Методология оценки надежности стендовых систем при испытаниях жидкостных ракетных двигателей малой тяги

Полный текст

Введение

Жидкостные ракетные двигатели малой тяги (ЖРДМТ) в настоящее время широко используются в системах управления движением космических аппаратов (КА). Они обеспечивают ориентацию, коррекцию и стабилизацию КА в полете, а также создают необходимые импульсные перегрузки при запуске двигательных установок разгонных блоков, осуществляющих вывод космических аппаратов на заданные орбиты [1; 2].

ЖРДМТ представляют особый класс жидкостных ракетных двигателей. Эта особенность выражается габаритными и массовыми характеристиками, спецификой смесеобразования и процессов горения в камере двигателя, отсутствием (в большинстве случаев) активного охлаждения элементов двигателя. Применение микродвигателей в качестве управляющих исполнительных органов систем ориентации и стабилизации предъявляет жесткие требования к их конструкции и характеристикам, поскольку каждый двигатель становится звеном системы управления и, как исполнительное звено, описывается передаточной функцией между командным электрическим сигналом и развиваемым управляющим усилием [3; 4].

Конструкция ЖРДМТ предусматривает многократное включение двигателя с различной продолжительностью (от нескольких сотых секунды до секунд) и частотой включений при обеспечении требований к высокой экономичности по расходу компонентов топлива. Экономичность этих двигателей непосредственно сказывается на массе топлива, запасенного на борту космического летательного аппарата (КЛА) для управления, и влияет на его массовые характеристики.

Важной особенностью ЖРДМТ является большое общее число циклов работы (до миллиона включений) при сроках эксплуатации в автономном режиме в составе КЛА на орбите 10 лет и более.

Характерным отличием ЖРДМТ является нестационарность режима его работы. При увеличении тяги двигателя во время выхода его на режим и при уменьшении тяги в момент выключения процессы смесеобразования, горения и истечения происходят в нерасчетных условиях, экономичность двигателя существенно снижается. Удельный импульс на таких режимах ниже, чем на непрерывном: I_уи < I_ун; снижение его может достигать 50 % [4; 5].

Специфика условий эксплуатации устанавливает повышенные требования к сохранению энергетических характеристик при изменении в широких диапазонах значений входных давлений и температур компонентов ракетного топлива, так как подача топлива к ним осуществляется по вытеснительной схеме, т. е. за счет давления, создаваемого в расходных баках двигательной установки КА.

Следует отметить, что для достижения требуемых показателей надежности ЖРДМТ необходимо обеспечить проведение стендовых испытаний создаваемых двигателей на основных этапах проектных и опытно-конструкторских работ, а также при серийном производстве изделий.

Постановка задачи исследования

В процессе экспериментальной отработки ЖРДМТ большое внимание уделяется вопросам методологии стендовых испытаний, техническому оснащению стендов, имитирующих воздействие физических условий космического пространства, а также применению диагностических методов и аппаратуры для проведения различных физических исследований и измерений.

Аттестованные методика испытаний ЖРДМТ и испытательное оборудование должны гарантировать получение результатов испытаний с требуемыми точностными характеристиками и обеспечивать воспроизведение необходимых условий испытаний с нормированной точностью [3; 6].

Методы и средства метрологического обеспечения испытаний, включая измерения параметров испытуемого двигателя, воздействующих факторов, испытательного оборудования и режимов испытаний, должны обеспечивать получение результатов испытаний с требуемой точностью и достоверностью.

Поскольку количество испытаний ЖРДМТ в натурных условиях эксплуатации (летных испытаниях) весьма ограничено, а в большинстве случаев вообще исключается вследствие их высокой стоимости, поэтому следует добиваться предельной эффективности их наземной отработки. Эффективность наземной (стендовой) отработки обеспечивается имитацией условий натурных испытаний и учетом влияния всех эксплуатационных факторов, влияющих на достоверность оценки показателей надежности при конструкторской отработке в наземных условиях. Особое место в вопросах обеспечения эффективности испытаний занимают требования по обеспечению точности и достоверности результатов испытаний.

