RU2766963C1 - Измеритель тяги камеры сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, действующий в условиях присоединенного воздухопровода - Google Patents
Измеритель тяги камеры сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, действующий в условиях присоединенного воздухопровода Download PDFInfo
- Publication number
- RU2766963C1 RU2766963C1 RU2021112329A RU2021112329A RU2766963C1 RU 2766963 C1 RU2766963 C1 RU 2766963C1 RU 2021112329 A RU2021112329 A RU 2021112329A RU 2021112329 A RU2021112329 A RU 2021112329A RU 2766963 C1 RU2766963 C1 RU 2766963C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- annular
- membrane
- air duct
- tubes
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M15/00—Testing of engines
- G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines
Landscapes
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к устройствам для испытаний камер сгорания прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД), в частности к измерителям реактивной тяги камер сгорания, действующим в условиях огневых испытаний по схеме присоединенного воздухопровода. При подаче воздуха в камеру сгорания с различными термогазодинамическими параметрами имитируется работа камеры сгорания в составе двигателя в различных условиях полета летательного аппарата. Техническим результатом является возможность измерения тяги - параметра, характеризующего эффективность камеры сгорания. Измеритель тяги содержит металлический корпус, к которому с одной стороны присоединено сопло подогревателя воздухопровода. В корпусе измерителя тяги имеются кольцевые канавки, расположенные зеркально относительно друг друга, в каждой из которых размещены герметичные резиновые трубки кольцевой формы, заполненные жидкостью. Между трубками установлен круглый металлический диск (мембрана), по периметру которого с двух сторон диска выполнены два кольцевых выступа. Толщина выступов равна диаметру трубок. Кольцевые выступы мембраны входят в кольцевые канавки корпуса, где находятся с двух сторон в контакте с кольцевыми резиновыми трубками, к которым подключен дифференциальный датчик перепада давлений. Мембрана жестко связана с входным фланцем камеры сгорания. 2 ил.
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ.
Изобретение относится к устройствам для испытаний камер сгорания прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД), в частности к измерителям реактивной тяги камер сгорания, действующим в условиях огневых испытаний по схеме присоединенного воздухопровода. Такой вид испытаний предусматривает жесткое и герметичное соединение камеры сгорания (объекта испытаний) с соплом подогревателя воздуха. При подаче воздуха в камеру сгорания с различными термогазодинамическими параметрами имитируется работа камеры сгорания в составе двигателя в различных условиях полета летательного аппарата.
Предлагаемое устройство создано впервые, прямое измерение тяги камеры сгорания ПВРД в процессе огневых стендовых испытаний в условиях присоединенного воздухопровода камеры сгорания ПВРД, с включением измерителя непосредственно в испытательный комплекс, ранее никогда не применялось. Получение данных о тяговой характеристике камеры сгорания в процессе испытаний позволяет скорректировать программу испытаний, с целью уточнения направления исследований, и в этом заключается главное достижение, связанное с разработкой измерителя тяги. На предшествующем уровне техники тяга камеры сгорания, как один из основных параметров характеристики эффективности двигателя, практически никогда не определялась, а если и могла быть определена, то только аналитически. Это связано с тем, что проблемой, предшествующей аналитическому определению тяги камеры сгорания после проведенного испытания, является необходимость предварительного определения коэффициента полноты сгорания, а также потерь полного давления (весьма объемные вычислительные блоки), без чего вычисление тяговой характеристики невозможно [O.Dessornes, D.Scherrer, Tests Of The Japhar Dual Mode Ramjet Engine, Aerospace Science And Technology, 9(2005) Pp.211-221; Картовицкий Л.Л., Яновский Л.С. Оценка входного импульса сопла огневого подогревателя воздуха при испытаниях прямоточного воздушно-реактивного двигателя // Тепловые процессы в технике. 2020. Т. 12. №7. c. 325–334]. Временные затраты на эту работу большие, что сильно задерживало программу испытаний. При этом известно, что газодинамические методы расчета коэффициента полноты сгорания топлива весьма сложны, и характеризуются неопределенностью в достоверности вычислений. Реально, исследования камер сгорания ограничивались расчетом полноты сгорания и потерь полного давления.
