Исследование и разработка системы измерения расхода газообразного рабочего тела для испытательного стенда электроракетного двигателя

Гуськов, Константин Викторович

Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Исследование и разработка системы измерения расхода газообразного рабочего тела для испытательного стенда электроракетного двигателя

кандидата технических наук: Гуськов, Константин Викторович
город: Калининград
год: 2009
специальность ВАК РФ: 05.07.05
цена: 450 рублей

Диссертация по авиационной и ракетно-космической технике на тему «Исследование и разработка системы измерения расхода газообразного рабочего тела для испытательного стенда электроракетного двигателя»

Автореферат диссертации по теме "Исследование и разработка системы измерения расхода газообразного рабочего тела для испытательного стенда электроракетного двигателя"

003489726

На нравах рукописи

Гуськов Константин Викторович

Исследование и разработка системы измерения расхода газообразного рабочего тела для испытательного стенда электроракетного двигателя

Специальность 05. 07. 05. - Тепловые, электроракетные двигатели

и энергоустановки летательных аппаратов

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Калининград — 2009

07325909

Работа выполнена в Российском государственном университете им. И. Канта и в Федеральном государственном унитарном предприятии опытное конструкторское бюро "Факел", г. Калининград

Научный руководитель:

Румянцев Альберт Владимирович, кандидат физико-математических наук, доцент

Официальные оппоненты:

Ким Владимир,

доктор технических наук, главный научный сотрудник НИИ ПМЭ Московского авиационного института

Семенкин Александр Вениаминович, кандидат технических наук, начальник отделения ЦНИИ машиностроения, г. Королев (МО)

Ведущая организация:

Всероссийский научно-исследовательский институт электромеханики, г. Москва

Защита состоится "ЛГ" <?2- 20 ^г. в Jf^f на заседании диссертационного Совета Д212.125.08 в Московском авиационном институте (государственном техническом университете) по адресу: 125993, г. Москва, А-80, ГСП-3, Волоколамское шоссе, д. 4.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Московского авиационного института (государственного технического университета).

Автореферат разослан " J" ¿ь^^я-Ху^-к. 20 г.

Отзыв на автореферат в одном экземпляре, заверенный печатью, просим выслать по адресу: 125993, г. Москва, А-80, ГСП-3, Волоколамское шоссе, д. 4, Ученый Совет МАИ, Ученому секретарю диссертационного Совета.

Ученый секретарь диссертационного Совета Д212. 125. 08, профессор, доктор техн. наук

^евЮ.В.

Общая характеристика работы

Актуальность темы

Современные тенденции - увеличение длительности полетов космического аппарата (КА), повышение их энерговооруженности, существенное усложнение полетных программ, включающих в себя все большее число орбитальных маневров, в том числе, маршевых, - требуют использования электроракетных двигателей малой тяги (ЭРД МТ), позволяющих обеспечить необходимые для этого суммарные импульсы тяги при относительно небольшом запасе рабочего тела (РТ).

После первых успешных летных испытаний, проведенных в 1972 году в составе ИСЗ "Метеор", ЭРД МТ типа "стационарный плазменный двигатель" (СПД) разработки ОКБ "Факел", стали регулярно использоваться в системах ориентации и управления движением космических аппаратов.

Штатная эксплуатация серийных холловских двигателей типа СПД начата в 1982 г., когда на борту геостационарного КА "Поток" разработки НПО ПМ была установлена ЭРДУ на базе СПД-70. В период с 1982 по 2006 г. на орбиту выведено 15 геостационарных КА "Космос" и "Луч" разработки НПО ПМ с 60 двигателями СПД-70. Эти двигатели также были установлены на геостационарном КА KazSat разработки ГКНПЦ им. М.В.Хруничева, выведенном на орбиту в 2006 г. В настоящее время СПД разработки ОКБ "Факел" используются в составе ИСЗ, разрабатываемых НПО ПМ, РКК "Энергия", ГКНПЦ имени М.В.Хруничева, НПО имени С.А. Лавочкина, а также в составе ряда зарубежных ИСЗ. В целом за период с 1982 по 2005 г. на орбиту выведены 28 геостационарных КА связи разработки НПО ПМ, в составе которых использовались и используются 164 СПД.

