Использование: в области испытательной техники, в частности в стендах для испытания жидкостных ракетных двигателей. Сущность изобретения: в одной барокамере размещают идентичные двигатели, создают вокруг них и на срезе сопел натурные условия разрежения, топливо подают из общего источника питания и осуществляют одновременный их прожиг. 1 ил.
Изобретение относится к технике испытаний жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) в наземных условиях.
Имитацию высотных условий при наземных испытаниях ЖРД осуществляют с помощью вакуумного стенда, основными элементами которого являются барокамера, выхлопной диффузор, системы вакуумирования и откачки выхлопных газов и подачи топлива. При испытании двигателя с многосопловым блоком может быть реализована схема истечения продуктов сгорания из каждого сопла в индивидуальный, присоединенный к соплу диффузор [1] Откачивающая система может быть общей для нескольких стендов, при этом выхлопные диффузоры барокамер с испытуемыми двигателями различных типов подсоединены к откачивающей системе с помощью коллектора [2] В этом случае может быть проведено одновременное испытание двигателей при тем не менее различных условиях испытания. Невозможность воспроизведения одинаковых условий испытания двигателей отражается на представительности результатов испытаний, например контрольно-выборочных или сравнительных. Изобретение направлено на исключение влияния отклонений условий эксперимента (параметры окружающей среды и топлива) на результаты испытаний. Для этого совмещают прожиг идентичных двигателей в одной барокамере (при общей системе откачки) по общей для двигателей программе и подаче топлива из общего источника питания. Изобретение поясняется чертежом, где представлена принципиальная схема стенда для реализации способа испытаний ЖРД. В состав стенда входит охлаждаемая барокамера 1, на основании 2 которой установлены рабочее место 3 для двигателей, и охлаждаемая газодинамическая труба (ГДТ) 4 системы откачки, которая включает также соединенный с ГДТ парогазовый 5 и водяной 6 эжекторы; система подачи компонентов топлива, содержащая источники питания топливом 7, топливопроводы 8 с пускоотсечными клапанами 9, электрически соединенными с пультом управления 10 (на чертеже показаны магистрали только одного компонента топлива). Барокамера имеет дополнительное рабочее место 11 для идентичного двигателя, система откачки дополнена ГДТ 12 (по числу дополнительных рабочих мест) и парогазовым эжектором 13 в качестве второй ступени эжекции; первая ступень эжекции водяной эжектор 6 выполнена общей, при этом все выходы парогазовых эжекторов 5 и 13 соединены газоводами 14 со входом общего водяного эжектора 6, питаемого из бассейна 15 по схеме оборотного водоснабжения. Система подачи компонентов топлива дополнена топливопроводом 16 с пускоотсечным клапаном 17 и снабжена раздаточным коллектором 18 каждого компонента топлива, соединенным гидравлической трубой 19 с соответствующим общим топливным источником питания 7. Пускоотсечный клапан 17 электрически подсоединен к пульту 10. Двигатели 20 устанавливаются на рабочих местах 3 и 11 и подключаются своими входами к топливопроводам 8 и 16. Сопла двигателей совмещены с ГДТ 4 и 12. Охлаждение барокамеры 1 и ГДР 4 и 12, а также подача воды в эжектор I-ой ступени 6 производится насосом 21 через открытые задвижки 22 и 23. Рабочие места 3 и 11 размещены одно от другого на расстоянии, исключающем температурное влияние работающих двигателей друг от друга. Способ испытания ЖРД осуществляется следующим образом. Сначала создают натурные условия разрежения в одной барокамере 1 вокруг идентичных двигателей 20 и на срезе их сопел путем запуска общего водяного 6 и парогазовых 5 и 13 эжекторов. Затем одновременно подают компоненты топлива из общих источников питания 7 на вход всех идентичных двигателей 20 под общим давлением вытеснения, используя для этого общие топливораздаточные коллекторы 18, одинаковые пускоотсечные клапаны 9 и 17 на топливопроводах 8 и 16, согласованных по гидравлическому сопротивлению, и общий пульт управления 10. После этого синхронно прожигают идентичные двигатели 20 по общей для них программе, управляя с пульта 10 подачей топлива через пускоотсечные клапаны 9 и 17. Продукты сгорания топлива, смешиваясь с рабочим телом эжекторов 5,6 и 13, поступают под уровень бассейна 15 и далее транспортируются на очистку. Результаты испытаний идентичных двигателей анализируют при постоянных условиях эксперимента.РИСУНКИ
Рисунок 1Похожие патенты:
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при выведении космических аппаратов на орбиту для снижения экологического ущерба при падении на Землю отработавших ступеней ракет-носителей
Изобретение относится к двигателестроению и направлено на повышение эффективности реактивных двигателей (РД) за счет повышения надежности РД и снижения их экологически вредного воздействия на окружающую среду
Изобретение относится к военной технике, более конкретно к конструкции порохового аккумулятора давления (ПАД), используемого в качестве источника рабочего газа для питания рулевых машин в блоке рулевого привода управляемых снарядов
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании РДТТ с регулируемой по величине и направлению тягой
Изобретение относится к двигателестроению в авиации, космонавтике, автомобилестроении, судостроении, а также может использоваться для новых летательных аппаратов
Изобретение относится к области энергетики
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании РДТТ с командным регулированием величины тяги в полете в широких пределах
Изобретение относится к ракетостроению, в частности к способу очистки внутренних полостей жидкостных ракетных двигателей после огневых испытаниях, и может найти применение в ракетостроении, а также в производстве авиационных двигателей
Изобретение относится к технике испытаний жидкостных ракетных двигателей в наземных условиях
www.findpatent.ru
Изобретение предназначено для использования в области ракетной техники, а конкретно в способе испытаний ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ), включающем закрепление двигателя на стенде, его включение, измерение параметров двигателя и последующую оценку его работоспособности. Двигатель закрепляют консольно, после его включения к его корпусу в течение времени не менее времени полета в составе ракеты прикладывают поперечную нагрузку, равную аэродинамической нагрузке, действующей на корпус двигателя на траектории в составе ракеты, при этом измеряют прогиб корпуса двигателя, а оценку работоспособности двигателя производят с учетом прогиба его корпуса и полетного времени в составе ракеты. Для реализации способа в стенде для испытаний РДТТ, включающем элементы крепления испытуемого двигателя и систему измерений, на корпусе консольно закрепленного двигателя в районе соплового блока установлено нагрузочное устройство в виде мерного груза, который связан с двигателем и удерживается разгрузочным устройством принудительно разрушаемой после включения двигателя связью, а в систему измерения введено устройство измерения прогиба корпуса двигателя. Изобретение позволяет повысить достоверность результатов испытаний за счет приближения условий испытаний к натурным. 2 с. и 5 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к области ракетной техники, а конкретно к способам и устройствам для испытаний ракетных двигателей. Известен способ прочностных испытаний ракетных двигателей [1] , при котором двигатель устанавливают в приспособление, закрывают выходное и все другие отверстия и после этого подают внутрь двигателя воду под давлением, превосходящим максимальное расчетное давление пороховых газов камеры сгорания. Под этим давлением двигатель выдерживают определенное время, чтобы успели завершиться все разрушительные процессы, начавшиеся от действия давления.