К стендам для огневых испытаний ЖРДМТ предъявляются специфические требования, основные из которых: достижение степени соответствия высотных условий (разряжения окружающей среды); создание идентичности или динамического подобия характеристик систем питания ЖРДМТ компонентами топлива, включая соответствие инерционных, волновых и гидравлических характеристик питающих магистралей; обеспечение соответствия законов изменения входных давлений в двигатель, давлений в камере сгорания; обеспечение в заданных пределах значений температуры компонентов топлива (как отрицательных, так и положительных).

Кратковременность, повышенная опасность и высокая стоимость огневых испытаний ЖРД обуславливают особые требования к уровню надежности систем стенда [7; 8].

При определении показателей надежности систем стенда возникает необходимость введения таких характеристик, как выходной эффект системы и качество функционирования. При этом выходным эффектом следует считать полезный результат, полученный при эксплуатации системы за данный интервал времени, а характеристикой качества функционирования – количественную оценку качества функционирования системы в определенном ее состоянии при выполнении данной задачи.

В результате отказов некоторых элементов сложной стендовой системы ухудшается качество функционирования и соответственно снижается вероятность успешного выполнения в данный момент времени определенных функций, определяющих выходной эффект системы.

Поэтому задача оценки надежности систем стенда для огневых испытаний РД сводится к выяснению влияния отказов элементов на качество функционирования и выходной эффект каждой системы [9].

Теоретические факторы обеспечения надежности стендовых систем

На первом этапе определения показателей надежности системы необходима четкая формулировка целей и задач, стоящих перед данной системой, которые целесообразно пронумеровать в порядке важности (j = 1,2…, где m – общее число задач). Далее с учетом конкретной специфики сложную систему следует расчленить на элементы и элементам присваивать номера (i = 1,2…, где n – общее число элементов) [9].

Математическую модель функционирования системы представим изменяющимся во времени вектором $\overline{\mathrm{Z}}\left(\mathrm{y}\right)$.

Тогда в целом состоянии системы можно описать следующим выражением:

$\overline{\mathrm{Z}}\left(\mathrm{y}\right)=$$\left[\begin{array}{c}{\text{X}}_{\text{1}}\left(t\right)\\ ⋮\\ {\text{X}}_{\text{n}}\left(t\right)\\ {\text{Y}}_{\text{1}}\left(t\right)\\ ⋮\\ {\text{Y}}_{\text{m}}\left(t\right)\end{array}\right]$,

где X_i(t) – состояние каждого элемента, принимающее значения: 1, если i-й элемент работоспособен; 0, если i-й элемент работоспособен; Y_i(t) – потребность в выполнении каждой j-й задачи, при этом принимается: 1, если есть потребность в выполнении задачи; 0, если такая потребность отсутствует.

Характеристика качества функционирования определяется как случайная функция F_z(t) = F$\left[\overline{\mathrm{Z}}\left(\mathrm{y}\right)\right]$, которая так же, как и вектор $\overline{\mathrm{Z}}$(y), изменяется во времени. Математическое ожидание случайной функции F_z(t) в момент времени t выступает показателем качества функционирования системы

$\text{K(t)}={\text{MF}}_{\text{Z}}\text{(t)}$.

В работоспособном состоянии системы стенда все компоненты вектора $\overline{\mathrm{Z}}\left(\mathrm{y}\right)$, описывающие состояния элементов системы, равны единице.

Очевидно, что каждой реализации случайной функции F_z(t)  соответствует выходной эффект W_z[0, t] как полезный результат эксплуатации системы в рассматриваемом интервале времени [0, t]. Показателем выходного эффекта системы стенда следует считать математическое выражение:

$U[0, t] = M·W\left[t\right].$

Рассчитывая для идеальной (абсолютно безотказной) системы показатели K₀(t)°  и U₀[0, t], определим надежность стендовых систем как отношение показателей качества функционирования и выходного эффекта реальной системы к соответствующим показателям и идеальной:

$P\left(t\right)=\raisebox{1ex}{$K\left(t\right)$}\!\left/ \!\raisebox{-1ex}{$K_{.0}\left(t\right) $}\right., P\left(t\right)=\raisebox{1ex}{$U\left(\mathrm{0,}t\right)$}\!\left/ \!\raisebox{-1ex}{$U_{.0}\left(\mathrm{0,}t\right)$}\right.$.