Техническим результатом является возможность измерения тяги, основного (суммарного) параметра, характеризующего эффективность камеры сгорания. Измерение тяги исключает из методики исследований необходимость проведения аналитических расчетов эффективности горения топлива и потерь давления в текущем процессе испытаний, что предотвращает большие потери времени.
Заявленный технический результат достигается тем, что измеритель тяги камеры сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, действующий в условиях присоединенного воздухопровода, содержит металлический корпус, к которому с одной стороны присоединяется сопло подогревателя воздухопровода; в корпусе измерителя тяги имеются кольцевые канавки, расположенные зеркально относительно друг друга, в каждой из которых размещены герметичные резиновые трубки кольцевой формы, заполненные жидкостью, между кольцевыми резиновыми трубками установлена мембрана, выполненная в виде круглого металлического диска, по периметру которого с двух сторон выполнены два кольцевых выступа, толщина выступов равна диаметру кольцевых резиновых трубок, при этом в сборе кольцевые выступы мембраны входят в кольцевые канавки корпуса, где находятся в контакте с кольцевыми резиновыми трубками, к которым подключен дифференциальный датчик перепада давлений; кроме того, мембрана жестко связана с входным фланцем камеры сгорания.
РАСКРЫТИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ"
Предложенное техническое решение позволяет устранить выявленные технические проблемы, а именно, позволяет решить следующую задачу: реализовать процесс прямого и непрерывного измерения реактивной тяги камеры сгорания ПВРД в условиях стендовых огневых испытаний по схеме присоединенного воздухопровода с высокой точностью измерений и чувствительностью метода, включая нестационарные режимы работы, а также с удовлетворительной частотной характеристикой, в широком диапазоне изменения внешних условий, моделирующих числа Маха полета летательного аппарата в диапазонах скоростей М = 3-8 и высот Н = 15-30 км.
Диапазон изменения температур торможения воздуха в экспериментах, соответствующих приведенным полетным условиям, находится в области 650-2800К. Конструкция измерителя в испытаниях почти не подвергается нагреву и выполнена в неохлаждаемом варианте. Устройство не вносит возмущений в поток, является компактным и не сложным в изготовлении.
Измеритель тяги камеры сгорания ПВРД содержит металлический корпус с установленной внутри дисковой мембраной. Корпус измерителя соединен фланцевым соединением с соплом подогревателя воздуха, подающего модельный воздух в исследуемую камеру сгорания. Мембрана установлена внутри корпуса измерителя тяги между кольцевых резиновых трубок, заполненных жидкостью, и в контакте с ними. Мембрана жестко соединена с входным фланцем камеры сгорания, которая установлена на стапеле стенда в свободном горизонтальном состоянии на скользящих подвесных опорах. Это необходимо, чтобы исключить воздействие на камеру сгорания любых внешних сил (например, сил воздействия на корпус камеры дренажных трубок, ведущих от корпуса к датчикам давления или, вследствие консольного крепления камеры сгорания на мембране, момента, создаваемого силой тяжести камеры сгорания, и приложенного к мембране), способных внести ошибку в процесс измерения тяги. Осевые силы, развиваемые камерой сгорания, передаются через мембрану кольцевым резиновым трубкам и воспринимаются жидкостью, наполняющей эти трубки. Датчик перепада давлений фиксирует перепад давлений в трубках, пропорциональный тяговой эффективности камеры сгорания.
Измеритель осевого усилия способен фиксировать как силу, развиваемую моделью и направленную против потока (тягу), так и по потоку, когда газодинамические силы в потоке, направленные на преодоление сил внутреннего сопротивления (сила трения или силы, затраченные на преодоление аэродинамических сил на обтекание элементов конструкции проточной части камеры сгорания), преобладают над тягой.
