стенд для испытания прямоточных воздушно-реактивных двигателей

Формула изобретения

1. Стенд для испытания прямоточных воздушно-реактивных двигателей, содержащий подводящий трубопровод, присоединенный трубопровод, ресивер, стендовое воздухозаборное устройство с патрубками, имитирующими размещение с наветренной и подветренной сторон летательного аппарата (ЛА), и динамоплатформу с силоизмерительным устройством, причем в патрубке, имитирующем расположение с подветренной стороны ЛА, установлен регулируемый дроссель, а ниже по потоку присоединен дренажный патрубок, в котором размещены мерное устройство и регулируемый дроссель.

2. Стенд по п.1, отличающийся тем, что на выходе из дренажного патрубка смонтирован выхлопной эжектор.

3. Стенд по п.1, отличающийся тем, что в патрубках размещены регулируемые элементы.

Описание изобретения к патенту

Предлагаемое изобретение относится к машиностроению, а именно к устройствам, предназначенным для испытаний прямоточных воздушно-реактивных двигателей.

В настоящее время на летательных аппаратах (ЛА) различного назначения находят применение прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД) с боковым воздухозаборным устройством, состоящим из нескольких диффузоров с патрубками. На тягово-экономические характеристики прямоточного двигателя существенное влияние оказывает полнота сгорания топлива в его камере сгорания, которая определяется экспериментально с помощью стендовых испытаний.

Известен стенд для испытания воздушно-реактивных двигателей (Солохин Э.Л. "Испытания авиационных воздушно-реактивных двигателей", М.: Машиностроение, 1975, с.136, фиг.3.19), содержащий подводящий трубопровод, присоединенный трубопровод и динамоплатформу с силоизмерительным устройством. Однако на таком стенде не представляется возможным провести испытания прямоточного воздушно-реактивного двигателя из-за отсутствия стендового воздухозаборного устройства с боковыми патрубками.

Наиболее близким техническим решением, выбранным за прототип, является стенд для испытания прямоточных воздушно-реактивных двигателей, содержащий подводящий трубопровод, присоединенный трубопровод, ресивер, стендовое воздухозаборное устройство с патрубками и динамоплатформу с силоизмерительным устройством (Webster F.F. «Ramjet development testing: which way is riqht?-J. Propulsion. Vol.5, №5, 1989, стр.565-576, фиг.8).

Стенд работает следующим образом. Воздух после подогревателя через подводящий трубопровод, присоединенный трубопровод поступает в стендовый ресивер. Из ресивера воздух подается в стендовое воздухозаборное устройство, состоящее из нескольких патрубков, и далее в камеру сгорания, размещенную на динамоплатформе с силоизмерительным устройством. При проведении испытаний на этом стенде определяется зависимость коэффициента полноты сгорания топлива в камере прямоточного двигателя от температуры торможения поступающего в двигатель воздуха (Т*_в) и коэффициента избытка воздуха (). Однако на этом стенде не представляется возможным определить влияние углов атаки ЛА на полноту сгорания топлива в камере, а следовательно, и на тягово-экономические характеристики (тяга, удельный импульс) двигателя в целом.

Решаемой задачей изобретения является определение полноты сгорания топлива в камере сгорания и тягово-экономических характеристик прямоточного воздушно-реактивного двигателя на различных углах атаки полета ЛА, а также формирование требуемого профиля скоростей, давлений воздушного потока на выходе из воздухозаборного устройства.

Обеспечивается это тем, что в стенде для испытания прямоточных воздушно-реактивных двигателей, содержащем подводящий трубопровод, присоединенный трубопровод, ресивер, стендовое воздухозаборное устройство с патрубками, имитирующими размещение с наветренной и подветренной стороны летательного аппарата (ЛА), и динамоплатформу с силоизмерительным устройством, в патрубке, имитирующем расположение с подветренной стороны ЛА, установлен регулируемый дроссель, а ниже по потоку присоединен дренажный патрубок, в котором размещены мерное устройство и регулируемый дроссель.

На выходе из дренажного патрубка смонтирован выхлопной эжектор.

В патрубках размещены регулируемые элементы.

На фиг.1 изображена схема предлагаемого стенда для испытания прямоточных воздушно-реактивных двигателей, на фиг.2 - схема дренажного патрубка, на выходе из которого смонтирован выхлопной эжектор.

Заявляемый стенд для испытания прямоточных воздушно-реактивных двигателей состоит из подводящего трубопровода 1, присоединенного трубопровода 2, ресивера 3, стендового воздухозаборного устройства с патрубками 4, в которых размещены мерные устройства 5, динамоплатформы 6 с силоизмерительным устройством 7, установленной на гибких лентах 8. В каждом патрубке стендового воздухозаборного устройства, имитирующего расположение патрубка летного варианта воздухозаборного устройства с подветренной стороны ЛА, размещен регулируемый дроссель 9 с приводом 10 и датчиком угла поворота (перемещения) 11, а ниже по потоку присоединен дренажный патрубок 12, в котором размещены мерное устройство 13 и регулируемый дроссель 14 с приводом 15 и датчиком угла поворота 16. На динамоплатформе с помощью опоры 17 закреплен испытываемый двигатель, состоящий из топливного бака (твердотопливного газогенератора) 18, камеры сгорания 19 с входными патрубками 20 и сопла 21. На выходе из дренажного патрубка смонтирован выхлопной эжектор 22 с коллектором 23 и трубопроводом 24. В патрубках размещены регулируемые элементы (например, интерцепторы) 25.