К наиболее значимым элементам, определяющим надежность и достоверность полученных при огневых испытаниях ЖРДМТ результатов, следует отнести давление окружающей среды, динамические процессы в топливных магистралях стенда и текущее значение тяги и характер ее изменения во времени.

Большинство ЖРДМТ работают при очень низких давлениях окружающей среды, и следовательно, значительный объем испытаний при их отработке следует проводить на стендах, оборудованных вакуумными системами. При определении тяговых характеристик и характеристик по удельному импульсу в вакуумной камере (с установленным в ней на испытания двигателем) обеспечивается заданное значение давления для безотрывного истечения газа из сопла.

Динамические процессы, возникающие в топливных магистралях подачи компонентов топлива, зависят от многих факторов, определяемых свойствами компонентов топлива, пневмогидросхемой и циклограммой работы ЖРДМТ. Известно [10], что характер динамических процессов в магистралях оказывает существенное влияние на параметры двигателя, что для ЖРДМТ является особо актуальным, так как работа в импульсных режимах, вызывающих динамические процессы, является одной из наиболее типичных особенностей работы таких двигателей. Поэтому для достоверного определения характеристик двигателя во время испытаний необходимо обеспечить соответствие динамических процессов, возникающих в стендовых магистралях, процессам, возникающим в подводящих топливных магистралях в двигательных установках (ДУ) с ЖРДМТ.

Технологические средства испытаний

На основании анализа результатов проведенных исследований разработаны рекомендации по составу технологического и измерительного оборудования стендов для испытаний ЖРДМТ с имитацией высотных условий. В состав такого стенда входят: барокамера, вакуумные насосы, система измерения вакуума и параметров двигателя, системы управления двигателем и элементами стенда [10].

Барокамеру и комплект вакуумного оборудования выбирают исходя из условий работы испытуемых двигателей, давления и температуры в барокамере, требуемой производительности стенда и др.

Заданные условия проведения испытаний должны однозначно определять технические характеристики испытательного стенда, в том числе барокамеры и вакуумного оборудования. При проведении испытаний ЖРДМТ в импульсных режимах давление в барокамере стендав конце серии импульсов не должно превышать величины давления, при котором может произойти отрыв газового потока от стенки сопла двигателя.

Перед началом огневых испытаний требуемое остаточное давление (вакуум) в термобарокамере создается каскадом вакуумных насосов, формируемым определенным набором механических, паромасляных и других типов насосов. Номенклатура набора определяется требованием обеспечения давления в барокамере, близкого к нижнему Р_н пределу.

В интервале (0, t₁) система находится в равновесном состоянии, которое обеспечивается работающими вакуумными насосами, число которых может составлять некоторую долю от всех вакуумных насосов испытательного стенда [11; 12]. Это число определяется степенью герметичности барокамеры или уровнем натекания атмосферной среды в барокамеру. В барокамере поддерживается уровень давления, близкий к нижнему Р_н допустимому пределу. В момент t₁ производится запуск двигателя.

В интервале (t₁, t₁) при работающем двигателе в барокамеру поступают продукты сгорания. Обозначив суммарный массовый секундный расход компонентов топлива $\stackrel{\mathit{·}}{\mathit{m}}{\dot{}}_{\Sigma }\left(t\right)$ запишем выражение для определения массы продуктов сгорания, поступивших в барокамеру за время работы двигателя,

$M_{\Sigma }={\int }_{t_1}^{t_2}{\dot{m}}_{\Sigma }\left(t\right)dt$.

