стенд огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей

Формула изобретения

Стенд огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей, содержащий бронекамеру с расположенным в ней испытуемым ракетным двигателем, выхлоп которого сообщен с входом в охлаждаемую газодинамическую трубу, имеющую последовательно соединенные конфузорный, цилиндрический, диффузорный участки, газодинамическую установку, с помощью которой происходит охлаждение факела и шумоглушение выхлопных газов, гидрогаситель и выхлопную трубу, отличающийся тем, что на выходе газодинамической трубы установлен кольцевой коллектор, имеющий струйные форсунки, оси которых параллельны оси газодинамической трубы, при этом указанный коллектор соединен с системой газообразного кислорода высокого давления.

Описание изобретения к патенту

Область техники

Изобретение относится к стендам огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей, в частности к стендам, на которых производят огневые испытания жидкостных ракетных двигателей меньшей мощности, чем стенд большой мощности относительно расчетной для газодинамической трубы.

Предшествующий уровень техники

Известен стенд огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей, включающий: бронекамеру, систему отвода продуктов сгорания, состоящую из газоотводной трубы, предназначенной для гашения световой и звуковой струй, и лотка, обеспечивающего охлаждение выхлопной струи (См. Испытания жидкостных ракетных двигателей /Под редакцией В.Я.Левина. М.: Машиностроение, 1981 г., стр.116-118). Это техническое решение принимаем за аналог предлагаемого изобретения.

В конструкции аналога отсутствуют: газодинамическая труба, дожигатель выхлопных газов и не указаны средства, обеспечивающие впрыск кислорода в выхлопную струю жидкостного ракетного двигателя.

Известен стенд для испытания жидкостных ракетных двигателей, состоящий из бронекамеры, газодинамической трубы с системой охлаждения. Стенд включает в себя газодинамический тракт, гидрогаситель продуктов сгорания и трубу рассеивания (См. патент РФ № 2008643, стр.3, МКИ G01M - 15/00 от 28.02.94 г.). Это техническое решение принимаем за прототип предлагаемого изобретения.

Недостатком прототипа является использование жидкого кислорода для дожигания выхлопного газа, а не газообразного кислорода для обогащения спутного потока для дожигания выхлопного газа.

Раскрытие изобретения

Задачей предлагаемого изобретения является создание средств, обеспечивающих доокисление углекислого газа СО и водорода H₂ в выхлопном газе без снижения температуры горения турбулентного слоя в факеле за счет обогащения им спутного потока кислородом.

Эта задача решена за счет того, что в стенде огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей, содержащем бронекамеру с расположенным в ней испытуемым ракетным двигателем, выхлоп которого сообщен с входом в охлаждаемую газодинамическую трубу, имеющую последовательно соединенные конфузорный, цилиндрический, диффузорный участки и охлаждаемый дожигатель с системой впрыска кислорода, при этом на выходе газодинамической трубы установлен кольцевой коллектор, имеющий струйные форсунки, оси которых параллельны оси газодинамической трубы, при этом указанный коллектор соединен патрубком с системой газообразного кислорода высокого давления.

Кроме того, число струйных форсунок выбрано из расчета требуемого обогащения спутного потока газообразным кислородом, обеспечивающим дожигание углекислого газа и водорода в выхлопных газах.

Технический результат от использования предлагаемого изобретения выражается в уменьшении загрязнения окружающей среды выбросами, содержащими окись углерода и водород.

Краткое описание чертежей

На фиг.1 представлена существующая выхлопная система в вертикальном сечении.

На фиг.2 представлен фрагмент фиг.1 в вертикальном сечении.

Пример реализации изобретения

Стенд огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей (Фиг.1) включает бронекамеру 1 с расположенным в нем испытуемым жидкостным ракетным двигателем 2. Стенд также снабжен средствами 3 и 4 для эжектирования атмосферного воздуха в бронекамеру 1 и подачи газообразного азота в нее соответственно. Выхлоп двигателя 2 сообщен с входом в газодинамическую трубу 5 (Фиг.2). Газодинамическая труба 5 снабжена системой охлаждения с патрубками подвода 6 и отвода 7 воды. Газодинамическая труба 5 выполнена в виде последовательно соединенных конфузорного 8, цилиндрического 9 и диффузорного 10 участков. Стенд также содержит газодинамическую установку 11, с помощью которой происходит охлаждение факела 12 и шумоглушение выхлопных газов. За газодинамической установкой 11 (Фиг.1) установлен гидрогаситель 13, в котором происходит гашение кинетической энергии потока парогазожидкостной смеси. Выход гидрогасителя 13 соединен с трубой рассеивания 14.

На начальном участке газодинамической трубы 3 (Фиг.2) в ее внутренней полости установлен кольцевой коллектор 15, снабженный струйными форсунками 16, оси которых параллельны оси газодинамической трубы 5. Кольцевой коллектор 15 предназначен для обогащения газообразным кислородом высокого давления спутного потока 17 сверхзвуковой высокотемпературной струи 18. Число струйных форсунок 16 выбрано из расчета требуемого обогащения спутного потока газообразным кислородом, обеспечивающим дожигание углекислого газа и водорода в выхлопных газах. Подвод газообразного кислорода в кольцевой коллектор 15 осуществляется через обечайку 19 и каналы охлаждения 20. Кольцевой коллектор 15 имеет теплозащитный козырек 21, защищающий его от лучистого теплового потока факела работающего двигателя 2.

Работа устройства

Высокотемпературная сверхзвуковая струя (Фиг 2), истекающая из сопла однокамерного работающего жидкостного ракетного двигателя 2, поступает на вход газодинамической трубы 5. Одновременно в газодинамическую трубу 5 вводится атмосферный воздух через устройство 3 и газообразный азот из устройства 4, эжектируемые из бронекамеры 1 высокотемпературной сверхзвуковой струей 18 работающего двигателя 2. Далее в образовавшийся спутный поток 17 из форсунок 16 кольцевого коллектора 15 вводится газообразный кислород, обогащая указанный поток кислородом. Спутный поток 17 турбулизирует сверхзвуковую высокотемпературную струю двигателя, где в пограничном турбулентном слое факела 12 образуется фронт горения. При течении факела в газодинамической трубе 5 со сверхзвуковой скоростью в системе косых скачков происходит перемешивание водорода Н₂ и окиси углерода СО с газообразным кислородом спутного потока. Турбулентный пограничный слой воспламеняется и образует фронт пламени, где водород Н₂ доокисляется до воды Н₂О, а окись углерода СО - до двуокиси углерода СО₂.

Таким образом, ввод газообразного кислорода в спутный поток сверхзвуковой высокотемпературной струи на входе в газодинамическую трубу позволяет существенно улучшить процесс дожигания окиси углерода и водорода без снижения температуры.

Промышленное применение

Данное изобретение найдет применение в закрытых стендах огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей. Его использование позволяет существенно снизить процентное содержание окиси углерода и водорода в выхлопных газах испытываемых двигателей, что улучшает экологическую обстановку в районе стенда.