Формула изобретения
1. Способ испытаний ракетных двигателей твердого топлива, включающий закрепление двигателя на стенде, его включение, измерение параметров двигателя и последующую оценку его работоспособности, отличающийся тем, что двигатель закрепляют консольно, после включения двигателя к его корпусу в течение времени не менее времени полета в составе ракеты прикладывают поперечную нагрузку, равную аэродинамической нагрузке, действующей на корпус двигателя в составе ракеты на траектории, при этом дополнительно измеряют прогиб корпуса двигателя, а оценку работоспособности двигателя производят с учетом прогиба его корпуса и полетного времени в составе ракеты. 2. Стенд для испытаний ракетных двигателей твердого топлива, включающий элементы крепления испытуемого двигателя и систему измерений, отличающийся тем, что в нем двигатель закреплен консольно, на его корпусе в районе соплового блока установлено нагрузочное устройство в виде мерного груза, который связан с двигателем и удерживается разгрузочным устройством принудительно разрушаемой после включения двигателя связью, а в систему измерения введено устройство измерения прогиба корпуса двигателя. 3. Стенд по п.2, отличающийся тем, что разгрузочное устройство выполнено в виде убираемой опоры мерного груза. 4. Стенд по п.2, отличающийся тем, что разгрузочное устройство выполнено в виде противовеса. 5. Стенд по п.2, отличающийся тем, что разгрузочное устройство выполнено в виде подвеса, связанного с натяжным устройством. 6. Стенд по пп.2 - 5, отличающийся тем, что принудительно разрушаемая связь выполнена в виде перегораемого элемента, расположенного в зоне струи испытуемого двигателя. 7. Стенд по п.4, отличающийся тем, что мерный груз и противовес выполнены переменной массы, а в связь между двигателем и мерным грузом введен датчик силы.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4www.findpatent.ru
Изобретение относится к технике испытаний жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) в наземных условиях при проведении огневых приемосдаточных испытаний летных образцов двигателей. Сущность изобретения заключается в том, что каждый изготовленный двигатель подвергают огневым испытаниям для определения зависимостей тяги и удельного импульса от входного давления топлива, а также спада тяги и импульса последействия. При этом испытания проводят на входных давлениях топлива из рабочего диапазона, в котором используется двигатель, а для каждого значения входного давления топлива осуществляют серию из N кратковременных включений одинаковой длительности с паузой между ними для фиксации спада тяги и импульса последействия. Техническим результатом изобретения является получение достоверных характеристик работы ЖРД, как при длительном режиме работы, так и близком к импульсному, снижение количества топлива, расходуемого при испытаниях, а также возможность получения подробных характеристик работы ЖРД в рабочем диапазоне входных давлений топлива. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Область техники
Изобретение относится к технике испытаний жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) в наземных условиях при проведении огневых приемосдаточных испытаний летных образцов двигателей.
Предшествующий уровень техники
Для подтверждения работоспособности и получения характеристик работы ЖРД на различных режимах проводят контрольно-технологические и квалификационные приемо-сдаточные испытания двигателей на наземной стендовой базе. Одним из видов испытаний для контроля качества изготовления ЖРД являются огневые контрольно-технологические испытания (КТИ) (патент РФ №2193681, опубл. 21.11.2002). КТИ являются кратковременными огневыми испытаниями, которым подвергается каждый изготовленный двигатель. Задача проведения КТИ - контроль качества изготовления и сборки конкретного двигателя путем проверки его функционирования и определения фактических значений контролируемых параметров.
Известен способ проведения контрольно-технологических огневых испытаний ЖРД, работающих на любых компонентах топлива, заключающийся в том, что каждый изготовленный двигатель подвергают кратковременным огневым испытаниям без последующей переборки (А.Е. Жуковский, B.C. Кондрусев и др. Испытания жидкостных ракетных двигателей. Учеб. пособие для авиац. специальностей вузов. М.: Машиностроение, 1981. С. 26). После испытаний двигателя данным способом требуется сложная и дорогостоящая технологии его обработки для удаления остатков керосина из магистралей и агрегатов двигателей.
Для этих целей применяют глубокое вакуумирование внутренних полостей двигателя на дорогостоящем оборудовании, обеспечивающем вакуум до 1⋅10-4 кгс/см2. Кроме того, данный способ не обеспечивает удаление остатков в виде тяжелых фракций керосина. Эти остатки могут оказать вредное влияние на конструкционные материалы и на функционирование агрегатов после длительного хранения двигателя.
Известен способ испытания жидкостных ракетных двигателей (патент РФ №2050459, опубл. 20.12.1995), основанный на одновременном прожиге двигателей и создании вокруг них и на срезе сопел натурных условий разрежения, которое проводят в одной барокамере по общей для двигателей программе, при этом двигатели выбирают идентичные, а топливо подают из общего источника питания.
Известен способ отбраковки жидкостных ракетных двигателей малой тяги и устройство для его осуществления (патент РФ №2002973, опубл. 15.11.1993), заключающийся в проведении огневых стендовых испытаний с измерением давления в камере одного выбранного из партии работающего двигателя, где, с целью расширения области применения способа для двигателей, не допускающих нарушения целостности камеры, одновременно измеряют давление торможения истекающих из сопла продуктов сгорания, определяют по измеренным значениям коэффициент корреляции измерителей давления и по полученному значению коэффициента корреляции и по давлению торможения, измеренному при работе остальных двигателей партии, определяют давление в камере остальных двигателей.
Указанные способы испытаний ЖРД дают возможность провести выборку из партии двигателей, подходящих по заявленным характеристикам для использования в качестве летных образцов, однако не позволяют получить подробные характеристики их работы на различных режимах.