Принимая с некоторым допущением газовую смесь в виде смеси идеальных газов, запишем уравнение состояния для момента времени t₂, когда двигатель выключается,

 $P_{\text{a}}{V}_{\text{бар}}=M_{\text{бар}}{R}_{\text{пс}}{T}_{\text{бар}}$,

где R_пс  – газовая постоянная, T_бар – температура газовой смеси, M_бар – масса продуктов сгорания, находящаяся в барокамере при работе с вакуумным насосом.

Из этого уравнения находим выражение для расчета оптимального значения объема барокамеры:

$V_{\text{бар}}=\frac{M_{\text{бар}}{R}_{\text{пс}}{T}_{\text{бар}}}{P_{\text{в}}}$.

Существенным недостатком полученной формулы является принятое предположение о том, что функциональная зависимость расхода компонентов топлива известна, в то время как на практике это не всегда имеет место. Такие зависимости могут быть получены только путем проведения ряда испытаний с достаточной степенью достоверности, при этом можно выполнить оценку оптимального объема барокамеры по известным статистическим значениям параметров, влияющих на данный объем. Такими параметрами являются: средние значения суммарного расхода компонентов топлива и производительности вакуумной системы  в интервале допустимых давлений в барокамере от Р_в до Р_н.

При оценке динамических характеристик ЖРДМТ, работающих в импульсных режимах, возникающие в тягоизмерительном устройстве (ТИУ) силы инерции могут вносить существенные погрешности при оценке параметров, определяющих динамические характеристики [13]. Погрешность измерения этих параметров возрастает, когда частота импульсного режима испытываемого ЖРДМТ находится в диапазоне собственной частоты ТИУ ввиду проявления эффекта резонанса. Поэтому при создании ТИУ необходимо обеспечивать значительное превышение собственной частоты f_тиу над частотой импульсного режима  f.

Согласно известным рекомендациям, отношение этих частот должно составлять не менее 25–30, т. е. f_тиу = (25–30)·f, что обеспечивает минимизацию погрешности измерения. Так как по статистике частота f импульсного режима ЖРДМТ не превышает 2 Гц, с учетом условия  f_тиу = (25–30)·f проектное предельно допустимое значение собственной частоты колебаний подвижных частей ТИУ f_0пр = 60 Гц.

Импульсные режимы работы ЖРДМТ инициируют в трубопроводах неустановившиеся (низкочастотные) процессы движения компонентов топлива. Оптимизация процессов огневых испытаний ЖРДМТ требует решения задачи по обеспечению динамического подобия характеристик систем питания двигателя компонентами топлива на стенде и в двигательной установке, в том числе соответствие гидравлических инерционных и волновых характеристик питающих магистралей [14].

Для исключения явления резонанса, вызывающего негативные (с точки зрения подобия) нестационарные процессы, собственная частота магистралей f₀ должна значительно отличаться от частоты вынужденных колебаний, возбуждаемых импульсным режимом работы испытываемого ЖРДМТ. Можно принять следующую зависимость частоты f₀ и максимальной частоты вынужденных колебаний f_{дв max}  с учетом коэффициента запаса:

$f_0 \ge n_{\mathrm{ДВ} \max }$,

где n – коэффициент запаса устойчивости, который определяется опытным путем на основании результатов стендовых испытаний ЖРДМТ. С учетом рекомендаций [14; 15] при разработке методики испытаний принимаем n = 10.

Таким образом, длина стендовой магистрали должна быть такова, чтобы ее собственная частота не менее чем в 10 раз превышала максимальную частоту импульсного режима ЖРДМТ при испытаниях.

Повышение точности измерений и достоверности результатов испытаний

Оценка точности измерений необходима на этапах планирования, проведения стендовых испытаний и анализа результатов испытаний ЖРД [16]. Определение погрешности измерений параметров при стендовых испытаниях является важной составляющей отработки изделия в целом.

