Устройство для измерения температуры сопла ракетного двигателя
APPARATUS FOR MEASURING THE TEMPERATURE OF THE NOZZLE OF A ROCKET ENGINE

Изобретение относится к способам функционального контроля и диагностирования состояния сложных пневмогидравлических объектов, например, жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).
Известно, что ЖРД эксплуатируются в экстремальных условиях, в условиях высоких температур и давлений в газовых трактах при весьма жестких ограничениях по текущим параметрам. В таких условиях даже кратковременный выход параметра (параметров) за пределы допустимых значений способен привести к выходу двигателя из строя. Поэтому весьма важно при возникновении неисправности в работе ЖРД как можно быстрее определить ее, определить степень ее влияния на работу ЖРД и принять управляющее решение - либо продолжить работу, либо отключить неисправный узел, либо отключить ЖРД.
Весьма важна быстрота реакции на такие случаи, которая должна обеспечиваться системой управления ЖРД. В то же время инерционность известных систем диагностики зачастую не позволяет осуществить функцию скорейшего отключения ЖРД в случае возникновения такого класса неисправностей.
Известен способ измерения температуры стенки ЖРД посредством установки термопар на внешнюю стенку (см., например, «Испытания ЖРД» под ред. Левина В.Я. Москва, «Машиностроение», 1981 г., с. 133). В результате анализа данного метода стоит отметить, что термопары обладают весьма высокой инерционностью и невозможно их применение внутри двигателя, а температуру внутренней поверхности стенки возможно измерить только с помощью косвенных измерений. Вследствие чего можно сделать вывод о том, что их применение не может дать точных показаний температуры внутренней стенки сопла с высокой точностью и скоростью, необходимой для использования системах управления.
Известно устройство по патенту №1840369 RU, «Устройство для измерения основных параметров малоразмерного ракетного двигателя», которое содержит сопло, несколько электродов, первичным из которых является стенка сопла, а вторичным являются электроды, расположенные в зоне течения продуктов сгорания и соединенные с измерительной цепью. С целью повышения точности измерения за счет увеличения абсолютной величины разности потенциалов, вторичный электрод установлен за срезом сопла и выполнен в виде конуса с углом у основания большим или равным 45°, причем величина диаметра основания конуса больше величины диаметра среза сопла.
Основным недостатком указанного аналога является низкая точность измерения температуры из-за зашумленности первичного сигнала.
Ближайшим аналогом заявляемого изобретения является полезная модель по патенту №185328 RU «Устройство охлаждения ракетного двигателя», которое включает камеру сгорания и сопло, на обращенную ко внутреннему объему поверхность камеры сгорания и сопла, выполненных из электропроводящих и жаропрочных материалов, нанесен слой из материала с низкой работой выхода, при этом эмиссионный слой, камера сгорания и сопло образуют катод, на выходе из сопла расположен анод, причем анод электрически последовательно связан с катодом через источник напряжения, анод находится в механическом контакте с соплом через слой электроизоляции.
Устройство по ближайшему аналогу работает следующим образом.
При работе ракетного двигателя в камере сгорания происходит процесс горения горючего и окислителя с образованием смеси газа, состоящего из продуктов сгорания - рабочего тела. При этом начинает нагреваться стенка камеры сгорания, стенка сопла и эмиссионный слой.
В результате, с эмиссионного слоя начинают выходить электроны, охлаждая эмиссионный слой и стенку камеры сгорания и сопла. Через поток рабочего тела электроны термоэмиссии попадают на анод. От анода через источник напряжения электроны возвращаются в эмиссионный слой и цикл охлаждения повторяется заново.
Основным недостатком указанного ближайшего аналога является низкая точность измерения температуры внутренней поверхности стенки сопла ЖРД в интересующих местах, в том числе в критическом сечении сопла из-за отсутствия локализации термоэлектронов, приходящих на анод устройства.
Технической задачей заявляемого изобретения является повышение точности измерения температуры стенки камеры сгорания и сопла ЖРД
Указанная техническая задача решается тем, что Устройство для измерения температуры стенок ракетного двигателя которое содержит выполненное из элетропроводящих и жаропрочных материалов сопло, на внутреннюю поверхность которого, нанесен слой из материала с низкой работой выхода, при этом эмиссионный слой на поверхности сопла, образуют катод, на выходе из сопла расположен анод, причем анод электрически последовательно связан с катодом через источник электроэнергии, анод находится в механическом контакте с соплом через слой электроизоляции, эмиссионный слой выполнен в форме кольца толщиной от 5 до 10 мм, в области критического сечения, в электрической цепи между анодом и источником напряжения располагается измерительный комплекс, при этом добавлено устройство хранения и подачи веществ с низким потенциалом ионизации в форме форсунки подачи веществ с низким потенциалом ионизации расположенной в камере сгорания перед критическим сечением сопла и гидравлически через трубопровод и регулируемый клапан, соединенной с баком для хранения веществ с низким потенциалом ионизации (ВНПИ), причем регулируемый клапан электрически соединен с сигнальным выходом измерительного комплекса, выходное отверстие форсунки подачи веществ с низким потенциалом ионизации расположено заподлицо с поверхностью стенки ЖРД.
