УСТРОЙСТВО ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ МАЛОРАЗМЕРНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ Советский патент 2006 года по МПК G01L5/13 

Изобретение относится к области измерения основных параметров, характеризующих работу малоразмерного ракетного двигателя. Преимущественная область использования - техническая диагностика (определение основных параметров) малоразмерных ракетных двигателей в стендовых условиях.

В настоящее время один из основных параметров малоразмерного ракетного двигателя - тягу - определяют или непосредственно с помощью устройства, состоящего из упругой балки с расположенными на ней чувствительными датчиками и самим двигателем, или косвенным путем на величине давления в камере сгорания.

Однако эти устройства определения тяги двигателя обладают рядом недостатков:

1. упругая балка вместе с двигателем представляет собой устройство с большой инертностью, что требует увеличения времени работы двигателя и увеличения объема барокамер, в которых проводятся огневые пуски двигателей с имитацией одного из условий космического пространства - низкого давления на срезе сопла;

2. устройство для косвенного определения тяги по давлению в камере сгорания обязательно требует определения коэффициента тяги с применением упругой балки и нарушения целостности камеры сгорания.

Известно устройство для определения ионной проводимости продуктов сгорания, по которой можно судить о тяге двигателя. Это устройство состоит из двух электродов, помещенных в зону горения и включенных в электрическую цепь. Величина тока в цепи зависит от приложенного к электродам напряжения, температуры и состава продуктов сгорания. Это устройство обладает рядом существенных недостатков:

1. судить о тяге с помощью такого устройства весьма затруднительно, так как измерения проводятся локально и поэтому не учитываются характеристики продуктов сгорания во всем объеме камеры сгорания;

2. приходиться нарушать целостность камеры сгорания;

3. электроды и изоляционный материал быстро нагреваются до недопустимо высоких температур;

4. нагретые изоляционные материалы (керамика) становятся проводниками тока и между электродами возникает ток электронной эмиссии, который практически невозможно отделить от тока ионной проводимости;

5. необходимость в источнике тока высокого напряжения - сотни и тысячи вольт, - что весьма неудобно.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому устройству является выбранное в качестве прототипа устройство (иначе - счетчик) для измерения тяги воздушно-реактивного двигателя. Это устройство состоит из нескольких электродов, одним из которых является стенка камеры сгорания, остальные, вторичные, электроды расположены в пристеночном слое продуктов сгорания непосредственно в камере сгорания [3]. Это устройство позволяет определять разность потенциалов Δϕ между стенкой камеры сгорания и продуктами сгорания пристеночного слоя; по величине разности потенциалов Δϕ судят о величине тяги двигателя. Это устройство обладает следующими недостатками:

1. малой информативностью получаемой информации, так как вторичные электроды, расположенные в пристеночном слое, не контактируют с основной массой продуктов сгорания;

2. большими погрешностями измерений, так как величина разности потенциалов Δϕ, определяемая между стенкой камеры сгорания и вторичными электродами, невелика, что обусловлено малой поверхностью вторичных электродов;

3. наличие в электрической измерительной цепи стороннего источника тока, что также уменьшает информативность измерений и увеличивает погрешность измерений.

Целью настоящего изобретения является существенное увеличение информативности и точности измерений основных параметров малоразмерного ракетного двигателя.

Указанная цель достигается тем, что вторичный электрод установлен за срезом сопла малоразмерного ракетного двигателя и выполнен в виде конуса с углом у основания 45 или более градусов и диаметр основания которого больше диаметра среза сопла.

Сравнение заявляемого решения с прототипом и с другими техническими решениями в данной области техники не позволило выявить в них признаки, аналогичные заявляемому решению, что позволяет сделать вывод о соответствии предлагаемого изобретения критерию "существенные отличия".

Предлагаемое изобретение поясняется чертежом на фиг.1, на котором представлены вторичный электрод в виде сплошного конуса и общая схема измерений. На фиг.2 представлена копия осциллограммы с записью разности потенциалов Δϕ и давления в камере сгорания Р_к. На фиг.3 представлены экспериментальные зависимости разности потенциалов Δϕ от давления топлива на входе в двигатель Δϕ=f(Р_вх) и давления продуктов сгорания в камере сгорания Р_к от давления топлива на входе в двигатель Р_к=f(Р_вх).

Предлагаемое устройство (фиг.1) состоит из сплошного вторичного электрода 1, выполненного в виде конуса с углом у основания 45 или более градусов и диаметр основания которого больше диаметра среза сопла малоразмерного ракетного двигателя и установленного за срезом сопла 2 соосно с ним. Вторичный электрод электрически изолирован от конструкции двигателя.

Вторичный электрод 1 и сверхзвуковое сопло 2 (или камера сгорания, если камера сгорания и сопло выполнены как одно целое) с помощью электрических проводников соединены с усилителем 3, на входе которого обязательно ставится большое входное сопротивление (на фиг.1 не показанное); усилитель, в свою очередь, соединен с выпрямителем 4, который через конденсатор 5 соединен с регистрирующим прибором 6, которым, в частности, может быть осциллограф.

