УСТРОЙСТВО ДЛЯ ИСПЫТАНИЯ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
DEVICE FOR TESTING LIQUID-PROPELLANT ROCKET ENGINES

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для экспериментальной отработки жидкостных ракетных двигательных установок, в частности, с целью имитации высотных условий при их создании и модернизации.
Существует множество различных схем испытательных стендов, в том числе имитирующих высотные условия. Наиболее полная классификация таких схем приведена в издании [Шишков А.А., Силин Б.М. Высотные испытания реактивных двигателей. - М.: Машиностроение, 1985. - 208 с., ил]. Такое многообразие схем вызвано существенным разбросом параметров испытываемых двигательных установок. Основные из этих параметров (с точки зрения процессов, определяющих безотрывное истечение): давление в камере, степень расширения продуктов сгорания и их средний показатель адиабаты. С уменьшением давления в камере и увеличением степени расширения увеличивается количество узлов и агрегатов, обеспечивающих требуемые высотные условия и, тем самым, увеличиваются габариты всего стенда, трудоемкость при разработке и эксплуатации. Относительно высокое давление в камере позволяет проводить высотные испытания лишь в составе классической газодинамической трубы. Газодинамическая труба с центральным телом за счет более эффективной системы ударных волн, образующихся в процессе запуска системы, позволяет несколько расширить круг двигателей, испытания которых еще можно проводить без дополнительных откачивающих систем [Козаев А.Ш. Расчетно-экспериментальное исследование характеристик выхлопного диффузора с центральным телом в составе высотного стенда для наземной отработки жидкостных ракетных двигателей: дис. канд. техн. наук: 05.07.05. - Москва, 2014. - 130 с]. Дальнейшее же снижение давления в камере требует введения в состав системы дополнительных откачивающих систем, например, в виде струйных насосов - эжекторов.
В техническом решении по патенту US 2810545, 22.10.1957, предложена конструкция, позволяющая трансформировать кинетическую энергию истекающей из сопла струи в потенциальную энергию сжатого газа посредством лопастной машины. Такая система может обеспечивать необходимое пониженное давление с заданным расходом. Однако существенной проблемой является необходимость поддержания целостности конструкции, в частности, лопаток насоса в условиях высокотемпературных продуктов сгорания.
В техническом решении, представленном в патенте RU 2239085 С2, 27.10.2004, предложено использовать сопло с минимальным сечением, имеющим кольцевую форму. Утверждается, что применение камеры с кольцевым критическим сечением в качестве имитатора натурной камеры позволяет обеспечить безотрывное обтекание стенок испытуемого сопла и имитацию высотных условий на всех режимах без значительного усложнения конструкции испытательного стенда. Следует отметить однако, что несмотря на безотрывный режим обтекания стенок, распределение давления вдоль них будет отличаться от распределения давления вдоль стенок при использовании штатной камеры.
В патентах RU 2391548 С1, 10.06.2010 и RU 2449159 С1, 27.04.2012 представлены варианты устройства для испытаний жидкостных ракетных двигателей с использованием выхлопного диффузора с центральным телом, в том числе с обеспечением работоспособности конструкции диффузора в течение всего времени его работы в условиях воздействия высокотемпературных продуктов сгорания. За прототип принято изобретение согласно патенту RU 2449159.
К недостаткам известного технического решения можно отнести тот факт, что сохранение картины течения в диффузоре на протяжении всего испытания может иметь место только в рамках некоторого ограниченного режима работы испытываемого двигателя, например, при давлении в камере сгорания выше порогового значения или степени расширения ниже порогового значения, своего для каждого конкретного двигателя.
Задачей предлагаемого изобретения является создание нового устройства для испытания жидкостных ракетных двигателей, которое позволит испытывать двигатели с меньшим давлением в камере сгорания или большей степенью расширения.
Технический результат состоит в том, что предлагаемое изобретение обеспечивает безотрывное течение продуктов сгорания в сопле и отсутствие воздействия ударных волн продуктов сгорания на стенку сопла в течение всего времени работы испытываемого двигателя.
Для решения задачи и достижения технического результата предложено устройство для испытания жидкостных ракетных двигателей, которое содержит выхлопной диффузор, состоящий из корпуса с установленным в нем центральным телом, включающим входную коническую и выходную части. Причем входная коническая часть выполнена с возможностью частично вдвигаться в сопло испытываемого двигателя. Внутри центрального тела в выходной его части установлен эжектор. При этом за центральным телом в корпусе диффузора расположена камера смешения.
Центральное тело может быть закреплено к корпусу посредством пилонов ромбовидной формы, внутри которых расположены каналы для подвода и отвода компонентов топливной смеси.
Эжектор может работать на тех же компонентах топливной смеси, что и испытываемый двигатель.
Охлаждение центрального тела может выполняться одним из компонентов топливной смеси, на котором работает эжектор, а именно охлаждение осуществляют регенеративно горючим или окислительным компонентом топливной смеси.
Предлагаемое изобретение поясняется чертежом (фигура).
На фигуре представлено устройство для испытаний жидкостных ракетных двигателей, содержащее выхлопной диффузор с корпусом в виде обечайки 1, внутри которой установлено центральное тело 2, при этом за центральным телом внутри корпуса расположена камера смешения 3. Входная часть центрального тела 2 выполнена профилированной в виде конуса и частично вдвинута в сопло испытываемого двигателя. В выходной части центрального тела расположена высоконапорная камера эжектора 4. Внутри центрального тела 2 расположена рубашка системы регенеративного охлаждения и система трубопроводов для подачи компонентов топливной смеси в камеру эжектора 4.
Центральное тело 2 закреплено на обечайке 1 посредством пилонов 5, имеющих ромбовидную форму. Такая форма пилонов 5 обусловлена необходимостью снижения гидравлических потерь в процессе работы устройства. Внутри пилонов 5 расположены каналы для подвода и отвода компонентов топливной смеси. В установленной внутри центрального тела 2 высоконапорной камере эжектора 4 создается давление за счет сгорания горючего в окислительной среде. Горючее и окислитель предлагается использовать те же, что и в камере основного испытываемого двигателя. Также в обоснованных случаях для упрощения конструкции возможно использовать сжатый воздух или пар. Охлаждение центрального тела 2 происходит регенеративно горючим или окислительным компонентом топливной смеси.
Устройство работает следующим образом.
До запуска испытываемого двигателя включается эжектор 4, расположенный в центральном теле 2. С течением времени высоконапорная струя, истекающая из камеры эжектора 4 понижает давление в области сопла испытываемого двигателя и кольцевого сечения-горла диффузора до требуемых параметров. Далее происходит запуск испытываемого двигателя. В процессе роста давления в камере сгорания испытываемого двигателя замыкающая система ударных волн движется в сторону выходного сечения его сопла. Высоконапорная струя, истекающая из эжектора 4, взаимодействуя в камере смешения 3 с низконапорной струей продуктов сгорания камеры испытываемого двигателя, обеспечивает требуемые параметры для безотрывной работы сопла этого двигателя в течении всего времени работы двигателя. Таким образом наличие в схеме изобретения эжектора 4 и камеры смешения 3 обеспечивают такие условия формирования системы ударных волн, что они полностью вытесняются из объема сопла и не вызывают отрывных эффектов на его внутренней поверхности. Расстояние, на которое происходит заглубление центрального тела в сопло испытываемого двигателя, рассчитывается заранее из условий отсутствия влияния на стенку сопла системы скачков, возникающей вследствие обтекания входной части центрального тела. Проведенные расчеты показывают возможность и эффективность применения предложенного изобретения для испытания различных двигателей высотных ступеней ракетоносителей.