ВАКУУМНЫЙ СТЕНД ДЛЯ ОГНЕВЫХ ИСПЫТАНИЙ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ Российский патент 2016 года по МПК F02K9/96 G01M15/14 

Изобретение относится к стендовому оборудованию и может быть использовано при огневых испытаниях жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) космического назначения, связанных с определением тепловых режимов и состояния элементов конструкции ЖРД и двигательных установок (ДУ).

При стендовой отработке ЖРД и ДУ космического назначения особое место занимают огневые испытания, направленные на определение тепловых режимов агрегатов и элементов конструкции (тепловые испытания), которые существенно влияют на работоспособность ЖРД и ДУ космического объекта.

Для проведения тепловых испытаний необходимо создать штатные (соответствующие объектовым) условия внутреннего теплообмена в газодинамических трактах ЖРД (сопла камер сгорания, выхлопные системы турбин турбонасосных агрегатов), а также, что не менее важно, условия внешнего теплообмена элементов конструкции ЖРД и ДУ с окружающей средой.

Для создания условий внутреннего теплообмена используется стендовое оборудование, обеспечивающее соответствующее штатному давление на срезе сопла камеры двигателя - газоотводные устройства на основе газодинамических труб (ГДТ), газовых или паровых эжекторов; для создания внешних условий теплообмена необходимо снизить давление окружающей среды до величины менее 10^-2 мм рт. ст., практически исключающий конвективную составляющую теплообмена, для чего используется вакуумная камера (барокамера), в которой при огневых испытаниях размещается ЖРД или ДУ.

Известен стенд, включающий систему вакуумирования с вакуумной камерой, в которой размещается двигатель, газоотводное устройство в виде газодинамической трубы (ГДТ) с паровым эжектором, представленный в сборнике статей «Исследование ракетного двигателя на жидком топливе»./Под ред. д.т.н. В.А. Ильинского, изд-во «Мир», 1964 г., стр. 60, фиг. 8.

В указанной конфигурации стенд может обеспечить снижение давления на срезе сопла камеры ЖРД и в сообщающемся со входом в ГДТ пространстве вакуумной камеры, окружающем двигатель до не менее 7 мм рт. ст. за счет эжектирования ГДТ и объема вакуумной камеры как при работе двигателя, так и после его останова, что приближает условия внешнего теплообмена двигателя и элементов ДУ к штатным условиям космического пространства, но не обеспечивает достаточно полной их имитации, для чего, как указано выше, необходимо давление окружающей среды не выше 10^-2 мм рт. ст., что практически исключает конвективный теплообмен двигателя с окружающим пространством; при этом для поддержания указанного давления (не менее 7 мм рт. ст.) после останова двигателя требуется работа эжектора в течение длительного времени (до 50 мин) перераспределения температур элементов конструкции двигателя и ДУ с достижением их максимальных значений, что существенно увеличивает стоимость испытаний.

Кроме того, при тепловых испытаниях ЖРД и ДУ на этом стенде не обеспечивается имитация термооптических характеристик окружающего пространства, таких как температура и степень черноты окружающей среды (космического пространства, поверхностей двигательного отсека), что также приводит к отклонениям условий радиационного теплообмена между элементами конструкции и окружающей средой и, как следствие, отклонениям тепловых режимов элементов конструкции ЖРД и ДУ.

Все вышеперечисленное в итоге свидетельствует о недостаточном функциональном обеспечении полноценных тепловых испытаний ЖРД и ДУ космического назначения на данном стенде и, следовательно, о невозможности проверки их работоспособности по результатам таких испытаний.

Известен стенд, принятый за прототип изобретения, включающий барокамеру, выхлопной диффузор (ГДТ), охлаждаемый жидким азотом, устройство для герметизации стыка сопла двигателя и диффузора в виде вакуумного уплотнения, клапан, изолирующий канал диффузора от атмосферы при его вакуумировании после останова двигателя и охлаждаемые экраны в барокамере (См. книгу А.А. Шишкова, Б.М. Силина. «Высотные испытания реактивных двигателей», Машиностроение, 1985 г., стр. 24, рис. 1.13). Данный стенд может обеспечить имитацию условий теплообмена двигателя, близких к объектовым, как при работе двигателя, так и после его останова, таких как штатное давление на срезе сопла, давление окружающей двигатель среды в вакуумной камере на уровне около 10^-2 мм рт. ст., а также термооптические характеристики окружающего пространства при соответствующих штатным условиям температурах экранов и стенок канала ГДТ (обеспечивается заданными температурами охладителей) и степенях черноты поверхностей экранов и канала ГДТ.

