СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ ПУЛЬСИРУЮЩЕГО ДЕТОНАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ И АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ
METHOD FOR TESTING OF PULSATING DETONATING ENGINE AND AERODYNAMIC INSTALLATION FOR ITS REALISATION

Изобретение относится к транспортному машиностроению, в частности к авиадвигателестроению, и может быть использовано для наземных испытаний и исследования характеристик пульсирующего детонационного двигателя.
Известен способ отладки газотурбинного двигателя с форсажной камерой (патент RU № 1245064, G 01М 15/00, 20.08.96), основанный на регулировании приемистости двигателя по результатам сравнительного анализа данных изменений во времени давления в топливном коллекторе двигателя.
Недостатком способа является низкая степень информативности испытаний.
Известен высотный стенд для испытаний ракетных двигателей (патент RU № 2075742, G 01М 15/00, 20.03.97), содержащий диффузор, барокамеру, исполнительные механизмы и измерительную аппаратуру.
Недостатком этого стенда является отсутствие устройства для создания потока и моделирования условий полета.
Известна аэродинамическая установка (Мартынов А.К. Экспериментальная аэродинамика. М.: 1950. С.155), содержащая открытую рабочую часть с воздушным потоком, в котором на весовых стойках размещают летательный аппарат с двигателем, средства измерения и управления.
Недостатками известного технического решения являются ограничения по ряду важных параметров моделирования условий полета летательного аппарата с двигателем.
Наиболее близким из известных технических решений предлагаемому способу испытаний пульсирующего детонационного двигателя является способ определения на модели транспортного средства его аэродинамических характеристик (патент RU № 2035031, G 01М 17/00, 10.05.1995), основанный на воздействии набегающего потока воздуха на установленную в рабочую часть аэродинамической трубы модель транспортного средства, соединенную с тягоизмерительным устройством, и определении аэродинамических и тяговых характеристик по результатам измерений.
Недостатком известного технического решения является невозможность воспроизвести условия работы пульсирующего детонационного двигателя на режиме полета с высокой скоростью.
Наиболее близким из известных технических решений предлагаемому устройству является аэродинамическая труба периодического действия (Г.С.Бюшгенс, Е.Л.Бедржицкий, В.Г.Дмитриев. Центр авиационной науки. М.: 2004. С.279), содержащая закрытую рабочую часть аэродинамической трубы, сменную форкамеру, электроподогреватель, сверхзвуковое сопло, сверхзвуковой диффузор, эжектор, выхлопной диффузор и средства управления и измерений.
Недостатком известного технического решения является отсутствие средств топливопитания пульсирующего детонационного двигателя, связанного с тягоизмерительным устройством.
Задачей данного изобретения является повышение надежности и информативности испытаний пульсирующего детонационного двигателя в условиях полета со сверхзвуковой скоростью.
Технический результат, получаемый при осуществлении изобретения, заключается в непосредственном измерении тяги пульсирующего детонационного двигателя в условиях полета со скоростью, соответствующей числам М в диапазоне от 1,75 до 7.
Согласно заявляемому изобретению предлагаемый способ испытаний пульсирующего детонационного двигателя заключается в воздействии набегающего потока воздуха на установленный в закрытой рабочей части аэродинамической трубы пульсирующий детонационный двигатель с необходимым для испытаний запасом топлива, и соединенный с тягоизмерительным устройством. При этом на входе пульсирующего детонационного двигателя создают условия сверхзвукового полета, направляют топливную смесь в детонационную камеру сгорания двумя потоками: через пористую торцевую стенку детонационной камеры сгорания вводят топливную смесь с коэффициентом избытка окислителя менее 0,1 и через кольцевое сопло, установленное между воздухозаборником и детонационной камерой сгорания, вводят топливную смесь с коэффициентом избытка окислителя более 0,85, инициируют процесс пульсирующей газовой детонации в частотном диапазоне от 100 до 27000 герц, измеряют параметры пульсирующего детонационного двигателя и режимы его испытаний и определяют тягу пульсирующего детонационного двигателя на режимах полета со скоростью, соответствующей числам М в диапазоне от 1,75 до 7.