Востребованность СПД объясняется его существенно более высоким удельным импульсом тяги в сравнении с химическими двигателями (ЖРД, ТТРД). Кроме того, он обладает относительно простой конструкцией и достаточно высокой надежностью.

При создании СПД требуется проведение большого объема экспериментальной наземной отработки, включающей длительные (до 10 тыс. часов) огневые испытания. При этом важнейшей задачей является обеспечение надежного измерения основных параметров двигателя: тяги, потребляемой мощности, расхода ксенона, определяющих его тяговую эффективность. С учетом малости величин тяги и расхода СПД, при его испытаниях используются специальные средства измерений. Среди этих средств наибольшие проблемы создают:

• система измерения тяги - вследствие того, что необходимо минимизировать сопротивление из-за "жесткости" подводящих магистралей;

• система измерения малых расходов ксенона, главной проблемой которой является обеспечение независимости результатов измерений от внешних условий испытательного стенда во время испытаний.

Анализ состояния типовых систем измерения основных параметров двигателя показывает, что, если для систем измерения тяги найдены приемлемые решения, то системы измерения расхода рабочего тела остаются

одним из "слабых" звеньев, так как типовая система измерений расхода, применяемая в ОКБ "Факел", - ведущем предприятии России в области разработки и производства летных образцов СПД, а также в ряде других организаций России, не обеспечивает паспортной узости нормальной области значений влияющих физических величин, и, как следствие, приемлемой воспроизводимости результатов измерений. Недостатки стендовой системы подачи ксенона (ССПК) обусловлены наиболее часто используемым в ней средством измерения - тепловым расходомером типа РРГ-3,6,9,10 (или расходомером фирмы "MKS Instruments").

Это расходомеры: не вакуумного исполнения, поэтому они: размещаются вне вакуумной камеры стенда; не имеют системы термокомпенсации: не определяют температуры газового потока и внешней среды до и во время измерений. Поэтому испытание одного и того же двигателя на разных стендах приводит к разным результатам: если по тяге отличия лежат в диапазоне (-1,1)-К+1,9)%, то по суммарному расходу диапазон значительно шире: (-4,4)-^-15)%. При измерениях малых катодных расходов различия в результатах могут охватывать диапазон (-17)^(+17)%.

При дросселировании газа в стендовой системе подачи его температура изменяется, однако определить эти изменения с помощью РРГ для внесения температурных поправок в силу указанных выше причин невозможно. Влияние температурных условий особенно заметно сказывается при проведении ресурсных испытаний, длительностью в месяцы. Неустранимое влияние температурных условий на показания расходомера снижает воспроизводимость результатов измерений параметров двигателя.

С учетом изложенного целью данной работы является разработка системы измерения расхода рабочего газа для наземной отработки ЭРД с исключенными или минимизированными погрешностями, обусловленными влиянием внешних факторов.

Для достижения этой цели необходимо было решить следующие задачи: • разработать метод, обеспечивающий возможность размещения расходомера

в вакуумной камере стенда и независимость результата измерения от указанных выше влияющих факторов (т.е. высокую воспроизводимость) с сохранением приемлемых точности и чувствительности;

• провести анализ существующих средств измерения расхода газа, и определить их возможности и недостатки;

• провести анализ процессов теплообмена в тепловых расходомерах, наиболее пригодных для измерения малых расходов газа, а также анализ факторов, влияющих на показатели теплового расходомера, разработать способы их оптимизации;

• разработать принципы проектирования и создать действующие модели тепловых расходомеров новых схем с требуемыми характеристиками;

• разработать методику и экспериментально определить показатели созданных моделей расходомеров новых схем;

• разработать рекомендации по применению созданных расходомеров новых схем в практике испытаний ЭРД на стендах.