В качестве компонента, передающего датчику перепада давлений сигналы, принимаемые мембраной от камеры сгорания, используется жидкость, поскольку, как известно, жидкость обладает практической несжимаемостью. В качестве такой жидкости, заливаемой в трубки и сохраняющей форму и частоту сигнала, используется, например, дистиллированная вода или масло, обладающее пониженной вязкостью - техническое или минеральное.
Дифференциальный датчик перепада давлений. применяющийся в схеме измерений, обладает высокой чувствительностью и воспринимает продольные колебания камеры сгорания в широком диапазоне частот. Жидкость, которой заполнены резиновые трубки, находится в замкнутом объеме и перед испытаниями, с целью повышения чувствительности системы измерений давление в жидкости поднимают до 50-60 бар. В процессе испытаний измерение тяги ведется непрерывно, включая нестационарные режимы работы стенда, с частотной характеристикой до 100 герц.
Как почти для любого средства измерения, для подготовки измерителя тяги к работе требуется его градуировка в составе сборки в стендовых или автономных (лабораторных) условиях.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ.
На фиг.1 приведен общий вид измерителя реактивной тяги в стендовых условиях.
1- сопло подогревателя воздуха;
2-измеритель тяги;
3-камера сгорания.
На фиг. 2 приведена принципиальная схема измерителя тяги.
4 – металлический корпус
5 - мембрана;
6 - резиновые трубки с жидкостью;
7 - фланец крепления сопла подогревателя;
8 - фланец крепления камеры сгорания;
9 - гарантированный зазор;
10 - дифференциальный датчик перепада давления жидкости в трубках (условно).
Изобретение реализуется следующим образом.
Измеритель тяги - 2 применяется в стендовых условиях огневых испытаний в схеме присоединенного воздухопровода, см.фиг.1. Измеритель тяги монтируется между соплом подогревателя воздуха - 1 и камерой сгорания - 3.
Измеритель реактивной тяги камеры сгорания ПВРД (см. фиг. 2) содержит металлический корпус - 4 с установленной внутри дисковой мембраной - 5. Между внутренней стенкой корпуса измерителя - 4 и мембраной - 5 (фиг. 2), а также между срезом сопла подогревателя и плоскостью входа в камеру сгорания (см. в сборе узла, фиг. 1) обеспечивается гарантированный зазор - 9 около 1 мм. Корпус измерителя - 4 (фиг. 2) соединяется фланцевым соединением - 7 с соплом подогревателя воздуха - 1 (фиг. 1), подающего модельный воздух в исследуемую камеру сгорания - 3. Мембрана 5- выполнена в виде круглого металлического диска, по периметру которого с двух сторон диска выполнены два кольцевых выступа, толщина которых равна диаметру кольцевых резиновых трубок 6. Трубки – 6 размещаются в кольцевых канавках корпуса – 4. Мембрана - 5 (фиг. 2) закрепляется в контакте с герметичными резиновыми трубками - 6, заполненными внутри жидкостью. Мембрана - 5 жестко соединяется с камерой сгорания - 3 (фиг. 1) посредством фланца - 8 (фиг. 2). Камера сгорания установлена на стапеле стенда в свободном горизонтальном состоянии на скользящих подвесных опорах. Это необходимо, чтобы исключить воздействие на камеру сгорания любых внешних сил способных внести ошибку в процесс измерения тяги (см. раздел "РАСКРЫТИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ").
Осевые силы, развиваемые камерой сгорания, передаются через мембрану - 5 (фиг. 2) кольцевым резиновым трубкам - 6 и воспринимаются жидкостью, находящейся в этих трубках. Дифференциальный датчик перепада давлений - 10 фиксирует перепад давлений жидкости в трубках, пропорциональный силе тяги, развиваемой камерой сгорания. Измеритель тяги способен фиксировать как силу, развиваемую камерой сгорания по потоку, так и направленную против него (см. раздел "РАСКРЫТИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ").
