Способ проведения испытаний жидкостных ракетных двигателей для определения надежности Российский патент 2023 года по МПК F02K9/96 G01M15/14 

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано для подтверждения требуемой надежности жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) для пилотируемых ракет-носителей.

Известен способ проведения испытаний на малом числе образцов для определения надежности жидкостных ракетных двигателей, являющийся прототипом (патент RU 2709391 F02K 9/96, G01M 15/14, опубл. 17.12.2019, приоритет от 13.02.2019 заявка №2019103980), включая ресурсно-циклические испытания 4-5 двигателей до предельного состояния на эксплуатационном ресурсе и 8-9 двигателей на форсированном режиме со ступенчатым изменением величины режимной нагрузки от двигателя к двигателю. Причем каждый цикл ресурсно-циклических испытаний проводят в течение летного ресурса, при этом испытания двигателей на форсированных режимах ведут до уровня, при котором механизм повреждения сохраняется идентичным механизму повреждения двигателей, испытываемых на эксплуатационных режимах.

В качестве недостатка этого способа следует отметить, что для проведения испытаний двигателей на форсированных режимах потребуется разработка новой специальной системы регулирования и обеспечение надежности охлаждения модернизированной камеры на этом режиме (введение дополнительного второго пояса завесы), что потребует дополнительных значительных материальных и финансовых затрат.

Задача, на решение которой направлено изобретение, является создание способа проведения испытаний, предназначенного для определения надежности ЖРД, позволяющего снизить финансовые и материальные затраты на создание ЖРД.

Технический результат предлагаемого изобретения заключается в значительном, в 1,2-1,5 раза, снижении тепловых и вибрационных нагрузок на испытываемые двигатели на номинальном режиме для определения надежности по сравнению с такими нагрузками при испытаниях двигателей на эксплуатационных режимах.

Для достижения технического результата предложен способ проведения испытаний ЖРД для определения надежности, включающий ресурсно-циклические испытания 5-ти ЖРД до предельного состояния. Причем, каждый цикл ресурсно-циклических испытаний двигателя проводят в течение летного ресурса при номинальном давлении в камере и номинальном соотношении компонентов топлива.

Определение надежности ЖРД по результатам испытаний предложенным способом построено на результатах исследований закономерности изменения технического ресурса двигателя от режимных параметров - давления в камере (Р_к) и соотношения компонентов топлива (К_m) в каждом цикле в течение летного ресурса, характеризующих статические, тепловые и динамические нагрузки на элементы ЖРД при ресурсных испытаниях двигателей до предельного состояния.

При работе ЖРД в составе пилотируемых ракет-носителей тепловые и вибрационные нагрузки на основные агрегаты (камера, газогенератор, турбонасосный агрегат - ТНА) снижаются на 20-25% при переходе с заданных в конструкторской документации (КД) максимальном значении давления в камере и соотношения компонентов топлива на номинальный режим работы, что приводит соответственно к повышению запаса по ресурсу, определяющего надежность двигателя.

Под предельным состоянием ЖРД понимается такое состояние, когда дальнейшее его испытание невозможно или нецелесообразно из-за отклонений его основных характеристик за допустимые пределы или ввиду возможного разрушения его конструкции. Основные характеристики и признаки, определяющие время наступления предельного состояния двигателя, устанавливаются в конструкторской документации (трещины и разрушения элементов конструкции двигателя, повышенный момент страгивания ротора ТНА, выход основных параметров, например, экономичности за допустимые пределы и другие дефекты, которые определены в конструкторской документации).

Предлагаемое изобретение проиллюстрировано на Фиг. 1÷3:

- методика проведения ресурсно-циклических испытаний 5 двигателей до предельного состояния (Фиг. 1);

- методика подтверждения надежности ЖРД для пилотируемых ракет-носителей (Фиг. 2);

На Фиг. 3 приведен пример ресурсно-циклических испытаний 5 двигателей до предельного состояния предложенным способом.