Известен способ проведения огневых приемо-сдаточных испытаний (см., например, ОКБ «Факел»: Электрореактивные системы ОКБ «Факел»: Сборник статей и докладов к 55-летию ОКБ «Факел» / Ред. В.М. Мурашко. - Калининград: Калининградская правда. 2010. Стр. 84-85), при котором из партии изготовленных ЖРД выбираются несколько образцов. Каждый образец испытывается при различных значениях входного давления (минимальном, среднем и максимальном из диапазона допустимых значений) и длительности подачи гидразина, поступающего в камеру сгорания и вступающего в химическую реакцию с твердым катализатором. По результатам испытаний определяются тяга и удельный импульс двигателя в установившемся режиме работы в зависимости от входного давления топлива в камеру сгорания. Кроме того, определяются характеристики выхода на режим (длительность достижения 90% от максимальной тяги двигателя) и спада тяги двигателя (длительность достижения 10% от максимальной тяги), а также импульс последействия.
Данный способ огневых испытаний ЖРД является наиболее близким к заявляемому изобретению и выбран в качестве прототипа.
Одним из недостатков прототипа является проведение испытаний на малом наборе входных давлений, включая минимально и максимально допустимые, что не позволяет получить достаточный объем данных для рабочего диапазона давлений, при которых данный двигатель будет использоваться в дальнейшем, а отработка на дополнительных входных давлениях приводит к существенному увеличению расхода топлива.
Вторым недостатком является определение характеристик по тяге двигателя и удельному импульсу в установившемся режиме работы, использование которых для режима, близкого к импульсному, а также при тактовой работе двигателя, приводит к существенным ошибкам при расчете тяги и удельного импульса.
Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков известного способа огневых испытаний ЖРД и получение достоверных характеристик работы каждого двигателя в рабочем диапазоне входных давлений топлива.
Решение поставленной задачи достигается тем, что в способе огневых испытаний ЖРД, заключающемся в том, что каждый изготовленный двигатель подвергают огневым испытаниям для определения зависимостей тяги и удельного импульса от входного давления топлива, а также спада тяги и импульса последействия, согласно изобретению испытания проводят на входных давлениях топлива из рабочего диапазона, в котором используется двигатель, а для каждого значения входного давления топлива осуществляют серию из N кратковременных включений одинаковой длительности с паузой между ними для фиксации спада тяги и импульса последействия.
Указанная совокупность отличительных признаков, отраженных в первом независимом пункте формулы, позволяет достичь следующего технического результата. Благодаря тому, что огневые испытания ЖРД проводятся на входных давлениях из рабочего диапазона, в котором будет использоваться данный двигатель, в дальнейшем, устраняется первый недостаток прототипа. Проведение огневых испытаний в тактовом режиме с серией из N одинаковых кратковременных (длительностью до 10 с) включений двигателя с малыми паузами между ними для фиксации участка спада тяги и импульса последействия позволяет устранить второй недостаток прототипа. В результате, полученные характеристики можно использовать как при длительном режиме работы двигателя, так и близком к импульсному. Дополнительным техническим эффектом является снижение количества топлива, расходуемого при испытаниях, и возможность получения достоверных характеристик работы каждого ЖРД в рабочем диапазоне входных давлений топлива.
В случае применения предлагаемого способа огневых испытаний для однокомпонентных ЖРД, использующих катализатор, перед серией из N кратковременных включений одинаковой длительности, проводят прогревочное включение для нагрева катализатора и камеры сгорания.
В частном случае, осуществляют подогрев компонентов топлива для повышения входного давления перед началом проведения огневых испытаний. Это позволяет провести испытания на повышенном уровне тяги двигателя.
Краткое описание чертежей.
На фиг. 1 изображен общий вид циклограммы при проведении одной серии включений двигателя для фиксированного значения входного давления топлива. Верхний график показывает зависимость подачи напряжения (U) на электроклапаны от времени, а нижний - характер изменения тяги двигателя (Р) с учетом этапов выхода на режим и спада тяги. tРД и tПД - длительность работы и паузы между включениями двигателя соответственно.
На фиг. 2 изображен типовой характер зависимости тяги (Р) от входного давления топлива (рвх) для однокомпонентного ЖРД.
На фиг. 3 изображена сетка с расчетными значениями тяги (Р) от сочетания входных давлений окислителя (рО) и горючего (рГ) для двухкомпонентного ЖРД. Жирными точками выделены углы квадранта, соответствующие крайним значениям из рабочего диапазона (точки №1, 2, 3, 4). Мелкой черной заливкой показаны дополнительные точки на ребрах и диагонали полученной сетки (точки №5, 6, 7, 8, 9). Белой заливкой показаны дополнительные точки (без номеров) на ребрах и диагонали для построения более подробной сетки.
Осуществление изобретения
Способ огневых испытаний ЖРД заключается в том, что каждый изготовленный двигатель подвергают огневым испытаниям для определения зависимостей тяги и удельного импульса от входного давления топлива, а также спада тяги и импульса последействия. При этом испытания проводят на входных давлениях топлива из рабочего диапазона, в котором используется двигатель, а для каждого значения входного давления топлива осуществляют серию из N кратковременных включений одинаковой длительности с паузой между ними для фиксации спада тяги и импульса последействия.
Перед началом серии включений, при необходимости, происходит нагрев камеры сгорания для обеспечения требуемой полноты протекания химической реакции компонентов топлива. Проводится замер давления в камере сгорания и расход топлива через трубопровод для расчета тяги и удельного импульса двигателя. Полученные данные со всех режимов включения двигателя аппроксимируются функциями, по которым в дальнейшем рассчитывается средняя тяга двигателя (Р) и удельный импульс (Iu). Степень подробности сетки давлений определяется характером зависимости изменения тяги от давления (линейная, нелинейная) и требуемой точностью самой аппроксимации.
