Результат интеллектуальной деятельности: Способ измерения массы газа при работе ракетного двигателя малой тяги в режиме одиночных включений, в импульсных режимах и устройство для его реализации

Настоящее изобретение относится к области измерения газообразных водорода Н₂ и кислорода O₂ при огневых испытаниях на стендах ракетных двигателей малых тяг (РДМТ), которые применяются в качестве исполнительных органов систем управления объектов ракетно-космической техники и которые работают большую часть времени либо в режимах одиночных включений, либо в импульсных режимах. При этом длительность минимального импульса РДМТ составляет примерно 0,05 с, а максимальная частота включений двигателя по порядку величины может составлять примерно 20 Гц.

Особенно эффективны такие РДМТ в составе двигательных установок космических аппаратов с применением электролиза воды, который позволяет получать на борту газообразные водород и кислород и использовать их в качестве топлива для двигателей малых тяг.

Известны расходомеры, работающие на различных физических принципах, применяемых, в основном, для измерений массы газообразных компонентов топлива на длительных непрерывных режимах (В.И. Монахов. Измерение расхода и количества жидкости, газа и пара. Госэнергоиздат, Москва, Ленинград, 1962 г. Стр. 4-7). Такие расходомеры не пригодны для измерений массы газообразных компонентов топлива при работе РДМТ в импульсных режимах.

Наиболее близким к заявляемому техническому решению являются расходомеры, принцип действия которых основан на измерении перепада давлений, создаваемого при течении газа на каком-либо сужающемся устройстве, установленном внутри канала (В.И. Монахов. Измерение расхода и количества жидкости, газа и пара. Госэнергоиздат, Москва, Ленинград, 1962 г. Стр. 4-7. Кремлевский, П.П. Расходомеры [текст] / П.П. Кремлевский; Машгиз - М.-Л., 1964. - 656 с. Стр. 75-83).

Недостатком этого устройства является необходимость измерять перепад давлений в течение короткого времени, соизмеримого с длительностью импульса РДМТ, что технически практически невыполнимо.

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является разработка способа и устройства для измерения массы газов при огневых испытаниях ракетных двигателей малых тяг при работе в режиме одиночных включений и импульсных режимах.

Техническим результатом является перевод процесса импульсных измерений в стационарные, что приводит к увеличению точности определения параметров в режиме одиночных включений и импульсных режимах работы РДМТ.

Данная задача решается за счет того, что способ измерения массы газа при работе ракетного двигателя малой тяги в режиме одиночных включений и в импульсных режимах, заключающийся в измерении перепада давлений, само измерение перепада давлений осуществляют между изолированными от общей пневмогидравлической системы эталонной и, по меньшей мере, одной рабочей емкостями, причем перед испытанием двигателя открывают все электропневмоклапаны, кроме электропневмоклапана двигателя и заправляют емкости, затем все электропневмоклапаны закрывают, перед пуском двигателя открывают электропневмоклапаны, связывающие, по меньшей мере, одну рабочую емкость с двигателем, запускают двигатель, после проведения одиночного включения или импульсного режима при условии стабилизации параметров в, по меньшей мере, одной рабочей емкости, измеряют перепад давлений между, по меньшей мере, одной рабочей и эталонной емкостями, затем определяют массу газа по соотношению Δm=(μVΔp)/(RT), где μ - молярная масса газа, V - объем, по меньшей мере, одной рабочей емкостей, Δр - перепад давлений между, по меньшей мере, одной рабочей и эталонной емкостями, R - универсальная газовая постоянная, Т - температура рабочего тела.

Также задача решается и за счет того, что устройство для измерения массы газа при работе ракетного двигателя малой тяги в режиме одиночных включений и в импульсных режимах, состоящее из датчика перепада давлений, электропневмоклапанов, датчика давления и термопар, включает, как минимум, две емкости с рабочим телом - эталонную и, по меньшей мере, одну рабочую, каждая из которых установлена с возможностью изоляции от общей пневмогидравлической системы с помощью электропневмоклапанов, причем в каждой из них установлена термопара, а датчик перепада давлений установлен между эталонной и рабочей, по меньшей мере, одной емкостями.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором изображены: электропневмоклапан 1, эталонная емкость 2, электропневмоклапан 3, электропневмоклапан 4, датчик перепада давлений 5, рабочая емкость 6, электропневмоклапан 7, электропневмоклапан 8, термопара 9, рабочая емкость 10, электропневмоклапан 11, термопара 12, электропневмоклапан 13, датчик давления на входе в двигатель 14, термопара на входе в двигатель 15, электропневмоклапан двигателя 16, ракетный двигатель 17.

На чертеже приводится схема только для одного компонента топлива, для другого компонента топлива схема аналогичная. Количество рабочих емкостей может быть любым, их число определяется диапазоном измеряемых масс газа.

Работает устройство следующим образом. Перед испытанием ракетного двигателя малой тяги осуществляется заправка устройства соответствующим количеством топлива через электропневмоклапан 1 при открытых электрогшевмоклапанах 1, 3, 4, 7, 8, 11, 13. Контроль давления осуществляется датчиком давления 14. Контроль температуры осуществляется термопарами 9 и 12. После заправки топливом электропневмоклапаны закрываются.

Для пуска двигателя открываются электропневмоклапаны 4 и 7, 8 (при необходимости открывается электропневмоклапан 11 и другие - по числу рабочих емкостей), открывается также электропневмоклапан двигателя 16. После выключения двигателя 17 закрываются электропневмоклапаны 8, 11, 16. Затем следует выдержка, длительность которой определяется стабилизацией температуры в емкостях 6, 10 по показаниям термопар 9, 12 (измеренные значения температуры в каждой из емкостей не должны отличаться на величину Δt≤1°С). После этого снимают показания датчика перепада давлений 5 и определяют массу газообразного компонента, прошедшего через двигатель за импульс или серию импульсов, время которого определяют по компьютерной записи. Массовый расход газообразного компонента топлива за импульс в серии импульсов рассчитывают.