Особые значения уделяются определению и оценке инструментальных погрешностей, которые обусловлены погрешностью применяемых средств измерения. Проведен анализ инструментальных погрешностей измерения параметров на установившихся режимах работы при проведении испытаний двигателей. Сформулированы следующие основные задачи методики расчета данных погрешностей:

Исходными данными для расчета погрешностей являются метрологические характеристики средств измерения и датчико-преобразующей аппаратуры, применяемых при испытании изделий, а также программа испытаний и технические условия на проведение испытаний.

Давление установившихся параметров при испытаниях двигателя измеряется первичными измерительными приборами (датчиками) давления различных принципов действия (индуктивные, вибрационно-частотные, потенциометрические, тензометрические и др.). При использовании индуктивных датчиков давления, предварительно осуществляется градуировка в составе стенда с числом проверяемых точек в диапазоне измерения. Результатом такой градуировки является зависимость:

$P_i=A_0+A_1\Delta U_i+A_2\Delta U_i^2+A_3\Delta U_i^3$,

где А₀, А₁, А₂, А₃ – коэффициенты уравнения, рассчитанные по методу наименьших квадратов, ΔU_i –  девиация выходного сигнала измерительного канала датчика:

$\Delta U_i=(U_i^{}-U_0^{})$,

где U_i –  показания регистратора в текущей точке измерения; U₀ – показания регистратора в нулевой точке.

Инструментальная погрешность измерения давления определяется по выражению:

$\delta P_{И}=\frac{P_{\max }}{P_{\text{ож}}}\delta P_{\text{осн}}$,

где Р_max – верхний предел измерения датчиком, Па; Р_ож – ожидаемое значение давления, данная величина заложена предварительной программой на испытание; δР_осн  – основная погрешность измерительного канала давления, полученная в результате предварительно проведенной градуировки:

$\delta P_{\text{осн}}={\delta }_{\text{сл}}+{\delta }_{\text{пр}}+{\delta }_{\text{пр.рег}}+{\delta }_{\text{эт}}$,

где δ_сл – случайная погрешность датчика, полученная при градуировке; δ_пр – основная погрешность промежуточного преобразователя; δ_пр.рег – основная погрешность преобразователя-регистратора; δ_эт – погрешность рабочего эталона. Инструментально-приведенная погрешность измерительного канала давления вибрационно-частотными, потенциометрическими и тензометрическими датчиками рассчитывалась по формуле

$\delta P_{\text{И}}=\frac{P_{\max }}{P_{\text{ож}}}\left({\delta }_{\text{ПИП}}+{\delta }_{\text{пр.рег}}\right)$,

где δ_ПИП – систематическая погрешность применяемого средства измерения. При измерении давления несколькими дублирующими равноточными измерительными каналами погрешность определялась по выражению

$\delta {P^{\text{'}}}_{И}=\frac{\delta P_{И}}{\sqrt{K}}$,   К = (2–4).

Одной из сложных проблем испытаний двигателя является определение силы тяги двигателя, так как испытания проводятся в барокамере [17]. Сила тяги в пустоте (барокамере) определяется косвенным методом по результатам прямых измерений силы, давления в камере сгорания, атмосферного давления, остаточного давления в барокамере, геометрических размеров площади среза сопла и критического сечения. Прямое измерение силы осуществляется с помощью силоизмерительного устройства (СИУ), оснащенного приборами виброчастотного, резистивного принципа действия [18]. Выходной сигнал с СИУ подается на промежуточную преобразующую аппаратуру и далее – на преобразователь-регистратор. Измерение давления в барокамере осуществляется датчиками давления. Площади сечения критического сечения и среза сопла известны из паспорта двигателя. Сила тяги в рамках стенда определяется по выражению:

$P_{\text{П}}=P+R_{\text{ДОП}}$,

где Р – сила тяги, измеренная силоизмерительным устройством; R_ДОП – дополнительная сила тяги изделия, зависящая от остаточного давления R_ДОП = F_А ∙P_Н, где F_А – площадь выходного сечения, P_Н – остаточное давление в барокамере. Силоизмерительное устройство проходит градуировку не менее чем по трем циклам «нагрузка-разгрузка», результаты заносятся в паспорт СИУ. После проведения испытаний изделия, для контроля градуировочной характеристики проводится еще один цикл «нагрузка–разгрузка». Инструментальная погрешность измерения силы тяги изделия в пустоте рассчитывается из погрешности прямого измерения значения силы тяги СИУ и погрешности дополнительного значения силы тяги, зависящей от остаточного давления в барокамере. Инструментальная приведенная погрешность измерительного канала прямого измерения силы СИУ:

$\delta R_{\text{И}}=\frac{P_{\max }}{P_{\text{ож}}}{\left({\delta }_{С\text{иу}}\right)}_{\text{осн}}$,

где Р_max – верхний предел измерения силы тяги; Р_ож – ожидаемое значение силы тяги; (δ_Сиу)_осн – основная погрешность измерительного канала силы СИУ, полученная при градуировке:

${\left({\delta }_{Сиу}\right)}_{\text{осн}}={\left({\delta }_{С\text{иу}}\right)}_{\text{сл}}+{\delta }_{\text{пр}}+{\delta }_{\text{пр.рег}}+{\delta }_{\text{эт}}$,

где (δ_Сиу)_сл – случайная погрешности СИУ, полученная при градуировке; δ_пр – основная погрешность промежуточного преобразователя; δ_пр.рег – основная погрешность преобразователя-регистратора; δ_эт – погрешность рабочего эталона.

В свою очередь, инструментальная погрешность дополнительной составляющей силы тяги R_ДОП обусловлена погрешностью измерения выходного сечения сопла и погрешностью измерения остаточного давления в барокамере.

На стенде создаются дублирующие системы расчета силы тяги изделия, при этом используется измеренное значение давления в камере сгорания, коэффициент тяги в пустоте и площадь критического сечения. Этот метод доступен в случае известного коэффициента тяги в пустоте, который определяется из результатов значений СИУ предыдущих испытаний [19].

Оценка инструментальной погрешности измерения массовых расходов компонентов топлива зависит от режимов испытаний и может измеряться различными способами. В случае непрерывной работы двигателя расход измеряется 2–3 последовательно установленными в магистраль трубопровода турбинными датчиками расхода (ТДР) c объемными значениями расхода и последующим пересчетом на массовый расход, или массовыми измерителями расхода кориолисового типа. Градуировка датчиков осуществляется на воде. Инструментальная приведенная погрешность определяется по формуле

$\delta G_{\text{И}}=\frac{q_{\max }}{q_{\text{ож}}}\left(\frac{{\delta }_{\text{ТРД}}}{\sqrt{K}}+{\delta }_{\text{пр.рег}}\right)+{\delta }_{р}$,

где q_max – верхний предел измерения объемного расхода; q_ож – ожидаемый расход компонента при испытании; δ_ТРД – наибольшая основная погрешность одного из датчиков расхода, полученная при градуировке; К – количество датчиков расхода;  δ_пр.рег – основная погрешность преобразователя-регистратора; δ_р – относительная погрешность плотности компонента.

Температура при испытаниях измеряется термометрами, которые по своему назначению подразделяются на поверхностные и средовые, а по принципу действия – на термометры сопротивления и термопары (термоэлектрические термометры). Абсолютная погрешность измерения термометром сопротивления:

$\Delta t_{\text{И}}=\Delta t_{\text{Т.С.}}+\Delta t_{\text{пр.рег}}$,

где Δt_Т.С. – абсолютная погрешность термометра сопротивления; Δt_пр.ре– абсолютная погрешность измерения температуры преобразователем-регистратором. Аналогичным образом рассчитывается погрешность при определении инструментальной погрешности измерений термопарой.