Пример 1. Огневые испытания однокомпонентного ЖРД
Предпочтительным вариантом изобретения, согласно фиг. 1 и фиг. 2, является проведение огневых испытаний однокомпонентного ЖРД, использующего для создания тяги химическую реакцию в камере сгорания топлива (например, гидразина), поступающего под давлением через трубопровод, и твердого катализатора, расположенного внутри камеры сгорания. Для электротермокаталитического двигателя К50-10.6 разработки ОКБ «Факел», порядок огневых испытаний строится следующим образом. Для каждого значения входного давления рвх из рабочего диапазона от 4 до 8 кгс/см2 с шагом 0.5 кгс/см2 проводится серия из 5 включений длительностью по tРД=10 с и паузой tПД=2.5 с для фиксации спада тяги и импульса последействия. Перед началом серии осуществляется включение двигателя на 5 с для выхода температуры камеры сгорания на установившейся уровень, обеспечивающий требуемую полноту протекания химической реакции топлива и катализатора. Проводится замер давления в камере сгорания и расход топлива через трубопровод для расчета тяги и удельного импульса двигателя. Полученные данные со всех режимов включения двигателя аппроксимируются функциями, по которым в дальнейшем рассчитывается средняя тяга двигателя (Р) и удельный импульс (Iu). В общем виде указанные зависимости можно записать как:
При этом сам вид аппроксимирующей зависимости подбирается под характер изменения параметров. Предпочтительными в данном случае являются зависимости, позволяющие вычислить аналитически интеграл от функции тяги для определения средней тяги на заданном интервале.
Пример 2. Огневые испытания двухкомпонентного ЖРД
Одним из вариантов осуществления изобретения, согласно фиг. 1 и фиг. 3, является проведение огневых испытаний двухкомпонентного ЖРД, работающего на окислителе и горючем. В этом случае, для достоверного определения характеристик работы, необходимо учитывать полноту протекания реакции окислителя и горючего, которая будет зависеть от входного давления каждого из указанных компонентов топлива, поступающих в камеру сгорания. Для каждого сочетания значений входного давления компонентов топлива, отражающего один режим работы, из рабочего диапазона с определенным шагом проводится серия из N включений длительностью tРД и паузой tПД для фиксации спада тяги и импульса последействия. Проводится замер давления в камере сгорания и расход топлива через трубопровод для расчета тяги и удельного импульса двигателя. Полученные данные со всех режимов включения двигателя аппроксимируются функциями, по которым в дальнейшем рассчитывается средняя тяга двигателя (Р) и удельный импульс (Iu). Здесь также проводится замер давления в камере сгорания и расход топлива через трубопровод для расчета тяги и удельного импульса двигателя, для каждого фиксированного сочетания давлений окислителя (рО) и горючего (рГ). Полученные данные со всех режимов включения двигателя аппроксимируются функциями, по которым в дальнейшем рассчитывается средняя тяга двигателя (Р) и удельный импульс (Iu). В данном случае, указанные зависимости можно записать как:
При этом сам вид аппроксимирующей зависимости подбирается под характер изменения параметров. Предпочтительными в данном случае являются зависимости, позволяющие вычислить аналитически интеграл от функции тяги для определения средней тяги на заданном интервале.
Одним из вариантов применения изобретения является проведение огневых испытаний ЖРД, отражающих тактовый режим работы двигателя, используемый при управлении космическим аппаратом, снабженным многосопловой двигательной установкой (согласно патенту РФ на изобретение №2610793, опубл. 15.02.2017). Это позволяет повысить точность выдачи импульса и эффективность расхода топлива при решении задачи маневрирования космического аппарата.
Общие затраты топлива при проведении указанных огневых испытаний двигателей на всех режимах работы с кратковременной серией включений оказываются меньше, чем при длительных включениях с фиксацией установившегося уровня тяги. Таким образом, данные испытания могут проводиться на каждом летном образце двигателя, не превышая допустимые ресурсные характеристики по расходу топлива и количеству открытий клапана двигателя.
1. Способ огневых испытаний жидкостного ракетного двигателя, заключающийся в том, что каждый изготовленный двигатель подвергают огневым испытаниям для определения зависимостей тяги и удельного импульса от входного давления топлива, а также спада тяги и импульса последействия, отличающийся тем, что испытания проводят на входных давлениях топлива из рабочего диапазона, в котором используется двигатель, а для каждого значения входного давления топлива осуществляют серию из N кратковременных включений одинаковой длительности с паузой между ними для фиксации спада тяги и импульса последействия.
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что перед началом проведения огневых испытаний компоненты топлива подогревают для повышения входного давления.
www.findpatent.ru
Испытание ракетного двигателя — это проверка на стендах и летными испытаниями работоспособности и осн. характеристик РД и его агрегатов. И. р. д. бывают холодные и огневые. При холодных И. р. д. сгорание топлива не происходит, а работа агрегатов часто выполняется на модельных жидкостях или газах; проверяются характеристики — прочность, герметичность, а также правильность функционирования камер, газогенераторов, насосов, автоматики и др. агрегатов. Огневые И. р. д. проводятся со сгоранием топлива . Холодные и огневые И. р. д. и их агрегатов могут быть экспериментальными, доводочными стендовыми, контрольно-техно-логич. контрольно-выборочными , спец. проверочными, межведомственными или государственными. При экспериментальных и доводочных стендовых И. р. д. исследуются разл. варианты коиструкцпй агрегатов ГД и выбираются оптимальные, проверяется функционирование, определяются характеристики РД и пх агрега тов, работоспособность и ресурс работы РД с максимально возможным в стендовых условиях приближением к реальным условиям эксплуатации; испытания ЖРД проводятся также в пределах, превышающих эксплуатационные, изменяются коэфф. соотношения компонентов ракетного топлива, давление в камере сгорания и газогенераторе, темп-pa компонентов топлива, входные давления и др. параметры, при различных, в т. ч. и крайних, их сочетаниях, на нач. стадии экспериментальных И. р. д. исследование часто производится на модельных РД или на прототипах.