Однако при наличии в ЖРД радиационно-охлаждаемого высокотемпературного насадка с температурами сопла до 1000°C использование вакуумного уплотнения на основе вакуумной резины и иного мягкого уплотнительного материала может обеспечить герметичность стыка сопла и ГДТ лишь в течение нескольких секунд после запуска двигателя, после чего оно разрушается из-за воздействия высокой температуры и давление в вакуумной камере повышается с 10^-2 мм рт. ст. до уровня давления на срезе сопла, величину которого обеспечивает ГДТ с эжектором (не менее 7 мм рт. ст.).

Вследствие такого повышения давления появляется конвективная составляющая внешнего теплообмена двигателя со средой вакуумной камеры, что приводит к существенному отличию тепловых режимов элементов конструкции ЖРД и ДУ от штатных, соответствующих объектовым условиям теплообмена, как при работе двигателя, так и после его останова. Кроме того, в стенде по прототипу не имитируются термооптические характеристики пространства со стороны среза сопла двигателя.

Таким образом стенд по прототипу не может обеспечить при работе двигателя и в течение достаточного для достижения установившегося теплового режима времени после его останова штатные условия внешнего теплообмена и, следовательно, непригоден для тепловых испытаний двигателя с радиционно-охлаждаемым насадком (РОН) сопла камеры.

Изобретение направлено на повышение функциональных возможностей вакуумного стенда, включающего вакуумную камеру со стапелем для установки двигателя, охлаждающие экраны, систему вакуумирования, ГДТ с эжектором, отсечной клапан в канале ГДТ и устройство герметизации стыка среза сопла с ГДТ, в части обеспечения наиболее полной имитации условий теплообмена, соответствующих объектным условиям, при огневых испытаниях ЖРД и ДУ космического назначения, в том числе ЖРД с радиационно-охлаждаемым насадком сопла, при работе двигателя и после его останова, позволяющих проверить работоспособность двигателя и ДУ при воздействии близких к штатным тепловых нагрузок.

Результат обеспечивается тем, что устройство герметизации стыка РОН сопла и ГДТ выполнено в виде компенсатора температурного расширения, состоящего из рассчитанной на радиальное температурное расширение радиационно-охлаждаемого насадка сопла тонкостенной цилиндрической или усеченно-конической мембраны из жаростойкой стали, герметично соединяемой посредством сварки со стенкой РОН на срезе сопла и, с другой стороны, - через стальную цилиндрическую проставку - с окружающим ГДТ тонкостенным сильфоном, рассчитанным на осевое температурное расширение РОН и герметично соединенным посредством фланцевого соединения с вакуумным уплотнением на внешней оболочке тракта охлаждения газодинамической трубы, также на поверхности тарели клапана внутри его кольцевого уплотнения установлен охлаждаемый экран с термооптическими характеристиками, соответствующими характеристикам окружающего и обращенного к соплу двигателя при штатной его эксплуатации космического пространства, при этом полость ГДТ от РОН до отсечного клапана в канале ГДТ подключена к системе вакуумирования через пускоотсечной клапан.

На чертежах представлены схема стенда (фиг. 1) и выноска А (фиг. 2). В состав стенда входят вакуумная камера 1 со стапелем 2 для установки и крепления двигателя 3 с высотным соплом, имеющим радиационно-охлаждаемый насадок 4, ГДТ 5 с эжектором 6 и отсечным клапаном 7, установленным в канале ГДТ после ее диффузорной части. На внутренних стенках вакуумной камеры 1 и на тарели клапана 7 установлены подключенные к системе подачи рабочих тел охлаждения экраны 8, поверхности которых имеют заданные величины степени черноты. Для вакуумирования камеры 1 и части канала ГДТ 5 между соплом и клапаном 7 в составе стенда предусмотрена специальная вакуумная система 9, с которой вакуумируемая часть ГДТ сообщена посредством магистрали с пускоотсечным клапаном 10. К радиационно-охлаждаемому насадку сопла 4 крепится компенсатор, включающий тонкостенную мембрану 11, герметично привариваемую к срезу сопла РОН, цилиндрическую проставку 12, тонкостенный сильфон 13 с фланцем 14, который герметично (через уплотнение 15) соединяется с фланцем 16 на охлаждаемой части ГДТ 5. Внутренняя поверхность канала ГДТ между РОН 4 и клапаном 7 вместе с его экраном 8 имеют термооптические характеристики окружающего космического пространства, что достигается обеспечением требуемой степенью черноты на стенках канала ГДТ 5 и экрана 8 на тарели клапана 7, а также режимом охлаждения этого участка ГДТ и экрана 8 на тарели клапана 7.