При решении сформулированных задач были разработаны физические модели тепловых систем расходомеров, проведены расчеты их параметров. Это позволило теоретически обосновать целесообразность применения выбранных физических принципов и конструкторских решений при разработке расходомеров новых схем, а также оптимизировать процессы теплообмена в них.

По результатам проведенных исследований изготовлены опытные экземпляры расходомеров, не имеющие аналогов по своим характеристикам; проведены эксперименты, имитирующие условия (в том числе, работающий двигатель) работы расходомера в вакуумной камере стенда, подтвердившие работоспособность созданных расходомеров в таких условиях; разработаны рекомендации по применению расходомеров и реализации метода определения расхода в стендовой системе подачи ксенона.

Научная новизна работы заключается в следующем:

• предложен и теоретически обоснован принципиально новый метод обеспечения температурной независимости расходомера, состоящий в термостабилизации газового потока на задаваемых и контролируемых уровнях, обеспечивающий высокую воспроизводимость результатов измерения расхода рабочих тел и возможность задания верхнего предела диапазона измерений расхода с обеспечением замкнутости метода;

• впервые предложено и обосновано осуществление термостабилизации теплоносителя в тепловом расходомере на задаваемых температурных уровнях переходом к пространственно распределенному теплообменнику управляемой мощности, и устранение ориентационной зависимости показаний расходомера подачей контролируемой среды в измерительные каналы в противоположных направлениях;

• впервые показана возможность оптимизации процесса конвективной теплоотдачи в тепловых расходомерах, позволяющей создать расходомер с характеристиками, не зависящими от теплофизических свойств текучей среды, и расходомер, обладающий наибольшей чувствительностью.

Практическая значимость работы определяется следующим:

• созданы модели расходомеров рабочих газов, показатели которых не

имеют аналогов, и определены их расходные характеристики;

• разработаны методика и рекомендации по применению созданных моделей расходомеров в практике исследований и испытаний ЭРД.

Основные положения, выносимые на защиту:

• положение о возможности обеспечения температурной независимости тепловых расходомеров газа путем термостабилизации измеряемого газового потока на задаваемых и контролируемых уровнях;

• положение о возможности устранения ориентационной зависимости показаний теплового расходомера подачей контролируемой текучей среды в измерительные каналы в противоположных направлениях;

• методы оптимизации процессов конвективного теплообмена в тепловых расходомерах.

• результаты экспериментального исследования созданных моделей расходомеров новых схем.

Личный вклад автора заключался: в теоретическом обосновании предлагаемых подходов и решений, их конструкторской реализации и создании моделей расходомеров новых схем; создании лабораторного измерительного комплекса и проведение на его базе исследований созданных моделей расходомеров; анализе результатов экспериментов и формулировании выводов на их основе; разработке рекомендаций по использованию созданных расходомеров в практике испытаний ЭРД.

Апробация работы и публикации

Результаты работы докладывались на: постоянно действующих в университете семинарах студентов, аспирантов и молодых ученых (с 2004 по 2008-й г.); международной конференции "Инновации в науке и образовании" ( 2007 г.); научно-технических советах и семинарах ОКБ "Факел". Основное содержание и результаты работы изложены в 10-ти печатных работах и в двух патентах РФ.

Объем и структура работы

Работа представляет собой рукопись объемом 184 страниц печатного текста, включая 91 рисунков, 25 таблиц, а также список цитируемой литературы, насчитывающий 172 наименований. Работа состоит из введения, пяти глав, заключения, списка цитируемой литературы и шести приложений.

Основное содержание работы

Во Введении обоснована актуальность темы работы, ее цель и задачи.

В первой главе на конкретных примерах показана востребованность двигателей типа СПД разработки ОКБ "Факел", способных решать не только задачи коррекции и стабилизации орбиты КА, но и новые полетные задачи, в том числе, маршевые. Развитие космической техники существенно повышает уровень требований к параметрам ЭРД, и, прежде всего, к величине удельного импульса тяги. По оценкам повышение удельного импульса тяги СПД до (2500-^-3000 с) обеспечит снижение запаса РТ на борту КА ~ на 100 кг, что позволит увеличить долю полезной нагрузки и довести срок активного

существования таких КА до 12-^15 лет. Повышение энерговооруженности КА до 10-^-50 кВт позволит в ближайшем будущем решать с помощью ЭРДУ на базе СПД маршевые задачи.