контрольное испытание — 3.3 контрольное испытание : Анализ, выполняемый на текучей среде в контейнере или на пробе из контейнера, которая является представительной от поставки, позволяющий проверить предельные значения химического состава кислорода. … Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации
Scaled Composites SpaceShipOne — SpaceShipOne во время приземления SpaceShipOne частный пилотируемый суборбитальный космический корабль многоразового использования. Изготовлен компанией Scaled Composites LLC , с 1982 года занимающейся производством … Википедия
SpaceShip One — SpaceShipOne во время приземления SpaceShipOne частный пилотируемый суборбитальный космический корабль многоразового использования. Изготовлен компанией Scaled Composites LLC , с 1982 года занимающейся производством … Википедия
Горохов, Виктор Дмитриевич — Виктор Дмитриевич Горохов ] Дата рождения: 5ноября 1952 Место рождения … Википедия
Scramjet — Экспериментальный гиперзвуковой летательный аппарат X 43 . «Гиперзвуковой двигатель» вариант Прямоточного Воздушно Реактивного Двигателя , который отличается от обычного … Википедия
СССР. Технические науки — Авиационная наука и техника В дореволюционной России был построен ряд самолётов оригинальной конструкции. Свои самолёты создали Я. М. Гаккель, Д. П. Григорович, В. А. Слесарев и др. Был построен 4 моторный самолёт … Большая советская энциклопедия
F-1 — F 1 Двигатели F 1 на ступени S IC вместе с создателем ракеты Сатурн V, Вернером фон Брауном … Википедия
Подводная лодка проекта 613Э — ДПЛ проекта 613 С 189 в Санкт Петербурге Основные характеристики Тип корабля Средняя ДПЛ … Википедия
Подводная лодка проекта 613Э «Катран» — ДПЛ проекта 613 С 189 в Санкт Петербурге Основные характеристики Тип корабля Средняя ДПЛ … Википедия
Ракетные двигатели, использующие энергию деления атомного ядра, давно являются объектом исследования российских и американских ученых. В этом нет ничего удивительного, ведь в случае создания подобного двигателя, откроются перспективы пилотируемого освоения Солнечной системы в неведомых до настоящего времени масштабах.
Еще более интересен термоядерный ракетный двигатель. основанный на реакции синтеза легких ядер. Его возможности, в том числе скорость истечения и тяга, в несколько раз превышают подобные параметры ядерного ракетного двигателя. Кроме того, в случае создания космического реактора синтеза решилась бы проблема безопасности, поскольку отсутствует радиация. Однако принципиальные технологические трудности пока не давали возможность всерьез рассматривать подобные варианты, как ближайшую перспективу.
Тем не менее, ученые Вашингтонского Университета объявили об испытаниях ракетного двигателя на термоядерной тяге. По словам профессора аэронавтики и астронавтики Джона Слоу, они рассчитывают дать новый импульс развитию космонавтики с помощью принципиально нового источника энергии. В случае успешной реализации проекта путешествие на Марс заняло бы от 30 до 90 суток, что, конечно, несопоставимо с современными годами. Кроме того, подобные двигатели позволили бы многократно увеличить полезную нагрузку и уменьшить себестоимость полетов. По информации, приводимой в прессе, испытания компонентов двигателя в лабораторных условиях прошли успешно.
Принцип действия термоядерного ракетного двигателя следующий. Плазма, разогретая до сверхвысоких температур, удерживается в магнитном коконе. В тот момент, когда плазма достигает расчетной температуры, в ней начинается реакция синтеза. Вокруг плазменного шнура располагаются кольца из металла-рабочего тела. Кольца взрываются и устремляются в точку прохождения термоядерной реакции, в результате чего перегретый ионизированный металл вырывается из сопла ракетного двигателя, образуя реактивную тягу. Двигатель работает в импульсном режиме: процесс повторяется через 30 секунд, что является достаточным условием для эффективного разгона космического корабля.
Американское аэрокосмическое агентство НАСА провело успешный испытательный запуск двигателя RS-25, который предполагается использовать в будущей ракете Space Launch System для полетов на Марс.
Всего в ракете SLS будут использоваться четыре двигателя RS-25, которые в НАСА называют гоночным автомобилем в мире двигателей. В ходе испытаний силовая установка работала в течение нескольких минут, в ходе которых инженеры следили за работой систем.
Это был шестой этап испытаний двигателя из предполагаемых семи. Предыдущая версия RS-25 использовалась в программе американских шаттлов, которые оснащались тремя двигателями. Использование четырех агрегатов позволит ракете развивать скорость более 35 тысяч километров в час.
Двигатель работает в условиях экстремальных температур: жидкий водород, необходимый в качестве топлива, хранится при минус 253 градусах по Цельсию, а при его сжигании температура достигает 3300 градусов.
Первый испытательный полет с использованием RS-25 запланирован на 2018 год, а пилотируемый запуск ракеты-носителя SLS состоится не раньше следующего десятилетия. Астронавты при этом будут находиться в транспортном корабле Орион, который изначально разрабатывался для отправки людей на Луну.
Группа ученых из NASA некоторое время работает над новым и потенциально революционным ракетным двигателем, не требующим использования ракетного топлива и в теории способным доставить космический корабль до Марса всего за 10 недель. Работа над этим двигателем ведется в течение нескольких последних месяцев, и сейчас NASA рассказало о результатах новых испытаний, которые, как отмечает NASASpaceflight, делают невозможное фактически возможным.
Как указывает NASASpaceflight, новые испытания двигателя, получившего название EM Drive, могут стать настоящим прорывом для NASA за последние годы. На сей раз тесты проходили в состоянии вакуума, где, как оказалось, EM Drive тоже вполне себе способен работать. Такой результат позволяет инженерам NASA предположить , что создаваемая тяга образуется снаружи, а не внутри двигателя.
Согласно теории, такой двигатель способен создавать силу путем колебаний и отскакивания электромагнитных волн от стенок закрытой камеры, откуда излишняя энергия проходит через специальный рефлектор, который создает необходимую тягу. На практике же это кажется прямым нарушением закона сохранения импульса. Однако сам Роджер Шойер, британский ученый и изобретатель, первый предложивший идею EM Drive, не согласен с данным утверждением.
До фактического использования нового двигателя, тем не менее, потребуется проделать немало работы и выяснить множество деталей, не говоря уже о возможности по пути этой работы найти ошибку в одном из фундаментальных законов физики. NASASpaceflight отмечает, что первоначально необходимо выяснить, как же он на самом деле работает. В планах NASA значатся дальнейшие испытания EM Drive в условиях вакуума.
И все же если однажды этот двигатель действительно начнут использовать при космических перелетах, то этот факт позволит существенно снизить вес тяговой системы в целом и при этом повысить объем полезной нагрузки космических кораблей. Кроме того, такой двигатель можно будет использовать на космических станциях для корректировки их положения в космосе, которое может изменяться при каждом подлете других космических кораблей. И, конечно же, двигатель будет крайне полезен для космических путешествий к Луне, а, возможно, и далеко за ее пределы.
15 января, специалисты ОАО Кузнецов провели успешное приемо-сдаточное испытание жидкостного ракетного двигателя НК-33А. После того как двигатель отработал на стенде заданное время, он был отправлен в сборочный цех завода для подготовки к передаче заказчику.