Перед началом огневых испытаний ЖРД с радиационно-охлаждаемым насадком сопла 4 и компенсатором монтируется на стапеле 2, при этом наряду с подсоединением топливных трубопроводов и пневмосети стенда к двигателю фланец 14 приваренного к РОН сопла компенсатора герметично соединяется с фланцем 16 ГДТ 5, через вакуумное уплотнение 15. После окончания монтажа стендовой системой вакуумирования 9 осуществляется откачка воздуха из вакуумной камеры 1 до давления не более 10^-2 мм рт. ст. и подаются охладители с заданными температурами в тракты охлаждения экранов 8 и тракт охлаждения ГДТ 5. Перед запуском двигателя 3 включается эжектор 6, создающий разрежение в ГДТ 5 и сопле двигателя от 3 до 7 мм рт. ст. После запуска двигателя 3 ГДТ 5 выходит на устойчивый режим работы, устанавливается штатный режим течения и теплообмена в сопле с радиационно-охлаждаемым насадком 4, сопло с РОН выходит на установившийся тепловой режим, определяемый внутренним теплообменом в сопле и внешним теплообменом РОН с экранами 8, установленными на стенках вакуумной камеры 1 и имитирующими объектовые термооптические характеристики окружающего пространства, при близком к штатному давлению окружающей среды 10^-2 мм рт. ст. С установившимся тепловым режимом двигатель работает заданное циклограммой испытания время, при этом температурное расширение РОН 4 воспринимается компенсатором: радиальное расширение - мембраной 11, а осевое расширение - сильфоном 13. После останова двигателя в пневмопривод клапана 7 подается газ управления, тарель клапана 7 перекрывает канал ГДТ 5, уплотняясь на седле клапана, выполненное в стенках канала ГДТ 5, затем подается команда на открытие клапана 10, после чего вакуумируется полость ГДТ 5 между клапаном 7 и РОН 4, а также полость сопла двигателя. Выключается эжектор 6, давление в канале ГДТ 5 при этом возрастает до атмосферного, а в объеме полости ГДТ 5, примыкающей к РОН 4, до клапана 7 остается на уровне не более 10^-1 мм рт. ст. При близких к штатным величинах давления в полости сопла и окружающем двигатель пространстве вакуумной камеры 1, а также температурах и степенях черноты, окружающих двигатель, в том числе со стороны РОН, поверхностях экранов 8 и стенок канала ГДТ 5 осуществляется теплообмен горячих элементов конструкции двигателя за счет излучения этих элементов и кондукционного теплообмена с холодными агрегатами и элементами двигателя. При достижении установившихся значений температур испытания по определению тепловых режимов двигателя и термостойкости элементов его конструкции прекращаются, после чего все системы стенда приводятся в исходное состояние, а РОН 4 по технологическому припуску отрезают от мембраны 11 компенсатора температурного расширения.

Предлагаемое изобретение обеспечивает проведение огневых испытаний на вакуумном стенде ЖРД (ДУ) с РОН с практически полной имитацией всех условий, определяющих при штатной эксплуатации теплообмен конструкции двигателя с окружающей его средой - космическим пространством и элементами конструкции двигательного отсека при работе двигателя и после его останова, к которым относятся:

- давление в вакуумной камере не более 10^-2 мм рт. ст., обеспечиваемое вакуумной системой стенда и герметизацией стыка среза РОН сопла двигателя с ГДТ при работе двигателя и после его останова;

- давление не более 10^-2 мм рт. ст. внутри сопла, обеспечиваемое вакуумированием части канала ГДТ между соплом и тарелью клапана отсечного устройства, после перекрытия клапаном канала ГДТ;

- термооптические характеристики окружающего двигатель пространства (температура, степень черноты) обеспечиваются за счет соответствующим образом выполненных и охлаждаемых теплоносителями с заданными температурами экранов, установленных на тарели отсечного устройства и на стенках вакуумной камеры, а также охлаждаемой внутренней поверхности канала ГДТ, между соплом и отсечным устройством, выполненной с соответствующей космическому пространству степенью черноты.