На примере "параметрического ряда" СПД показывается, как изменение основных параметров отражается на изменении удельных характеристик и критериях качества двигателя, в частности, по мощности и по суммарному импульсу тяги, непосредственно связанных с расходом рабочего тела, чем и определяется важность достоверного измерения расхода стендовой системой подачи при наземной отработке двигателя.

СПД, изготовленный ОКБ "Факел", представляет собой штучное изделие. Обеспечение выхода продукции только высокого качества достигается предварительными испытаниями как всех комплектующих, так и после их сборки в блоки и узлы на соответствие конструкторской документации (КД). Статистическая обработка результатов испытаний блоков газораспределения (БГР) по обоим входам показала, что погрешность измерения малых катодных расходов Ок, может составлять ±17%, а суммарных Gj ~ ±7,2%. Большая погрешность измерения расхода при испытаниях комплектующих и БГР на стенде приводит к увеличению объема испытаний и количества отбракованных комплектующих из-за их несоответствия требованиям КД.

Статистическая обработка результатов испытаний двигателей показала следующее (табл.1): усредненная погрешность измерения тяги и расхода составляет ~ ± 3%, а для рассчитываемого значения удельного импульса тяги ~ ± 6,3%; как видно на рис.1 - подчинение плотностей распределения по этим переменным нормальному закону с явно выраженной левосторонней асимметрией по расходу (8к(С) = -1,1) и с правосторонней (8к(1уд) = 2,7) - по удельному импульсу тяги; слабость связи между экспериментальными значениями тяги и расхода - коэффициент связи г(р,0) = 0,1. Разброс параметров большой: по тяге - 6,5%; по расходу - 9%; по удельному импульсу тяги - 13,2%.

а) б)

Рис. 1 Нормированные плотности распределения: а) —тяги н расхода; б)-удельного импульса тяги

Таблица 1

Результаты статистического анализа___

Ковар. Ср. .зн. Станд. Коэф-т Эксц. Двухпарам. Совпал. Коэф.

% X откл. асимметр. Е, анализ знаков св. г

^ мН 1,24 83,7 1,04 0,23 -0,26 Р, с 0,12 0,10

в, иг/с 1,32 5,32 0,07 -1,10 1,32 Р, I», 0,40 0,63

Км с 1,75 1605 28 2,67 2,00 0,1,. -0,45 -0,71

Качественная измерительная система должна обеспечивать, прежде всего, воспроизводимость результатов измерений. Испытания одного и того же двигателя в разных режимах на трех стендах показали, что отличия по расходу от результатов, полученных на стенде 1, составляют: - 4,6% и -15% для стендов 2 и 3 в режиме "прожиг"; -6% и -9% в 1-м режиме; - 4% и - 6% во 2-м режиме. Поправки на различие давлений в камерах стендов несколько снижают приведенные показатели, но все равно они остаются большими. Это означает, что воспроизводимость результатов измерений расхода на испытательных стендах недостаточна, и что расход на испытательном стенде измеряется с завышением - f(G) > f(F) во всем диапазоне A(G;F), как это видно на рис.1, и Sk(G)< 0 - левосторонняя асимметрия, и по модулю | Sk(G) | > 1.

В целях снижения затрат на испытания комплектующих элементов и БГР в сборе, в ОКБ проведена работа по замене ксенона на газы-имитаторы - азот и аргон (разница в цене в ~ 3000 раз), при установленном для них изменении давления при одинаковых массовых расходах по ксенону и газам-имитаторам. Поэтому рабочими телами при исследовании показателей разрабатываемых расходомеров должны служить: ксенон, азот и аргон.