Двигатель предназначен для летно-конструкторских испытаний ракеты-носителя Союз-2.1в, разработчиком которой является ГНПРКЦ ЦСКБ-Прогресс.
ОАО Кузнецов является крупнейшим предприятием авиационного и космического двигателестроения. Предприятие производит авиационные газотурбинные двигатели для газоперекачивающих агрегатов магистральных газопроводов, блочно-модульные электростанции, жидкостно-реактивные двигатели космических ракет, а также подвесные лодочные моторы Вихрь для катеров и яхт.
Источники: www.kosmos-inform.ru, universal_ru_de.academic.ru, www.objectiv-x.ru, tvrain.ru, rusevik.ru, sdelanounas.ru
gorizont-x.moy.su
Стенд для испытаний жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с соблюдением критериев гидродинамического подобия стендовых магистралей питания ЖРД компонентами топлива. Стенд содержит расходные баки 1, которые расходными магистралями 2 соединены с разделительными емкостями 3. Разделительные емкости трубопроводами соединены с бустерными емкостями 4 и пусковыми магистралями 5 с испытуемым ЖРД 6. В разделительных емкостях расположены отсечные клапаны 7 с седлами 8, которые герметично соединены со входами пусковых магистралей. Снаружи разделительных емкостей расположены приводы 9 клапанов. Клапаны и их приводы соединены между собой механическими связями 10, которые проходят через отверстия с уплотнениями 11 в стенках разделительных емкостей. В расходных магистралях, в трубопроводах сжатых газов установлена арматура (отсечные пневмоклапаны) 12 - 21. 1 ил.
Изобретение относится к ракетостроению и может быть использовано при стендовых испытаниях жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).
Известен стенд для испытаний ЖРД, содержащий системы подачи компонентов топлива к ЖРД, включающие в себя расходные баки, разделительные емкости, бустерные емкости, топливные магистрали, топливную арматуру, трубопроводы сжатых газов. Недостатками известного стенда являются наличие отсечных клапанов в составе топливных пусковых магистралей, что приводи к нарушению критериев гидродинамического подобия этих магистралей - ракетным магистралям: повышенному гидравлическому сопротивлению, повышенному отношению длин к площадям проходных сечений стендовых магистралей относительно ракетных, отличительным волновым процессам в компонентах топлива пусковых и ракетных магистралей. Такие нарушения при стендовых испытаниях ЖРД не допустимы. Однако по условиям техники безопасности компоненты топлива в разделительных емкостях должны отсекаться от пусковых магистралей и испытуемого ЖРД при аварийных исходах испытания, т.к. в этих случаях могут разрушаться как ЖРД, так и пусковые магистрали, что приведет к выбросам в огневой отсек стенда окислителя и горючего из разделительных емкостей, значительным пожарам и разрушениям стенда, что недопустимо. Задачей предлагаемого изобретения является создание стенда для испытания ЖРД, лишенного указанных недостатков и обеспечивающего испытание ЖРД с соблюдением критериев гидродинамического подобия пусковых магистралей стенда - ракетным, а также с соблюдением требований техники безопасности - не допускать значительных разрушений стенда при аварийных исходах испытаний ЖРД. Указанная цель достигается тем, что в предлагаемом стенде для испытаний ЖРД, содержащем системы подачи компонентов топлива, включающие в себя расходные баки, разделительные емкости, бустерные емкости, расходные магистрали с расходомерами, пусковые магистрали с расходомерами, пусковые магистрали, топливную арматуру, магистрали сжатых газов, предусмотрены установленные в разделительные емкости отсечные клапаны с их седлами, герметично соединенными со входами пусковых магистралей, а снаружи разделительных емкостей установлены приводы клапанов, причем клапаны и их приводы соединены между собой механическими связями, которые проходят через отверстия с уплотнениями в стенках разделительных емкостей. Указанная совокупность признаков проявляет в предложенном стенде для испытаний ЖРД новые свойства, заключающиеся в том, что при расположении отсечных клапанов с седлами в разделительных емкостях сами корпуса емкостей являются корпусами клапанов, что не вызывает нарушений критериев подобия пусковых магистралей, обеспечивает возможность закрытия клапанов и отсечки компонентов топлива в разделительных емкостях при аварийных исходах испытаний, а расположение приводов клапанов снаружи емкостей упрощает конструкцию, технологию эксплуатации и повышает надежность работы систем в целом. Таким образом, предложенное техническое решение соответствует критериям "новизна" и "изобретательский уровень". Предложенный стенд для испытаний ЖРД представлен на чертеже, где: 1 - расходный бак; 2 - расходная магистраль; 3 - разделительная емкость; 4 - бустерная емкость; 5 - пусковая магистраль; 6 - испытуемый ЖРД; 7 - отсечной клапан; 8 - седло клапана; 9 - привод клапана; 10 - механическая связь; 11 - уплотнение; 12-21 - пневмоклапаны. Система стенда содержит расходный бак 1, который гидравлически расходной магистралью 2 соединен с разделительной емкостью 3. Разделительная емкость трубопроводом соединена с бустерной емкостью 4 и пусковой магистралью 5 - с испытуемым ЖРД 6. В разделительной емкости расположены отсечной клапан 7 и его седло 8, которое герметично соединено со входом в пусковую магистраль. Снаружи емкости расположен привод 9 клапана. Клапан и привод соединены между собой механической связью 10, которая проходит через отверстие с уплотнением 11 в стенке бака. В расходной магистрали, в трубопроводах сжатого газа установлена арматура (отсечные пневмоклапаны) 12-21. Предложенный стенд для испытаний ЖРД работает следующим образом. Открывают пневмоклапаны 17, 12, 15, 16, и компонент топлива из расходного бака 1 по расходной магистрали 2 поступает в разделительную емкость 3 и по пусковой магистрали 5 на вход в испытуемый ЖРД 6. При этом емкость 3 заправляют компонентом топлива до образования в ней заданных уровней компонента и, соответственно, газовой подушки. Закрывают пневмоклапан 12. Открывая и закрывая пневмоклапаны 14, 15, 16, 18, 19, 20, 21, создают в расходном баке, разделительной емкости, бустерной емкости расчетные давления сжатого газа. Оставляют пневмоклапан 16 открытым. Запускают ЖРД 6, при этом за счет наличия в разделительной и бустерной емкостях расчетных давлений и объемов газовых подушек, за счет расчетных характеристик пусковой магистрали 5 обеспечивается требуемое гидродинамическое подобие систем питания компонентами топлива ЖРД на стенде - ракетным. Открывают пневмоклапаны 12, 13, при этом за счет повышенного давления в расходном баке компонент топлива поступает с повышенным расходом в разделительную емкость и из нее вытесняют газовую подушку в бустерную емкость, после чего закрывают пневмоклапан 16. Далее расходомеры 25 регистрируют величину расхода компонента топлива, поступающую в ЖРД. Испытание ЖРД продолжают в течение расчетного времени при нормальном протекании процесса, после чего выключают ЖРД. В случае аварийного исхода испытания и разрушения при этом ЖРД или пусковой магистрали дают команду на привод 9, который перемещает связь 10 через уплотнение 11, в сторону закрытия клапана 7, который садится на седло 8 и отсекает компонент в разделительной емкости, препятствуя его выливанию на стенд, образованию пожара и дальнейшему разрушению стенда. Применение предложенного стенда для испытаний ЖРД позволит обеспечить: при запуске ЖРД - соблюдение критериев гидродинамического подобия стендовых магистралей питания компонентами топлива - ракетным; при аварийном исходе испытания - уменьшить разрушения стенда и его систем, что соответствует требованиям техники безопасности.Формула изобретения