Стенд работает следующим образом. Нагретый после подогревателя воздух через подводящий трубопровод 1, присоединенный трубопровод 2 поступает в ресивер 3. Из ресивера воздух подается в стендовое воздухозаборное устройство, в каждом патрубке 4 которого размещено мерное устройство 5, выполненное, например, в виде критического расходомерного сопла. Из стендового воздухозаборного устройства воздух через входные патрубки 20 поступает в камеру сгорания 19 прямоточного двигателя. Из топливного бака (твердотопливного газогенератора в случае ракетно-прямоточного двигателя) 18 в камеру сгорания подается топливо, где оно смешивается и сгорает. Продукты сгорания выбрасываются в окружающую среду через сопло 21.

При нулевых значениях угла атаки ЛА ( _ат=0) регулируемый дроссель 9 в патрубке 4 занимает нейтральное положение с максимальной величиной проходного сечения, что соответствует максимальному расходу воздуха, соответствующему заданным условиям полета (число М, высота полета). При этом регулируемый дроссель 14 в дренажном патрубке 12 закрыт. Для получения одинаковых гидравлических характеристик при угле атаки _ат=0 в патрубках, имитирующих расположение с наветренной стороны ЛА, целесообразно разместить имитаторы регулируемого дросселя в нейтральном положении.

При небольших углах атаки (углах скольжения) регулируемый дроссель поворачивается (перемещается) и перекрывает часть проходного сечения патрубка 4, имитирующего расположение с подветренной стороны ЛА, что приводит к снижению расхода воздуха через этот патрубок.

При этом расход воздуха через патрубки, имитирующие расположение с наветренной стороны ЛА, может возрастать (изменяться) вследствие подтормаживания набегающего потока воздуха корпусом ЛА. Соответствующее увеличение расхода воздуха через эти патрубки получают, например, путем требуемого изменения полного давления в присоединенном трубопроводе 2, обеспечиваемого с помощью регулируемого стендового дросселя (шибера), размещенного на линии подводящего трубопровода 1 (не показанного на фиг.1).

При больших углах атаки регулируемый дроссель 9 полностью перекрывает проходное сечение патрубка 4, что приводит к прекращению поступления воздуха в камеру сгорания через этот патрубок.

При очень больших (предельных) углах атаки - при закрытом положении дросселя 9 - открывается регулируемый дроссель 14 на дренажном патрубке 12 и при необходимости включается выхлопной эжектор 22 с помощью подачи эжектирующего газа по трубопроводу 24 в коллектор 23. С помощью регулирования подачи эжектирующего газа получают необходимое разряжение на выходе из дренажного патрубка 12, которому соответствует определенный расход продуктов сгорания из камеры сгорания в атмосферу при полете ракеты на предельных углах атаки.

Формирование требуемого профиля скоростей, давлений воздушного потока на выходе из патрубков 20 (на входе в камеру сгорания) получают с помощью соответствующего перемещения (поворота) регулируемых элементов 25, размещенных в патрубках.

Техническим результатом является то, что предлагаемый стенд позволяет определять параметры камеры сгорания и прямоточного двигателя (полнота сгорания топлива, тяга, удельный импульс) при имитации полета ЛА с различными углами атаки (углами скольжения). При заданном угле атаки соответствующий расход воздуха через патрубок воздухозаборного устройства, расположенный с подветренной стороны, определяется экспериментально или с помощью расчетов.

Размещение на выходе из дренажного патрубка выхлопного эжектора позволяет определять на стенде характеристики рабочего процесса прямоточного воздушно-реактивного двигателя (в первую очередь, полноту сгорания топлива) на предельно высоких (околосрывных) углах атаки.

Размещение в патрубках регулируемых элементов (интерцепторов и др.) позволяет получить требуемый по условиям полета ЛА профиль скоростей, давлений воздушного потока на выходе из воздухозаборного устройства и, таким образом, определить влияние на характеристики работы двигателя на стенде не только углов атаки ЛА, но и параметров воздушного потока.

При возрастании угла атаки ЛА из-за значительного (в несколько раз) снижения расхода воздуха через патрубки воздухозаборного устройства, расположенные с подветренной стороны, в камере сгорания прямоточного двигателя изменяется газодинамическая структура течения. В этих условиях актуальной проблемой является обеспечение эффективного рабочего процесса в камере сгорания. В настоящее время испытания ЛА с работающим прямоточным двигателем на разных углах атаки проводят в сверхзвуковом воздушном горячем потоке, вытекающем из сопла, что требует создания громоздкого стендового оборудования с большими расходами воздуха.

В процессе испытаний прямоточного двигателя на предлагаемом стенде с имитацией углов атаки ЛА открываются возможности выбора наиболее рационального размещения форсунок (сопловых отверстий на газораспределительной головке) для получения наиболее высоких параметров рабочего процесса во всем диапазоне полетных условий.

При исследовании влияния углов атаки (а также углов скольжения) на характеристики двигателя получается значительный экономический эффект по сравнению с испытаниями в свободной струе по причине минимальных расходов воздуха, поскольку предлагаемый стенд выполнен по схеме с присоединенным трубопроводом.