Предложенный способ предусматривает проведение по специальной программе ресурсно-циклических испытаний 5 двигателей до предельного состояния по штатной программе работы ЖРД в полете при номинальном давлении в камере и номинальном соотношении компонентов топлива (Фиг. 1), по результатам которых определяют технический ресурс - среднее значение огневой наработки Т и среднее квадратическое отклонение технического ресурса двигателя σ_T

Здесь Т_к - технический ресурс k-го двигателя,

N - число испытываемых двигателей до предельного состояния

Для того, чтобы требования к надежности двигателя (Р_тр) были выполнены, необходимо, чтобы нормированный запас работоспособности по ресурсу был не меньше величины К_р (Р_тр, γ, N), называемой толерантным множителем, и определяемый [Ллойд Д., Липов М. Надежность. М. Сов. Радио, 1964.] в зависимости от числа испытанных двигателей N, требуемой надежности двигателей (Р_тр=0,995-0,998 для двигателей пилотируемой ракетно-космической техники):

Т≥Т_тр+К_р (Р_тр, γ, N)⋅σ_Т

где Т_тр - требуемое время работы двигателя при контрольно-технологических испытаниях (КТИ) и в полете,

γ - доверительная вероятность (для двигателей пилотируемой ракетно-космической техники γ=0,95).

Чем больше запас по ресурсу (Т-Т_тр) и меньше его разброс (σ_Т), тем

выше нормированная величина К_р (Р_тр, γ, N), а следовательно, выше и величина надежности двигателя.

Расчеты предложенным способом показывают (Таблица 1), что требуемая для двигателей пилотируемой ракетно-космической техники надежность Р_тр=0,995-0,998 может быть подтверждена ресурсными испытаниями до предельного состояния 5 двигателей с техническим ресурсом на уровне 9÷11 полетных ресурсов (Фиг. 2).

При уменьшении числа испытываемых двигателей до 3 экземпляров требуемый технический ресурс двигателя возрастает до 14,47-15,76 полетных ресурсов, что потребует значительных дополнительных затрат на достижение такого технического ресурса. Также экономически нецелесообразно увеличивать число испытываемых до 10 и более двигателей, т.к. экономические затраты возрастают в 1,5 и более раз.

Используемый в отечественном двигателестроении способ подтверждения надежности ЖРД по наработке в успешных испытаниях предусматривает проведение на порядок большего, по сравнению с предложенным техническим решением, количества ресурсных испытаний и двигателей - 600÷1500 огневых испытаний на летный ресурс 150÷300 двигателей для подтверждения надежности ЖРД, требуемой для пилотируемых полетов ракетно-космической техники - 0,995÷0,998.

На примере (Фиг. 3) приведены результаты испытаний двигателей, когда технический ресурс ЖРД пилотируемых ракет-носителей по результатам испытаний 5 двигателей до предельного состояния в среднем составляет 9,952 (Фиг. 3), то это подтверждает требуемую надежность двигателя 0,998 (Таблица 1).

По сравнению с прототипом использование предлагаемого технического решения позволит значительно, в 2,5 раза, снизить финансовые и материальные затраты на создание ЖРД ракетно-космических комплексов, что позволит повысить конкурентоспособность отечественных ЖРД на мировом космическом рынке.

Предложенный «Способ проведения испытаний жидкостных ракетных двигателей для определения надежности» может быть использован для подтверждения требуемой надежности ЖРД 0,995÷0,998 пилотируемых ракет-носителей.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано для подтверждения требуемой надежности жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) для пилотируемых ракет-носителей. Способ проведения испытаний жидкостных ракетных двигателей для определения надежности, включающий ресурсно-циклические испытания 5-ти ЖРД до предельного состояния, каждый цикл ресурсно-циклических испытаний двигателей проводят в течение летного ресурса, отличающийся тем, что испытания ЖРД проводят при номинальном давлении в камере и номинальном соотношении компонентов топлива, по результатам которых определяют технический ресурс - среднее значение огневой наработки Т и среднее квадратическое отклонение технического ресурса двигателя σ_Т. Изобретение обеспечивает в 1,2-1,5 раза снижении тепловых и вибрационных нагрузок на испытываемые двигатели на номинальном режиме для определения надежности по сравнению с такими нагрузками при испытаниях двигателей на эксплуатационных режимах. 3 ил., 1 табл.

Способ проведения испытаний жидкостных ракетных двигателей для определения надежности, включающий ресурсно-циклические испытания 5-ти ЖРД до предельного состояния, каждый цикл ресурсно-циклических испытаний двигателей проводят в течение летного ресурса, отличающийся тем, что испытания ЖРД проводят при номинальном давлении в камере и номинальном соотношении компонентов топлива, по результатам которых определяют технический ресурс - среднее значение огневой наработки Т и среднее квадратическое отклонение технического ресурса двигателя σ_Т

_,

Т_к - технический ресурс k-го двигателя;

N - число испытываемых двигателей до предельного состояния.