Стенд для испытаний жидкостных ракетных двигателей, содержащий системы подачи компонентов топлива к двигателю, включающие в себя расходные баки, разделительные и бустерные емкости, расходные магистрали с расходомерами, пусковые магистрали, топливную арматуру, магистрали сжатых газов, отличающийся тем, что в нем в разделительные емкости установлены отсечные клапаны с седлами, герметично соединенными с входами пусковых магистралей, а снаружи разделительных емкостей установлены приводы клапанов, причем клапаны и их приводы соединены между собой механическими связями, которые проходят через отверстия с уплотнениями в стенках разделительных емкостей.РИСУНКИ
Рисунок 1Похожие патенты:
Изобретение относится к обкатке и испытанию вновь изготовленных и отремонтированных двигателей внутреннего сгорания и может быть использовано для обкатки других механизмов, например, коробок передач, ведущих мостов автомобилей
Изобретение относится к испытаниям двигателей внутреннего сгорания
Изобретение относится к области диагностики технического состояния машин, а конкретно, к способам диагностики и прогнозирования технического состояния машин, и может быть использовано для диагностики технического состояния машин, образующих машинные комплексы, путем анализа данных вибрации, потребления тока, его напряжения, расхода рабочего тела, температуры машины, обеспечивая своевременное отклонение действительного состояния машин от рабочего состояния и бесперебойную работу всего комплекса
Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления и диагностики дизельных и карбюраторных двигателей внутреннего сгорания
Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано при контроле работоспособности элементов системы регулирования и защиты паровых турбин
Изобретение относится к технической физике, а более конкретно к испытаниям реактивных двигателей, и может быть использовано в способах и устройствах для измерения тяги для повышения их точности
Изобретение относится к средствам технологического диагностирования и может найти применение для диагностирования двигателя внутреннего сгорания
Изобретение относится к автоматическому регулированию авиационных газотурбинных двигателей (ГТД), а именно к испытанию и контролю систем управления и их элементов
Изобретение относится к технике испытаний жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) в наземных условиях
Изобретение относится к уничтожению и утилизации ракетных двигателей твердого топлива путем сжигания зарядов твердого ракетного топлива (ТРТ), в особенности к стендовым установкам для утилизации зарядов ТРТ
Изобретение относится к области ракетной техники и может найти широкое применение при создании агрегатов регулирования, в частности ЖРД
Изобретение относится к ракетной технике и может найти широкое применение при создании агрегатов регулирования, в частности ЖРД, работающих на криогенных компонентах
Изобретение относится к пускоотсечным устройствам пневмогидравлических систем ракет и космических летательных аппаратов для пуска и отсечки криогенных рабочих тел и может найти применение в устройствах для переключения подачи рабочей среды к исполнительным механизмам или в двигательные установки и т.д
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к агрегатам подачи рабочего компонента в ракетный двигатель
Изобретение относится к космической технике, а точнее к области проектирования и эксплуатации реактивных двигательных установок (РДУ) космических летательных аппаратов (КЛА)
Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД), авиации, космонавтике, энергетических и химических установках, а также в системах добычи и транспортировки газов и жидкостей
Изобретение относится к ракетостроению и может быть использовано при стендовых испытаниях жидкостных ракетных двигателей
www.findpatent.ru
www.freepatent.ru
Изобретение относится к стендам огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей, в частности к стендам, на которых производят огневые испытания жидкостных ракетных двигателей меньшей мощности, чем стенд большой мощности относительно расчетной для газодинамической трубы. Стенд огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей, содержащий бронекамеру с расположенным в ней испытуемым ракетным двигателем, выхлоп которого сообщен с входом в охлаждаемую газодинамическую трубу, имеющую последовательно соединенные конфузорный, цилиндрический, диффузорный участки, газодинамическую установку, с помощью которой происходит охлаждение факела и шумоглушение выхлопных газов, гидрогаситель и выхлопную трубу, при этом на входе газодинамической трубы установлен, кольцевой коллектор, имеющий струйные форсунки, оси которых параллельны оси газодинамической трубы, при этом указанный коллектор соединен с системой газообразного кислорода высокого давления, кроме того, число струйных форсунок выбрано из расчета требуемого обогащения спутного потока газообразным кислородом, обеспечивающим дожигание углекислого газа и водорода в выхлопных газах. Данное изобретение найдет применение в закрытых стендах огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей. Изобретение обеспечивает снижение процентного содержания окиси углерода и водорода в выхлопных газах испытываемых двигателей, что улучшает экологическую обстановку в районе стенда. 2 ил.
Область техники
Изобретение относится к стендам огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей, в частности к стендам, на которых производят огневые испытания жидкостных ракетных двигателей меньшей мощности, чем стенд большой мощности относительно расчетной для газодинамической трубы.
Предшествующий уровень техники
Известен стенд огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей, включающий: бронекамеру, систему отвода продуктов сгорания, состоящую из газоотводной трубы, предназначенной для гашения световой и звуковой струй, и лотка, обеспечивающего охлаждение выхлопной струи (См. Испытания жидкостных ракетных двигателей /Под редакцией В.Я.Левина. М.: Машиностроение, 1981 г., стр.116-118). Это техническое решение принимаем за аналог предлагаемого изобретения.