Далее рассмотрены основные недостатки типовой стендовой системы измерения расхода с расходомером типа РРГ, используемой в ОКБ "Факел "ив других российских организациях, которые обусловлены следующим:

• расходомеры не допускают использования в вакуумной камере стенда, т.к. газовый тракт и электронный блок не вакуумного исполнения размещены в едином корпусе (нулевое разнесение);

• расходомеры не имеют термокомпенсационных схем, не могут определить температуры газового потока и внешней среды с целью внесения поправок;

• датчик расхода находится вне вакуумной камеры и отделен от системы газораспределения арматурой с неопределенными в ней утечками газа.

Делается вывод, что метод определения расхода, базирующийся на РРГ, как средстве измерения, приводит к завышению результатов измерения расхода, не обеспечивает приемлемой их воспроизводимости, и поэтому необходима разработка метода, лишенного отмеченных недостатков.

Подробный анализ различных принципов измерения расхода показал, что в области малых расходов наиболее эффективным является тепловой. При этом одной из основных проблем является обеспечение температурной независимости средств измерения расхода. В основе большей части известных решений, направленных на ее обеспечение, лежат мостовые схемы, в которых измерительный и компенсационный термоприемники включены в смежные плечи электрического моста. Известны также способы, состоящие в поддержании постоянства температуры измерительного термоприемника или разности температур измерительного и термокомпенсационного приемников.

Общим недостатком применяемых способов термокомпенсации является пассивный характер этих систем. Во многих промышленно освоенных тепловых расходомерах система термокомпенсации вообще отсутствует.

В расходомерах типа РРГ или "MKS Instruments" марки М10МВ, на сенсорной трубке размещаются термопреобразователи с металлической проводимостью, включенные в плечи моста. В отсутствие расхода мост

сбалансирован и выходной сигнал равен нулю. При подаче расхода в диагонали моста возникает напряжение рассогласования, составляющее микровольты. Поэтому электронная схема усиления сигнала и его линеаризации располагается рядом с сенсорной трубкой, что требует совмещения газового тракта и электронного блока не вакуумного исполнения в единой корпус, - "нулевое" разнесение, что исключает использование этих расходомеров в камере стенда.

Сопоставление современных тепловых расходомеров по погрешности позволило определить ее средние значения: по основной погрешности - 2,6%, по дополнительной погрешности - 1,5%.

На основании анализа современных средств измерения расхода и требований пользователей сделан вывод о необходимости разработки расходомера, обладающего следующими показателями:

• пригодность для работы в вакуумной камере стенда (Р~ 10"5 мм. рт. ст.);

• температурная независимость в диапазоне температур: контролируемой текучей среды - 284+304 К, внешней среды - 268+323 К;

• контролируемая текучая среда - ксенон, аргон, азот;

• длина разнесения преобразователя расхода и электронного блока - не лимитируется (до ~ 20-ти м);

• диапазон расхода газа - изменяемый в пределах 0+100 мг/с;

• возможность определения температур текучей и внешней сред;

• выходной сигнал - не требующий усиления, природа сигнала - любая, допускающая дискретную или непрерывную регистрацию;

• номинальная погрешность - не более 2%;

• чувствительность - не хуже 0,5 В/(мг-с"');

• высокая помехозащищенность;

• проектный ресурс - не менее 5000 часов;

• ориентационная независимость;

• многопараметричность расходомера, обеспечивающая замкнутость метода;

• серийность используемых элементов электроники и 'термоприемника.

Во второй главе путем решения сопряженных задач внутреннего теплообмена с граничными условиями 1-го, 2-го, 3-го родов и смешанных, анализируются тепловые процессы как в не теплоизолированном, так и в теплоизолированном газовом тракте расходомера. Показано, что в первом случае выходной сигнал расходомера становится параметрическим по двум произвольно меняющимся и не связанным друг с другом параметрам: температуре входящего потока Тг вх и температуре внешней среды Тс. Во втором случае выходной сигнал расходомера остается параметрическим по одному произвольно меняющемуся параметру - Тгвх. Для обеспечения температурной независимости расходомера с участием автора предложен принципиально новый метод, состоящий в термостабилизации газового потока на задаваемых и контролируемых температурных уровнях Тп.