Обычно, для проведения очередного испытания по программе требуется срочная обработка вновь полученных результатов. Расчету тяги предшествуют обязательные расчеты коэффициента полноты сгорания, потерь давления и пр. При подготовке исходных данных также требуются большие временные затраты (см. раздел "ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ"). С целью экономии времени и, согласно традиционных технологий исследований, экспериментаторы идут на расширение предполагаемой зоны поиска. Цена таких исследований возрастает многократно, зачастую это приводит к материальным потерям. Это связано с фактом высокой технической сложности экспериментов, проходящих, при высоких температурах и давлениях. Риск потерь материальной части объекта испытаний обычно снижается путем использования не слишком дорогих материалов для конструкций, уменьшением времени и упрощением программы испытаний.
Главной целью почти любого огневого испытания камеры сгорания является получение характеристики рабочего процесса, т.е. значений коэффициента полноты сгорания и потерь полного давления, без чего вычисление тяговой характеристики невозможно (см. раздел "ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ"). Тяга - есть суммарный параметр, демонстрирующий эффективность и совершенство камеры сгорания. Возможность прямого измерения тяги камеры сгорания в огневых испытаниях позволяет в промежуточной фазе исследований, т.е. в процессе отработки объекта испытаний, получить реальное представление об эффективности создаваемого ПВРД. Непосредственно в ходе проведения огневого испытания, исключается необходимость проведения дополнительных расчетов, и появляется возможность скорректировать выбор научного направления. Такая методика позволяет очень существенно уменьшить их объем, сэкономить время и, соответственно, значительные материальные средства.
Разработка предложенного способа прямого измерения тяги камеры сгорания в процессе огневых испытаний, проводимых по схеме присоединенного воздухопровода, позволяет впервые получить важнейшие научные и практические данные о динамике изменения осевой силы, в зависимости от множества термогазодинамических параметров потока, коэффициента избытка воздуха, критического сечения и геометрии сопла или других факторов.
Claims (1)
- Измеритель тяги камеры сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, действующий в условиях присоединенного воздухопровода, содержащий металлический корпус, к которому с одной стороны присоединяется сопло подогревателя воздухопровода; в корпусе измерителя тяги имеются кольцевые канавки, расположенные зеркально относительно друг друга, в каждой из которых размещены герметичные резиновые трубки кольцевой формы, заполненные жидкостью, между кольцевыми резиновыми трубками установлена мембрана, выполненная в виде круглого металлического диска, по периметру которого с двух сторон выполнены два кольцевых выступа, толщина выступов равна диаметру кольцевых резиновых трубок, при этом в сборе кольцевые выступы мембраны входят в кольцевые канавки корпуса, где находятся в контакте с кольцевыми резиновыми трубками, к которым подключен дифференциальный датчик перепада давлений; кроме того, мембрана жестко связана с входным фланцем камеры сгорания.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2021112329A RU2766963C1 (ru) | 2021-04-28 | 2021-04-28 | Измеритель тяги камеры сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, действующий в условиях присоединенного воздухопровода |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2021112329A RU2766963C1 (ru) | 2021-04-28 | 2021-04-28 | Измеритель тяги камеры сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, действующий в условиях присоединенного воздухопровода |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2766963C1 true RU2766963C1 (ru) | 2022-03-16 |
Family
ID=80736835
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2021112329A RU2766963C1 (ru) | 2021-04-28 | 2021-04-28 | Измеритель тяги камеры сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, действующий в условиях присоединенного воздухопровода |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2766963C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115389213A (zh) * | 2022-10-26 | 2022-11-25 | 南京理工大学 | 冲压发动机用水冷多通道高温燃气压力测量装置及方法 |