Предлагаемое устройство функционирует следующим образом. Истекающие из сопла 2 продукты сгорания 7 взаимодействуют со вторичным электродом 1. Форма вторичного электрода, выполненного в виде конуса с углом у основания 45 или более градусов обусловливает отражение продуктов сгорания под углом 90 и более градусов к оси двигателя и вторичного электрода, что предотвращает взаимодействие отраженных продуктов сгорания с падающими на вторичный электрод продуктами сгорания и увеличивается поверхность вторичного электрода, что обеспечивает более полное взаимодействие электрических зарядов, находящихся в продуктах сгорания, со вторичным электродом. Величина диаметра основания конуса, выполняемая больше диаметра среза сопла, обусловливает попадание всех продуктов сгорания на вторичный электрод.

В результате взаимодействия продуктов сгорания 7 со вторичным электродом 1 между соплом 2, являющегося первичным электродом, и вторичным электродом 1 возникает некоторая разность потенциалов Δϕ. Эта разность потенциалов с помощью электрических проводников подается на усилитель 3, где величина разности потенциалов усиливается и далее выпрямляется в выпрямителе 4. После выпрямителя 4 разность потенциалов через конденсатор 5 подается на регистрирующий прибор 6, например, на осциллограф. По величине регистрируемой разности потенциалов Δϕ и судят об основных параметрах малоразмерного ракетного двигателя. Для получения зависимостей разности потенциалов Δϕ от основных параметров малоразмерного ракетного двигателя необходимо предварительно проводить специальные огневые испытания с одновременными измерениями основных параметров ракетного двигателя традиционными способами и устройствами и разности потенциалов.

На фиг.2 представлена копия осциллограммы, полученной при экспериментальном исследовании предлагаемого устройства. На фиг.2 обозначены:

Р_к=f(τ) - зависимость давления в камере сгорания Р_к от времени τ работы двигателя;

Δϕ=f(τ) - зависимость разности потенциалов Δϕ от времени τ работы двигателя;

τ_кл - время работы двигателя;

τ_ϕ - время появления электрического сигнала Δϕ после момента подачи топлива в камеру сгорания;

τ_р - время появления сигнала Р_к, определяемого с помощью индуктивного датчика давления, собственная частота которого составляет не менее 10 кГц;

0,01 c - величина отметчика времени.

Как показали экспериментальные исследования, между величиной разности потенциалов Δϕ и основными параметрами, характеризующими работу двигателя на различных режимах его работы, существует определенная зависимость. На фиг.3 представлены такие зависимости:

1) - зависимость среднего значения разности потенциалов от давления топлива на входе в двигатель Р_вх;

2) - зависимость среднего значения давления в камере сгорания от давления топлива на входе в двигатель Р_вх.

Очевидно, приведенные зависимости и на фиг.2 и 3 позволяют судить не только об основных параметрах двигателя, но и анализировать работоспособность двигателя вообще. Например, на фиг.2 видно, что вскоре после начала работы двигателя величина Δϕ падает до нуля, что говорит об очень кратковременном прекращении подачи топлива в камеру сгорания, в то время как индуктивный датчик давления Р_к реагирует на это едва заметным утолщением линии на зависимости Р_к=f(τ). Не реагирует на это и устройство, выполненное по схеме патента США [3].

По сравнению с прототипом [3] предлагаемое устройство позволяет:

1. повысить информативность измерений, по которым судят об основных параметрах двигателя и о его работоспособности за счет того, что вторичный электрод контактирует практически со всей массой продуктов сгорания и в измерительной цепи отсутствует источник электрического тока;

2. увеличить точность определения основных параметров двигателя за счет того, что увеличивается абсолютная величина разности потенциалов Δϕ, так как предлагаемый вторичный электрод интегрирует электрические заряды практически со всей массы продуктов сгорания, а не с пристеночной ее частью;

3. уменьшить стоимость проведения огневых испытаний за счет уменьшения времени работы двигателя на стенде, так как предлагаемое устройство позволяет получать электрический сигнал, являющийся практически безинерционным;

4. на уже существующих стендах с имеющимися барокамерами проводить огневые испытания двигателей с большей тягой за счет уменьшения времени огневой работы двигателей;

5. расширить технологические возможности стендов при определении основных параметров малоразмерных ракетных двигателей.

Изобретение относится к области измерения основных параметров, характеризующих работу малоразмерного ракетного двигателя. Сущность: устройство содержит сопло, несколько электродов. Первичным электродом является стенка сопла. Вторичными являются электроды, расположенные в зоне течения продуктов сгорания и соединенные с измерительной цепью. При этом вторичный электрод установлен за срезом сопла и выполнен в виде конуса с углом у основания большим или равным 45°. Величина диаметра основания конуса больше величины диаметра среза сопла. Технический результат: повышение точности измерения за счет увеличения абсолютной величины разности потенциалов 3 ил.

Устройство для измерения основных параметров малоразрядного ракетного двигателя, содержащее сопло, несколько электродов, первичным из которых является стенка сопла, а вторичным являются электроды, расположенные в зоне течения продуктов сгорания и соединенные с измерительной цепью, отличающееся тем, что, с целью повышения точности измерения за счет увеличения абсолютной величены 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.