Реализация метода потребовала:

• разделения газодинамического тракта расходомера на два канала -измерительный и термостабилизирующий каналы, объединяемых в единую газотепловую систему газораспределительной камерой (ГРК);

• размещения на входе в ГРК теплообменника с нагревательным элементом

для нагрева газового потока перед его подачей в ГРК.

Далее обосновываются выбор типа термопреобразователей (термисторы СТ1-27 и СТ1-18, обладающие на порядок большим ТКС в сравнении с металлическими термоприемниками), принципов и средств обеспечения нормального функционирования системы термостабилизации (СТРт) в автоматическом режиме.

Принцип работы СТРт функциональная схема которой показана на рис. 2, базируется на существовании в системе отрицательной обратной связи между температурой термистора (ТЧЭт) и его омическим сопротивлением. Термистор используется в качестве следяще-управляющего элемента блока управления, поскольку производная (Ж(Т)/(1Т отрицательна. Он включается в схему резистивного деления напряжения с ио=сопз1 и снимаемое с него напряжение, пропорциональное его сопротивлению 11(ТГ) при температуре газового потока Тг, подается в блок управления мощностью (БУМ) нагревательного элемента (НЭ) теплообменника (ТО). При отклонении уровня Тг от задаваемого Т„, сигнал рассогласования ДГ^ ~ ДЕ.1Г(ТП-ТГ), поступает в БУМ, вырабатывающий подводимую к НЭ дополнительную мощность Д\У ~ ди(г(Тп,Тг), сводящую Д11(г к нулю. Уровень Тп задается с помощью переменных резисторов.

®(т„-тг)

бум < тчэ

с№[<1щс1т)] 0/2

—1 <3

Тг

грк

в/г!" к измерительной системе

Рис. 2 Функциональная схема системы термостабилизации расходомера Нагретый до уровня Тп газовый поток из ТО поступает в ГРК и из нее - в каналы с термисторами. Анализ тепловых процессов в газодинамическом тракте (половина длин ГРК и канала) показал, что при наличии СТРт температура потока будет колебаться в пределах Т = Тп ± (ДТгрк+ ДТкан.). Амплитуда колебаний температуры, найденная путем решения сопряженной задачи внутреннего конвективного теплообмена при обобщенных граничных условиях 1-го и 3-го родов, составляет = ± 4 К, что недопустимо много. С целью исключения колебаний температуры газового потока осуществляется управляемый подогрев стенок каналов с теплочувствительными элементами (ТЧЭ) для компенсации разницы температур ДТ=[Тп-Т(0,5Ька„)]. Для оценки величины удельной мощности qc, которую необходимо подвести к стенкам каналов, решается сопряженная задача внутреннего теплообмена с обобщенными граничными условиями 2-го и 3-го родов. Решение связывает температуры в сечениях элементов тракта с величиной

Величина цс некритична при условии, что она не меньше расчетных значений. Таким образом, переход к пространственно распределенному теплообменнику управляемой мощности позволяет:

• осуществить температурную независимость показаний расходомера в широком температурном диапазоне;

• обеспечить применимость расходомера при разных температурных условиях благодаря активному характеру работы СТРт. Оценка ее чувствительности

показала, что отклонение температуры потока от задаваемого уровня Тп составляет ~ ± 0,05 К. Постоянная времени системы СТРт~ 0,3 с.

В третьей главе рассматриваются тепловые процессы в измерительной системе с позиции их оптимизации; оцениваются ее динамические параметры и анализируется влияние помехосоздающих факторов.

Различные условия эксплуатации расходомера могут приводить к изменению ориентации его оси в пространстве, что дополнительно повлияет на его точность, т.к. в области малых чисел Рейнольдса (11е) становится заметным влияние термогравитационного компонента конвекции.

