стенд для огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей

Формула изобретения

Стенд для огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей, содержащий бронекамеру с установленным в ней жидкостным ракетным двигателем, охлаждаемую газодинамическую трубу, включающую в себя конфузорный, цилиндрический и диффузорный участки, и средства для формирования спутного потока газообразного азота и воздуха, подводимого в газодинамическую трубу, отличающийся тем, что на входе конфузорного участка газодинамической трубы установлен кольцевой лопаточный завихритель коаксиального спутного потока, состоящий из соединенных между собой силового кольца с фланцем, лопаток и бандажа, который прикреплен фланцем к входному участку конфузора, причем лопатки установлены под углом 35-55° к оси газодинамической трубы, при этом высота этих лопаток выбрана из условия предотвращения натекания высокотемпературной сверхзвуковой струи, а шаг лопаток определен из условия обеспечения требуемого расхода спутного потока, идущего из бронекамеры, и охлаждения лопаток.

Описание изобретения к патенту

Область техники

Изобретение относится к стендам огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей, в частности испытаний на огневом стенде однокамерных двигателей меньшей мощности относительно расчетной для газодинамической трубы.

Предшествующий уровень техники.

Известен стенд для испытания жидкостных ракетных двигателей, включающий бронекамеру, газодинамическую трубу с системой охлаждения, газодинамический тракт, гидрогаситель продуктов сгорания и трубу рассеивания (см. «Испытания жидкостных ракетных двигателей» под ред. В.Я.Левина, М., Машиностроение, 1981, с.116-118). Это техническое решение принимаем за аналог предлагаемого изобретения.

Недостатком аналога является то, что для испытания жидкостных ракетных двигателей других мощностей, отличных от расчетной в меньшую сторону, необходимо строить новые стенды.

Известен стенд для испытания жидкостных ракетных двигателей, состоящий из бронекамеры, газодинамической трубы с системой охлаждения, при испытании двигателей меньшей мощности стенд снабжен дополнительной газодинамической трубой, устанавливаемой во внутренней полости основной трубы с подключением системы охлаждения неподвижно. Стенд также включает в себя газодинамический тракт, гидрогаситель продуктов сгорания и трубу рассеивания (см. патент Р.Ф. №2008643, МКИ G01М 15/00 от 28.02.94 г.).

Это техническое решение принимаем за прототип предлагаемого изобретения.

Недостатком прототипа является дороговизна в изготовлении трубы-вставки, большая трудоемкость в монтаже и демонтаже ее при подготовке стенда к испытаниям.

Раскрытие изобретения.

Задачей предлагаемого изобретения является расширение диапазона мощностей жидкостных ракетных двигателей при испытаниях на одном стенде и снижение трудоемкости при его доработке.

Эта задача решена за счет того, что в стенде для огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей, содержащем бронекамеру с установленным в ней испытываемым жидкостным ракетным двигателем и имеющем средства для создания кольцевого закрученного спутного потока газообразного азота и воздуха, подводимого в охлаждаемую газодинамическую трубу, включающую в себя конфузорный, цилиндрический и диффузорный участки, причем на входе конфузорного участка газодинамической трубы установлен кольцевой лопаточный завихритель коаксиального спутного потока, состоящий из соединенных между собой силового кольца с фланцем, лопаток и бандажа, закрепленный на входе в конфузор, причем лопатки установлены под углом 35-55° к оси газодинамической трубы, при этом высота этих лопаток выбрана из условия предотвращения натекания высокотемпературной сверхзвуковой струи, а шаг лопаток определен из условия обеспечения требуемого расхода спутного потока, идущего из бронекамеры, и охлаждения лопаток.

Технический результат состоит в сохранении геометрических размеров газодинамической трубы стенда, предназначенного для испытаний жидкостных ракетных двигателей больших мощностей.

Краткое описание чертежа.

Изобретение поясняется чертежом, на котором представлено продольное сечение стенда для испытания жидкостного ракетного двигателя.

Пример реализации изобретения.