Технический результат, получаемый в результате применения изобретения, является повышение точности измерения температуры области критического сечения сопла ЖРД.
Пример реализации заявляемого способа представлен на фиг. 1.
На фиг. 1 обозначены: 1 - сопло ЖРД, 2 - покрытие с низкой работой выхода (катод), 3 - электроизоляция, 4 - анод, 5 - источник напряжения, 6 -измерительный комплекс, 7 - устройство хранения ВНПИ, 8 - форсунка, 9 -регулируемый клапан, 10 - измерительный комплекс
Сопло 1 предназначено для сжигания топлива и создания реактивной тяги, 2 - покрытие с низкой работой выхода для испускания электронов в результате нагрева, при этом эмиссионный слой 2 с участком сопла 1 в области критического сечения образуют катод, электроизоляция 3 предназначена для изоляции катода 2 от анода 4, 4 - анод предназначен для улавливания электронов из потока продуктов сгорания и создания разности потенциалов с катодом 2. Анод 4 имеет форму, обеспечивающую восприятие всех термоэлектронов, вышедших с термоэмиссионного слоя, 5 - источник напряжения предназначен для создания разности потенциалов между катодом и анодом и обеспечения направленного движения электронов из потока продуктов сгорания к аноду и от анода через измерительный комплекс 6 к катоду, 6 - измерительный комплекс предназначен для снятия показаний силы тока между катодом 2 и анодом 4 для последующего вычисления значения температуры, 7 - устройство хранения ВНПИ, 8 - форсунка предназначена для впрыска ВНПИ в поток продуктов сгорания, 9 -регулируемый клапан предназначен для открытия и закрытия канала между устройством хранения ВНПИ и форсункой 8 с целью подачи или прекращения подачи ВНПИ, 10 - блок управления предназначен для выработки сигнала управления на управляемый клапан 9.
Изобретение работает следующим образом.
При работе ракетного двигателя будет происходить нагревание камеры сгорания и сопла 1, в том числе область критического сечения, с нанесенным на его поверхность эмиссионным слоем 2. С эмиссионного слоя 2 будут выходить термоэлектроны - будет происходит термоэлектронная эмиссия. Вышедшие электроны будут переходить на анод 4 через поток рабочего тела, а от анода к измерительному комплексу 6. Чем выше нагрев области критического сечения, тем выше ток термоэмиссии и ток, регистрируемый в измерительном комплексе 6. Одновременно, по команде блока управления 10 через регулируемый клапан 9 и форсунку 8 из емкости хранения ВНПИ 7 в рабочее тело подаются ВНПИ, что увеличивает концентрацию заряженных частиц в рабочем теле и достигается увеличение тока термоэмиссии.
Благодаря близкой к экспоненциальной зависимости термоэмиссии от температуры, небольшое увеличение температуры катода может приводить к существенному росту тока термоэмиссии. Причем ток термоэмиссии может на 1-2 порядка превосходить сторонние токи и шумы, что также повышает точность и надежность производимых измерений.
2
2
Например, при работе выхода электронов в 2 эВ и температуре стенки 1500 К, плотность тока эмиссии по Ричардсону составляет величину 51.79 А/см. При увеличении температуры на 1 К плотность тока увеличивается до 52.40 А/см или на 0.4 А. При этом цена деления современных приборов измерения может составлять единицы мкА. Тогда точность измерений температуры заявляемым устройством в данном можно оценить в 0.00001 К по порядку величины.
Такая система измерения температуры внутри камеры сгорания ЖРД, обладает низкой инерционностью и высокой точностью, в условиях экстремальных температур и не оказывает существенного влияния на течение продуктов сгорания.
Высокий уровень снимаемых токов и чувствительность термоэмиссии к температуре позволяют с повышенной точностью производить измерения температуры.
На основе измеренных значений температуры можно прогнозировать остаточный ресурс ЖРД, в том числе и при многократном применении. Это может сильно увеличить надежность многоразовой аэрокосмической техники.
Таким образом, решается указанная выше техническая задача и достигается технический результат, который заключается в повышении точности измерения значений температуры области критического сечения сопла ЖРД. При этом обеспечивается высокая скорость реакции. Так же реализована возможностью длительной работы в условиях экстремальных температур за счет охлаждения поверхности.