БАЛЛИСТИЧЕСКИЙ МАЯТНИК ДЛЯ ДЕМОНСТРАЦИИ РЕЖИМОВ РАБОТЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Полезная модель относится к средствам обучения и может быть использована в учебном процессе для демонстрации распределения суммарных удельных тепловых потоков по длине камеры двигателя, а также исследование влияния давления в камере на их величину.
Известен жидкостной ракетный двигатель содержащий камеру сгорания, насос окислителя, насос горючего, турбину, бак с окислителем, бак с горючим, отсечной клапан окислителя, отсечной клапан горючего, жидкостной газогенератор (Под редакцией проф. В.М. Кудрявцева Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. Высшая школа Москва, 1983. - 11 с).
Известен баллистический маятник, содержащий массивную платформу, к которой прикреплен испытуемый двигатель, тонкие тросы и закрепленную в подшипниках горизонтальную ось, относительно которой маятник может свободно вращаться, дорожку, металлический штифт, прикрепленный к платформе (Б.В. Орлов, Г.Ю. Мазинг Термодинамические и баллистические основы проектирования ракетных двигателей на твердом топливе. Машиностроение Москва, 1964. - 346 с.).
Наиболее близким по технической сущности решением является баллистический маятник для демонстрации режимов работы жидкостного ракетного двигателя, содержащий платформу, к которой прикреплен испытуемый двигатель, тонкие тросы и закрепленную в подшипниках горизонтальную ось, относительно которой маятник укреплен с возможностью свободного вращения, критическая часть сопла испытуемого двигателя выполнена съемной, испытуемый двигатель выполнен разборным и состоит из форсуночной головки, камеры сгорания, реактивного сопла с рубашками охлаждения, подвешен на кронштейне под углом 60° к горизонту, кронштейн закреплен на платформе с возможностью поворота вокруг горизонтальной оси, укрепленной в подшипниках, вес двигателя уравновешивается грузами, которые с помощью троса, перекинутого через блок, связаны с кронштейном, и снабжен системой горючего, системой окислителя, системой охлаждения, системой зажигания, системой измерения, причем система горючего включает бак со спиртом, соединенный с восемью центробежными форсунками в форсуночной головке последовательно через фильтр, мерную шайбу горючего, отсечной клапан горючего; система окислителя включает баллонную батарею с кислородом, соединенную с многоканальной струйной форсункой в форсуночной головке последовательно через редуктор, мерную шайбу окислителя, отсечной клапан окислителя; система охлаждения включает бак с водой, соединенный с рубашками охлаждения соответственно форсуночной головки, камеры сгорания, реактивного сопла последовательно через запорный вентиль, фильтр, блок насосов; система зажигания, включает свечу зажигания, расположенную на головке камеры сгорания, соединенную через кнопку пуск с катушкой зажигания; система измерения включает датчик тяги, установленный под кронштейном, и датчик давления, установленный в камере сгорания (Патент РФ на полезную модель №183978).
Недостатком прототипа является невозможность исследования распределения суммарных удельных тепловых потоков по длине камеры двигателя, а также исследование влияния давления в камере на их величину.
Задачей полезной модели является существенное расширение наглядных возможностей при изучении процессов, протекающих внутри жидкостных ракетных двигателей за счет получение возможности экспериментального исследования распределения суммарных удельных тепловых потоков по длине камеры двигателя и влияния давления в камере на их величину.
Техническим результатом является существенное расширение наглядных возможностей при изучении процессов, протекающих внутри жидкостных ракетных двигателей за счет экспериментального исследования распределения суммарных удельных тепловых потоков по длине камеры двигателя.
Сущность полезной модели заключается в том, что в баллистический маятник для демонстрации режимов работы жидкостного ракетного двигателя, содержащий испытуемый двигатель, снабженный системой подвеса, системой горючего, системой окислителя, системой охлаждения, системой зажигания, системой измерения, прибором для регистрации температуры, испытуемый двигатель выполнен разборным и состоит из форсуночной головки, камеры сгорания, реактивного сопла с рубашками охлаждения, в стенках камеры сгорания и сопла со стороны охлаждающей жидкости вмонтированы, как минимум, по три термопары, кроме того термопары установлены на входе и выходе в рубашках охлаждения камеры сгорания и реактивного сопла, все термопары подключены к прибору для регистрации температуры.
Новизна заключаются в том, что в стенках камеры сгорания и сопла со стороны охлаждающей жидкости вмонтированы, как минимум, по три термопары, кроме того термопары установлены на входе и выходе в рубашках охлаждения камеры сгорания и реактивного сопла, все термопары подключены к прибору для регистрации температуры.
Анализ известных технических решений (аналогов) в исследуемой области и смежных областях позволяет сделать вывод об отсутствии в них признаков, сходных с существенными отличительными признаками в заявленном устройстве.
На фиг. 1 изображен общий вид устройства.
Испытуемый двигатель 1, укреплен в системе подвеса (на фиг. 1 не показана) и снабжен системой зажигания 2, системой измерения 3, системой охлаждения 4, системой горючего 5, системой окислителя 6. Испытуемый двигатель 1 выполнен разборным и состоит из форсуночной головки 7, камеры сгорания 8, реактивного сопла 9 с рубашками охлаждения. В стенках камеры сгорания 8 и реактивного сопла 9 со стороны охлаждающей жидкости вмонтированы, как минимум, по три термопары 10, кроме того термопары 11 установлены на входе и выходе в рубашках охлаждения камеры сгорания 8 и реактивного сопла 9, все термопары 10 и 11 подключены к прибору для регистрации температуры 12.
Устройство работает следующим образом.
Запускают системы зажигания 2, измерения 3, охлаждения 4, горючего 5, окислителя 6 и выводят испытуемый двигатель 1 на определенный режим работы, при котором определяются суммарные тепловые потоки. Замеряют давление в камере сгорания 8. С прибора для регистрации температуры 12 снимают показания всех термопар 10 и 11. Распределение температуры воды в охлаждающем тракте по длине камеры сгорания 8 и реактивного сопла 9 принимаются линейным.
Для каждого рассматриваемого сечения камеры сгорания 8 и реактивного сопла 9 рассчитываются коэффициенты теплоотдачи
Ж
Z - коэффициент, зависящий от рода охлаждающей жидкости;
β - коэффициент, учитывающий направление теплового потока и температурный напор;
ОХЛ
G - секундный расход охлаждающей жидкости;
Ж
F - площадь поперечного сечения охлаждающего тракта;
Э
d - эквивалентный диаметр охлаждающего тракта.
Все параметры и величины представленной формулы считаются заданными.
Вычисляется суммарный удельный тепловой поток в каждом сечении по уравнению
Ж
α - коэффициент теплоотдачи от стенки к охлаждающей жидкости;
Ж.СТ
t - температура поверхности огневой стенки камеры со стороны охлаждающей жидкости;
Ж
t - температура охлаждающей жидкости.
Ж.СТ
Σ
Ж
Строятся графики изменения по длине камеры сгорания двигателя следующих величин: t, q, α.
Изменяя режим работы, при котором определяются суммарные тепловые потоки, определяют влияние давления в камере на величину суммарных тепловых потоков.
Предлагаемый маятник существенно расширяет наглядные возможности при изучении процессов, протекающих внутри жидкостных ракетных двигателей, обеспечивает наглядность и получение возможности экспериментального определения распределения суммарных удельных тепловых потоков по длине камеры двигателя и исследования влияния давления в камере на их величину.