Стенд для огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей включает бронекамеру 1 с установленным в ней двигателем 2 и газодинамическую трубу 3. Газодинамическая труба 3 состоит из конфузорного 4, цилиндрического 5 и диффузорного 6 участков и снабжена системой охлаждения с подводящим 7 и отводящим 8 коллекторами, соединенными между собой посредством охлаждаемых каналов 9.

На входе конфузорного участка 4 установлен кольцевой лопаточный завихритель 10 коаксиального спутного потока, состоящий из соединенных между собой силового кольца 11, лопаток 12 и бандажа 13. Указанное силовое кольцо 11 имеет фланец 14, с помощью которого лопаточный завихритель 10 прикреплен к входному участку конфузора 4. В корпусе бронекамеры 1 выполнено отверстие 15, через которое ее внутренний объем соединен с атмосферой воздуха. Внутри бронекамеры 1 установлен коллектор 16, через который осуществляется подвод газообразного азота низкой температуры в ее внутренний объем.

Лопатки 12 кольцевого лопаточного завихрителя 10 установлены под углом 35-55° к оси газодинамической трубы 3, что дает умеренную закрутку спутного потока. Высота этих лопаток 12 выбрана из условия предотвращения натекания высокотемпературной сверхзвуковой струи 17 и ограничена возможностью качания двигателя без касания лопаток этой струей. Шаг лопаток 12 определен из условия обеспечения требуемого расхода спутного потока, идущего из бронекамеры 1 на охлаждение лопаток 12. Сопротивление лопаток при прохождении через них эжектируемого спутного потока 18 воздуха и газообразного азота будет поддерживать требуемый перепад давления более высоким в бронекамере 1 относительно давления в переходном конфузоре 4, которое будет ниже. Перепад давления будет удерживать возвратные потоки, перемещающиеся по стенке конфузора 4, и исключит их попадание в бронекамеру 1 при отключении и запуске, а также на переходных режимах жидкостного ракетного двигателя при огневых испытаниях, что предупредит загрязнение испытуемого двигателя.

Работа устройства

Высокотемпературная сверхзвуковая струя 17, истекающая из сопла жидкостного ракетного двигателя 2, поступает в конфузор 4 газодинамической трубы 3. Высокотемпературная сверхзвуковая струя 17, пройдя газодинамическую трубу 3, создает разрежение на ее выходе. В результате этого происходит эжектирование из бронекамеры 1 спутного потока газа 18 и подвод его на вход кольцевого лопаточного завихрителя 10, где он получает закрутку. После этого спутный поток газа 18 в закрученном виде входит в конфузор 4. Пройдя конфузорный участок 4, спутный поток 18 в закрученном виде движется вдоль внутренней поверхности газодинамической трубы 3. Характер вращения спутного потока 18 определяется профилем тангенциальных скоростей, периферийная область спутного потока 18 вращается по инерции, а центральная часть вихря турбулизирует высокотемпературную сверхзвуковую струю 17, создавая пограничный слой на коаксиальных цилиндрических поверхностях струи 17 и спутного потока 18, а также осуществляется равновесие между центробежными силами и силами давления в пристеночном слое, вызванными закруткой. При закрутке спутного потока 18 газодинамические факторы являются эффективными для изменения формы и размеров факела при течении в ограниченном пространстве.

При умеренной закрутке спутный поток 18 приближается к стенке конфузора 4 газодинамической трубы 3, в этом случае можно считать, пренебрегая влиянием пристеночного пограничного слоя, что радиус вращения практически совпадает с радиусом твердой стенки.

С удалением спутного потока 18 от кольцевого лопаточного завихрителя 10 величина максимальной тангенциальной скорости этого потока уменьшается из-за интенсивного перемешивания с вовлечением во вращение слоев высокотемпературной сверхзвуковой струи 17. Высокотемпературная сверхзвуковая струя 17 в канале газодинамической трубы 3 турбулизируется спутным потоком 18, что оказывает существенное влияние на поперечное сечении и длину факела.

Промышленное применение

Предлагаемое изобретение может быть использовано для огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей меньшей мощности на стендах, предназначенных для огневых испытаний двигателей большей мощности.