Таким образом, технический результат достигается тем, что в способе испытаний пульсирующего детонационного двигателя, основанном на воздействии набегающего потока воздуха на пульсирующий детонационный двигатель, соединенный с тягоизмерительным устройством, и определении аэродинамических и тяговых характеристик по результатам измерений, пульсирующий детонационный двигатель с необходимым для испытаний запасом топлива устанавливают в закрытую рабочую часть аэродинамической трубы на закрытой обтекателем весовой державке с шестикомпонентными охлаждаемыми тензовесами, создают на входе пульсирующего детонационного двигателя условия сверхзвукового полета, направляют топливную смесь в детонационную камеру сгорания двумя потоками через пористую торцевую стенку детонационной камеры сгорания и кольцевое сопло, установленное между воздухозаборником и детонационной камерой сгорания, инициируют процесс пульсирующей газовой детонации в частотном диапазоне от 100 до 27000 герц, измеряют параметры пульсирующего детонационного двигателя и условий его испытаний и определяют тягу пульсирующего детонационного двигателя на режимах полета со скоростью, соответствующей числам М в диапазоне от 1,75 до 7. При этом топливную смесь с коэффициентом избытка окислителя менее 0,1 вводят в детонационную камеру сгорания через пористую торцевую стенку и топливную смесь с коэффициентом избытка окислителя более 0,85 вводят в детонационную камеру сгорания через кольцевое сопло.
Решение поставленной задачи достигается также тем, что аэродинамическая установка для испытаний пульсирующего детонационного двигателя и реализации предлагаемого способа, включающая закрытую рабочую часть аэродинамической трубы, сменную форкамеру, электроподогреватель, сверхзвуковое сопло, сверхзвуковой диффузор, эжектор, выхлопной диффузор и средства управления и измерений, содержит пульсирующий детонационный двигатель с необходимым для испытаний запасом топлива, соединенный с тягоизмерительным устройством, выполненным в виде закрытой обтекателем весовой державки с шестикомпонентными охлаждаемыми тензовесами, на которой он установлен в закрытую рабочую часть аэродинамической трубы, причем для подачи топливной смеси между воздухозаборником и детонационной камерой установлено кольцевое сопло. При этом воздухозаборник пульсирующего детонационного двигателя выполнен кольцевым с центральным телом, внутри которого размещен топливный картридж для генерации водорода, а детонационная камера сгорания сформирована пористой торцевой стенкой и внутренней стенкой соплового аппарата и соединена кольцевым соплом с воздухозаборником.
Схема аэродинамической установки для испытания пульсирующего детонационного двигателя по предлагаемому способу приведена на фигурах 1 и 2.
Согласно изобретению способ испытаний пульсирующего детонационного двигателя реализуется с помощью аэродинамической установки, показанной на фигурах 1 и 2 и содержащей закрытую рабочую часть 1 аэродинамической трубы, сменную форкамеру 2, электроподогреватель 3, сверхзвуковое сопло 4, сверхзвуковой диффузор 5, эжектор 6, выхлопной диффузор 7, средства управления 8 и измерений 9, пульсирующий детонационный двигатель 10 с необходимым для испытаний запасом топлива (картридж 11), соединенный с тягоизмерительным устройством 12, выполненным в виде закрытой обтекателем весовой державки с шестикомпонентными охлаждаемыми тензовесами 13. При этом воздухозаборник 14 пульсирующего детонационного двигателя 10 выполнен кольцевым с центральным телом 15, внутри которого размещен топливный картридж 11 для генерации водорода, а детонационная камера сгорания 16 сформирована пористой торцевой стенкой 17 и внутренней стенкой соплового аппарата 18 и соединена кольцевым соплом 19 с воздухозаборником 14.
Особенностью предлагаемого способа испытаний пульсирующего детонационного двигателя является то, что впервые появилась возможность выполнить комплексные исследования и прямые измерения тяги пульсирующего детонационного двигателя при воспроизведении и/или моделировании условий полета со скоростью, соответствующей числам Маха в диапазоне от 1,75 до 7, в режиме пульсирующей газовой детонации в диапазоне частот от 100 до 27000 герц. При этом топливную смесь в детонационную камеру сгорания 16 вводят двумя потоками: через пористую торцевую стенку 17 вводят топливную смесь с коэффициентом избытка окислителя менее 0,1 и через кольцевое сопло 19 вводят топливную смесь с коэффициентом избытка окислителя более 0,85. Наличие топливного картриджа 11 и отсутствие топливоподводов обеспечивает высокую точность измерения действующих сил и моментов весовой державкой 12 с охлаждаемыми шестикомпонентными тензовесами 13 и определения аэродинамических характеристик и тяги пульсирующего детонационного двигателя.
Заявленное изобретение основано на апробированной методологии испытаний авиационной техники в промышленных аэродинамических трубах и результатах новых разработок, выполненных в рамках гранта РФФИ 07-08-12056 «Исследования процессов газовой детонации и разработка прототипа гиперзвукового беспилотного летательного аппарата с пульсирующим детонационным двигателем».