Измерение крутящих моментов целесообразно проводить датчиком типа ДКМ-1, который предварительно проходит градуировку в составе стенда, инструментальная погрешность рассчитывается по формуле

${\left({\delta }_{\text{кр}}\right)}_{\text{И}}=\frac{M_{\text{кр.max}}}{M_{\text{кр.ож}}}\left({\delta }_{\text{кр.осн}}\right)$,

где М_кр.max – верхний предел измерения крутящего момента; М_кр.ож – ожидаемый крутящий момент, где (δ_кр.осн) – основная погрешность, полученная при градуировке датчика, рассчитывается по формуле

${\left({\delta }_{\text{кр}}\right)}_{\text{осн}}={\left({\delta }_{\text{кр}}\right)}_{\text{сл}}+{\delta }_{\text{пр}}+{\delta }_{\text{пр.рег}}+{\delta }_{\text{изм.г.в}}+{\delta }_{\text{эт}}$,

где (δ_кр)_сл – случайная погрешность датчика крутящего момента, полученная при градуировке; δ_пр – основная погрешность промежуточного преобразователя; δ_пр.рег – основная погрешность преобразователя-регистратора; δ_изм.г.в – основная погрешность измерения геометрических величин плеча; δ_эт – погрешность рабочего эталона.

Углы поворота вала электропривода обычно измеряются штатным потенциометром, при этом инструментальная погрешность измерения углов поворота вала электропривода рассчитывается по формуле

$\delta {\alpha }_{\text{И}}=\frac{{\alpha }_{\max }}{{\alpha }_{\text{ож}}}\left({\delta }_{\text{эл.пр}}+{\delta }_{\text{Л}}+{\delta }_{\text{пр.рег}}\right)$,

где α_max – верхний предел измерения углов поворота вала электропривода; α_ож – ожидаемое значение углов поворота вала электропривода; δ_эл.пр –  основная погрешность потенциометра поворота вала электропривода; δ_Л – относительная погрешность потенциометра от величины люфта вала электропривода; δ_пр.рег – основная погрешность преобразователя-регистратора.

Научно обоснованная и экспериментально проверенная методика оценки точности измерений способствует достоверности результатов испытаний [20].

Заключение

На основании теоретических и экспериментальных исследований разработана методология оценки надежности стендовых систем при испытаниях жидкостных ракетных двигателей малой тяги. Представлена в общем виде методика оценки частотных характеристик стендовых гидравлических магистралей. С учетом результатов испытаний ЖРДМТ разработаны рекомендации для расчета внутреннего объема барокамеры и производительности вакуумной системы стенда. Проведен анализ инструментальных погрешностей измерения параметров. Разработаны рекомендации по повышению точности измерения параметров на установившихся режимах работы ЖРДМТ при проведении стендовых испытаний.

Об авторах

Владимир Павлович Назаров

Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева

Автор, ответственный за переписку.
Email: nazarov@mail.sibsau.ru

кандидат технических наук, профессор, заведующий кафедрой двигателей летательных аппаратов

Россия, 660037, Красноярск, проспект имени газеты «Красноярский Рабочий», 31

Валерий Юрьевич Пиунов

Акционерное общество «Научно-производственное объединение имени С. А. Лавочкина»

Email: piunovdm@gmail.com

кандидат технических наук, заместитель начальника производства

Россия, 141402, Московская область, Химки, Ленинградская ул., 24

Александр Иванович Коломенцев

Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)

Email: a.i.kolomentsev@yandex.ru

кандидат технических наук, профессор кафедры ракетных двигателей

Россия, 125993, Москва, Волоколамское шоссе, 4, А-80, ГСП-3

Владимир Григорьевич Яцуненко

Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева

Email: vyatsunenko@mail.ru

кандидат технических наук, профессор кафедры двигателей летательных аппаратов

Россия, 660037, Красноярск, проспект имени газеты «Красноярский Рабочий», 31

Клара Федоровна Голиковская

Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева

Email: golikovskaya@mail.sibsau.ru

кандидат технических наук, доцент кафедры двигателей летательных аппаратов

Россия, 660037, Красноярск, проспект имени газеты «Красноярский Рабочий», 31

Список литературы

Дополнительные файлы