, on the inner surface of which a layer of material with a low work function is applied, while the emission layer on the surface of the nozzle forms a cathode, an anode is located at the outlet of the nozzle, and the anode is electrically connected in series with the cathode through the power source, the anode is in mechanical contact with the nozzle through an electrical insulation layer, characterized in that the emission layer is made in the form of a ring centered on the nozzle axis with a width of 5 to 10 mm, in the critical section, in the electrical the circuit between the anode and the voltage source is a measuring complex.
RU2021102841A 2021-02-05 2021-02-05 Device for measuring the temperature of a liquid propellant rocket engine nozzle RU2758022C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021102841A RU2758022C1 (en) 2021-02-05 2021-02-05 Device for measuring the temperature of a liquid propellant rocket engine nozzle

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021102841A RU2758022C1 (en) 2021-02-05 2021-02-05 Device for measuring the temperature of a liquid propellant rocket engine nozzle

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2758022C1 true RU2758022C1 (en) 2021-10-25

Family

ID=78289731

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2021102841A RU2758022C1 (en) 2021-02-05 2021-02-05 Device for measuring the temperature of a liquid propellant rocket engine nozzle

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2758022C1 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2809370B2 (en) * 1993-05-19 1998-10-08 科学技術庁航空宇宙技術研究所長 High temperature combustion engine
RU2323137C1 (en) * 2006-08-08 2008-04-27 Сергей Николаевич Чувашев Method and device for control of flow in nozzle of flying vehicle jet engine
RU185328U1 (en) * 2017-06-19 2018-11-30 Общество с ограниченной ответственностью "Термоэмиссионные Турбины" Rocket engine cooling device
JP2020165360A (en) * 2019-03-29 2020-10-08 三菱重工業株式会社 High-temperature component and manufacturing method of high-temperature component

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2809370B2 (en) * 1993-05-19 1998-10-08 科学技術庁航空宇宙技術研究所長 High temperature combustion engine
RU2323137C1 (en) * 2006-08-08 2008-04-27 Сергей Николаевич Чувашев Method and device for control of flow in nozzle of flying vehicle jet engine
RU185328U1 (en) * 2017-06-19 2018-11-30 Общество с ограниченной ответственностью "Термоэмиссионные Турбины" Rocket engine cooling device
JP2020165360A (en) * 2019-03-29 2020-10-08 三菱重工業株式会社 High-temperature component and manufacturing method of high-temperature component

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Von Moll et al. A review of exhaust gas temperature sensing techniques for modern turbine engine controls
RU2758022C1 (en) Device for measuring the temperature of a liquid propellant rocket engine nozzle
US10962421B2 (en) Mineral insulated sheathed assembly with grounded and ungrounded temperature sensors
EP3106852A1 (en) Heat flux sensor and system with a heat flux sensor
JP4796756B2 (en) Measuring device for monitoring residual oxygen in exhaust gas and method for operating the measuring device
RU2766960C1 (en) Apparatus for measuring the temperature of the nozzle of a rocket engine
US3392524A (en) Tube burning rate sensor for solid propellant back bleed tube rocket motors
US20180313781A1 (en) Gas sensor
RU2587524C1 (en) Apparatus for determining thermal conductivity coefficient and long-term performance of heat shielding coating
CN111271195B (en) High-precision solid propellant gas generation amount testing device
RU2569799C2 (en) Experimental gas generator
US2638784A (en) Temperature sensing device
JP7445379B2 (en) solid electrolyte sensor
JP7025232B2 (en) Gas concentration detection method and gas concentration detection device
Dillier et al. Temperature sensitivity of AP/HTPB-based rocket propellants using a new high-pressure strand burner
Barberree The next generation of thermocouples for the turbine engine industry
GB2100003A (en) Measuring temperature electrically
CN205333214U (en) Temperature measuring device in integrated jar in spark plug
JP2019168327A (en) Inspection device for gas sensor
RU2399910C1 (en) Method for thermodynamic acoustic-emission standardisation and system for realising said method
RU2724247C1 (en) Method of diagnosing temperature measurement circuits
Curdaneli et al. Experimental analysis on the measurement of ballistic properties of solid propellants
RU2745795C1 (en) Device for determining thermal resistance of substances
RU2701522C1 (en) High pressure manometric bomb
KR102536365B1 (en) Ignition apparatus for boiler burner of gas turbine