| CN116698425A (zh) * | 2023-06-12 | 2023-09-05 | 常州江苏大学工程技术研究院 | 一种航空发动机燃烧室的浮壁瓦片及实验段装置 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2326358C1 (ru) * | 2006-11-21 | 2008-06-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Устройство для измерения силы тяги реактивного двигателя транспортного аппарата и способ регулировки устройства для измерения силы тяги |
| RU2445599C1 (ru) * | 2010-12-03 | 2012-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" | Способ определения угла поворота вектора силы тяги гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя с косым срезом сопла по результатам летных испытаний его на гиперзвуковой летающей лаборатории |
| RU2540202C2 (ru) * | 2012-09-04 | 2015-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Стенд для испытания авиационных двигателей |
-
2021
- 2021-04-28 RU RU2021112329A patent/RU2766963C1/ru active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2326358C1 (ru) * | 2006-11-21 | 2008-06-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Устройство для измерения силы тяги реактивного двигателя транспортного аппарата и способ регулировки устройства для измерения силы тяги |
| RU2445599C1 (ru) * | 2010-12-03 | 2012-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" | Способ определения угла поворота вектора силы тяги гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя с косым срезом сопла по результатам летных испытаний его на гиперзвуковой летающей лаборатории |
| RU2540202C2 (ru) * | 2012-09-04 | 2015-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Стенд для испытания авиационных двигателей |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115389213A (zh) * | 2022-10-26 | 2022-11-25 | 南京理工大学 | 冲压发动机用水冷多通道高温燃气压力测量装置及方法 |
| CN116698425A (zh) * | 2023-06-12 | 2023-09-05 | 常州江苏大学工程技术研究院 | 一种航空发动机燃烧室的浮壁瓦片及实验段装置 |
| CN116698425B (zh) * | 2023-06-12 | 2024-03-12 | 常州江苏大学工程技术研究院 | 一种航空发动机燃烧室的浮壁瓦片及实验段装置 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Spottswood et al. | Exploring the response of a thin, flexible panel to shock-turbulent boundary-layer interactions | |
| RU2766963C1 (ru) | Измеритель тяги камеры сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, действующий в условиях присоединенного воздухопровода | |
| Casper et al. | Hypersonic wind-tunnel measurements of boundary-layer pressure fluctuations | |
| Stevens et al. | Comparison of transient response of pressure measurement techniques with application to detonation waves | |
| Grossir et al. | Hypersonic boundary layer transition on a 7 degree half-angle cone at Mach 10 | |
| Robinson et al. | Design and implementation of an internal stress wave force balance in a shock tunnel | |
| Bach et al. | Development of an instrumented guide vane set for RDC exhaust flow characterization | |
| Haghdoost et al. | Mitigation of pressure fluctuations from an array of pulse detonation combustors | |
| Bach et al. | Uncertainty Quantification of Kiel Probes for RDC Applications | |
| Heltsley et al. | Design and characterization of the Stanford 6 inch expansion tube | |
| Stark et al. | Flow separation in rocket nozzles under high altitude condition | |
| Sahoo et al. | Simultaneous measurement of aerodynamic and heat transfer data for large angle blunt cones in hypersonic shock tunnel | |
| Robinson et al. | Short duration force measurements in impulse facilities | |
| Birch | Characterisation of the USQ hypersonic facility freestream | |
| Meritt et al. | A Summary of AFOSR BOLT II Direct Wall Shear Stress Measurements | |
| Wang et al. | Impulse force-measurement system | |
| Hassan et al. | The measurement of air velocity in a motored internal combustion engine using a hot-wire anemometer | |
| Kobayashi et al. | Experimental and theoretical frequency response of pressure transducers for high speed turbomachinery | |
| Zanchetta | Kinetic heating and transition studies at hypersonic speeds | |
| Kim et al. | Drag and heat-flux assessment of hypersonic flow on an asymmetric blunt shaped body | |
| Trzeciak et al. | Temperature estimating method for exhaust gases in valveless pulsejet engine | |
| Meritt et al. | A Comparative Analysis of In-Flight and Full-Scale Ground Facility Wall Shear Measurements on the BOLT II Vehicle | |
| Zhou et al. | Verification of a ground-based method for simulating high-altitude, supersonic flight conditions | |
| US3401558A (en) | Inertia compensated balance system | |
| CN117760741A (zh) | 发动机点火延迟过程、燃烧室内积液质量测量装置 |