В конструкции аналога отсутствуют: газодинамическая труба, дожигатель выхлопных газов и не указаны средства, обеспечивающие впрыск кислорода в выхлопную струю жидкостного ракетного двигателя.
Известен стенд для испытания жидкостных ракетных двигателей, состоящий из бронекамеры, газодинамической трубы с системой охлаждения. Стенд включает в себя газодинамический тракт, гидрогаситель продуктов сгорания и трубу рассеивания (См. патент РФ № 2008643, стр.3, МКИ G01M - 15/00 от 28.02.94 г.). Это техническое решение принимаем за прототип предлагаемого изобретения.
Недостатком прототипа является использование жидкого кислорода для дожигания выхлопного газа, а не газообразного кислорода для обогащения спутного потока для дожигания выхлопного газа.
Раскрытие изобретения
Задачей предлагаемого изобретения является создание средств, обеспечивающих доокисление углекислого газа СО и водорода h3 в выхлопном газе без снижения температуры горения турбулентного слоя в факеле за счет обогащения им спутного потока кислородом.
Эта задача решена за счет того, что в стенде огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей, содержащем бронекамеру с расположенным в ней испытуемым ракетным двигателем, выхлоп которого сообщен с входом в охлаждаемую газодинамическую трубу, имеющую последовательно соединенные конфузорный, цилиндрический, диффузорный участки и охлаждаемый дожигатель с системой впрыска кислорода, при этом на выходе газодинамической трубы установлен кольцевой коллектор, имеющий струйные форсунки, оси которых параллельны оси газодинамической трубы, при этом указанный коллектор соединен патрубком с системой газообразного кислорода высокого давления.
Кроме того, число струйных форсунок выбрано из расчета требуемого обогащения спутного потока газообразным кислородом, обеспечивающим дожигание углекислого газа и водорода в выхлопных газах.
Технический результат от использования предлагаемого изобретения выражается в уменьшении загрязнения окружающей среды выбросами, содержащими окись углерода и водород.
Краткое описание чертежей
На фиг.1 представлена существующая выхлопная система в вертикальном сечении.
На фиг.2 представлен фрагмент фиг.1 в вертикальном сечении.
Пример реализации изобретения
Стенд огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей (Фиг.1) включает бронекамеру 1 с расположенным в нем испытуемым жидкостным ракетным двигателем 2. Стенд также снабжен средствами 3 и 4 для эжектирования атмосферного воздуха в бронекамеру 1 и подачи газообразного азота в нее соответственно. Выхлоп двигателя 2 сообщен с входом в газодинамическую трубу 5 (Фиг.2). Газодинамическая труба 5 снабжена системой охлаждения с патрубками подвода 6 и отвода 7 воды. Газодинамическая труба 5 выполнена в виде последовательно соединенных конфузорного 8, цилиндрического 9 и диффузорного 10 участков. Стенд также содержит газодинамическую установку 11, с помощью которой происходит охлаждение факела 12 и шумоглушение выхлопных газов. За газодинамической установкой 11 (Фиг.1) установлен гидрогаситель 13, в котором происходит гашение кинетической энергии потока парогазожидкостной смеси. Выход гидрогасителя 13 соединен с трубой рассеивания 14.
На начальном участке газодинамической трубы 3 (Фиг.2) в ее внутренней полости установлен кольцевой коллектор 15, снабженный струйными форсунками 16, оси которых параллельны оси газодинамической трубы 5. Кольцевой коллектор 15 предназначен для обогащения газообразным кислородом высокого давления спутного потока 17 сверхзвуковой высокотемпературной струи 18. Число струйных форсунок 16 выбрано из расчета требуемого обогащения спутного потока газообразным кислородом, обеспечивающим дожигание углекислого газа и водорода в выхлопных газах. Подвод газообразного кислорода в кольцевой коллектор 15 осуществляется через обечайку 19 и каналы охлаждения 20. Кольцевой коллектор 15 имеет теплозащитный козырек 21, защищающий его от лучистого теплового потока факела работающего двигателя 2.
Работа устройства
Высокотемпературная сверхзвуковая струя (Фиг 2), истекающая из сопла однокамерного работающего жидкостного ракетного двигателя 2, поступает на вход газодинамической трубы 5. Одновременно в газодинамическую трубу 5 вводится атмосферный воздух через устройство 3 и газообразный азот из устройства 4, эжектируемые из бронекамеры 1 высокотемпературной сверхзвуковой струей 18 работающего двигателя 2. Далее в образовавшийся спутный поток 17 из форсунок 16 кольцевого коллектора 15 вводится газообразный кислород, обогащая указанный поток кислородом. Спутный поток 17 турбулизирует сверхзвуковую высокотемпературную струю двигателя, где в пограничном турбулентном слое факела 12 образуется фронт горения. При течении факела в газодинамической трубе 5 со сверхзвуковой скоростью в системе косых скачков происходит перемешивание водорода Н2 и окиси углерода СО с газообразным кислородом спутного потока. Турбулентный пограничный слой воспламеняется и образует фронт пламени, где водород Н2 доокисляется до воды Н2О, а окись углерода СО - до двуокиси углерода СО2.
Таким образом, ввод газообразного кислорода в спутный поток сверхзвуковой высокотемпературной струи на входе в газодинамическую трубу позволяет существенно улучшить процесс дожигания окиси углерода и водорода без снижения температуры.
Промышленное применение
Данное изобретение найдет применение в закрытых стендах огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей. Его использование позволяет существенно снизить процентное содержание окиси углерода и водорода в выхлопных газах испытываемых двигателей, что улучшает экологическую обстановку в районе стенда.
Стенд огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей, содержащий бронекамеру с расположенным в ней испытуемым ракетным двигателем, выхлоп которого сообщен с входом в охлаждаемую газодинамическую трубу, имеющую последовательно соединенные конфузорный, цилиндрический, диффузорный участки, газодинамическую установку, с помощью которой происходит охлаждение факела и шумоглушение выхлопных газов, гидрогаситель и выхлопную трубу, отличающийся тем, что на выходе газодинамической трубы установлен кольцевой коллектор, имеющий струйные форсунки, оси которых параллельны оси газодинамической трубы, при этом указанный коллектор соединен с системой газообразного кислорода высокого давления.
www.freepatent.ru