Изобретение относится к стендовому оборудованию и может быть использовано при испытаниях жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) космического назначения, связанных с определением тепловых режимов элементов ЖРД и двигательной установки (ДУ). На вакуумном стенде для тепловых испытаний ЖРД, включающем вакуумную камеру 1 со стапелем 2 для установки ЖРД 3 с соплом, имеющим радиационно-охлаждаемый насадок (РОН) 4, газодинамическую трубу 5 с эжектором 6, отсечной клапан 7 в канале газодинамической трубы (ГДТ), охлаждаемые экраны 8 на внутренних стенках вакуумной камеры 1, вакуумную систему 9, магистраль с пускоотсечным клапаном 10, сообщающую полость газодинамической трубы 5 между РОН 4 и отсечным клапаном 7 с вакуумной системой 9. На стыке среза РОН 4 с ГДТ 5 выполнен компенсатор температурного расширения в виде, состоящего из рассчитанной на радиальное температурное расширение РОН 4 тонкостенной цилиндрической или усеченно-конической мембраны 11 из жаростойкой стали, герметично соединенной посредством сварки со стенкой РОН 4 на его срезе и, с другой стороны, - через цилиндрическую стальную проставку 12 с окружающим ГДТ 5, рассчитанным на осевое температурное расширение РОН 4, тонкостенным сильфоном 13 с фланцем 14, который герметично (через уплотнение 15) соединен с фланцем 16 на охлаждаемой внешней стенке тракта охлаждения газодинамической трубы 5, при этом полость ГДТ от РОН 4 до отсечного клапана в канале ГДТ 5 подключена к системе вакуумирования 9 через пускоотсечной клапан 10. Изобретение обеспечивает повышение функциональных возможностей в части обеспечения наиболее полной имитации условий теплообмена, соответствующих объективным условиям при огневых испытаниях ЖРД и ДУ космического назначения. 2 ил.

Вакуумный стенд для огневых испытаний жидкостного ракетного двигателя космического назначения, включающий вакуумную камеру со стапелем для монтажа двигателя, охлаждаемые экраны вокруг двигателя, газодинамическую трубу (ГДТ), герметично соединенную с вакуумной камерой, эжектор на выходе газодинамической трубы, устройство герметизации стыка радиационно-охлаждаемого насадка сопла и ГДТ, отсечной клапан в канале газодинамической трубы, систему вакуумирования, отличающийся тем, что устройство герметизации стыка радиационно-охлаждаемого насадка сопла и ГДТ выполнено как компенсатор температурного расширения радиационно-охлаждаемого насадка сопла в виде тонкостенной цилиндрической или усеченно-конической мембраны из жаростойкой стали, герметично соединяемой с одной стороны посредством сварки со стенкой радиационно-охлаждаемого насадка на срезе сопла, с другой стороны - соединенной через стальную цилиндрическую проставку с окружающим газодинамическую трубу тонкостенным стальным сильфоном, рассчитанным на осевое температурное расширение радиационно-охлаждаемого насадка сопла и герметично соединенным посредством фланцевого соединения с внешней оболочкой тракта охлаждения газодинамической трубы, также на поверхности тарели клапана внутри кольцевого уплотнения установлен охлаждаемый экран, причем обращенная к радиационно-охлаждаемому насадку поверхность экрана, а также внутренняя поверхность канала газодинамической трубы между тарелью отсечного устройства и стыком сопла с газодинамической трубой выполнены с термооптическими характеристиками, соответствующими характеристикам окружающего и обращенного к соплу двигателя при штатной его эксплуатации космического пространства, при этом полость ГДТ от радиационо-охлаждаемого насадка до отсечного клапана в канале ГДТ подключена к системе вакуумирования через пускоотсечной клапан.