Для исключения ориентационной зависимости показаний расходомера и контроля качества работы СТРт, двухканальная схема газодинамического тракта дополняется еще двумя каналами так, чтобы газовый поток поступал в каналы с измерительными термисторами в противоположных направлениях. Газодинамический тракт должен теперь иметь четыре идентичных канала. В измерительных каналах ТЧЭ0, электрически соединенные последовательно, омываются противоположно направленными потоками, что обеспечивает ориентационную независимость. В любом другом из оставшихся каналов размещается ТЧЭт, включенный в качестве управляющего элемента в СТРт. В последнем канале размещается ТЧЭтп, который принимает температуру газового потока Тп и по его сопротивлению ЩТ„) контролируется качество работы системы СТРт.

Разделение потоков на четыре одинаковых по температуре (Тп) и расходу осуществляется ГРК, герметично соединенной с каналами. При такой схеме все каналы являются газодинамически подобными, т.к. обеспечиваются тепловое, геометрическое, кинематическое и динамическое подобия. Для замыкания газовой сети потоки из каналов объединяются герметичным корпусом, с выходным штуцером. Входным штуцером обладает теплообменник. Показанная на рис. За схема газодинамического тракта была предложена (с участием автора) впервые. Функциональная схема расходомера представлена на рис. 36. Ее структура предопределена схемой газодинамического тракта.

14 эт

та о ГРК

БПС ТЧЭс в«

У/4

пл

Рис. 3 Модель газодинамического тракта (а) и функциональная схема расходомера (б) Математическая модель измерительной системы при упрощающих предположениях, обусловленных малостью линейных размеров ТЧЭ, и учете только конвективного механизма теплообмена, описывается уравнением

теплового баланса:

Cd3(G) / dr = W(G) - a(G)S ■3(G) ±SW, (1)

где 3(G) = Т(0)-Тп-температурный напор; С-теплоемкость ТЧЭ; W(G>-мощность источника энергии - W(G) = q(G)-S, которая в общем случае может быть функцией расхода; a(G) - коэффициент теплоотдачи; ±sw - мощность неинформативных потоков (при этом sw « W).

Начальным условием к уравнению (1) служит максимальная величина нагрева T43g = То = Тшах = 348 К. Решение уравнения (1) для установившейся температуры ТЧЭо в регулярной стадии процесса будет иметь вид:

T[q(G), TJ = Tn+ 3(G) = Т„ + q(G)/a(G), или S(G, Тп) = q(G)/a(G). (2) В выражении (2) от аргумента G (расхода) зависят и удельная мощность q(G) и a(G), причем обе эти функции никак не с вязаны друг с другом. Отсутствие корреляции между этими функциями не позволяет однозначно связать температурный напор с расходом. Поэтому на измерительную систему необходимо наложить ограничение путем фиксирования одной из трех входящих в (2) функций. Параметрами могут быть либо удельная мощность q(G), либо напор 3(G).

Рассмотрим первый из этих вариантов построения тепловой системы. В этом варианте мощность внутреннего тепловыделения является фиксируемым параметром на задаваемом уровне W(G)=Wo=const. Величина параметра задается при отсутствии расхода. Информативным сигналом служит величина сопротивления измерительного ТЧЭс, которую с учетом (2) можно представить в виде:

R(G,qa,Tn) = A-exp{B/[Tn+q0/a(G)}}, (3)

где А и В - постоянные термистора, определяемые экспериментально.

Зависимость сопротивления от расхода определяется только функцией a(G). Поскольку величина Т0 = 348 К фиксирована, то величина удельной мощности внутреннего тепловыделения будет функцией а0 и t%(ТП):

Я о К. -90 (Тп )] = а0-30{Тп) = const. (4)

В (4) в качестве а0 берется коэффициент теплоотдачи при естественной конвекции. В качестве ТЧЭ используются термисторы с косвенным нагревом СТ1-27. Приведенные расчетные формулы позволяют оценить показатели расходомера постоянной мощности. Уровень Тп существенно влияет на: доступный измерению диапазон расхода; диапазон изменения выходного сигнала (AR(0,Gmax)); чувствительность. Именно поэтому при измерениях уровень Т„ следует устанавливать в зависимости от конкретных температур входящего газа и внешней среды с целью оптимизации показателей расходомера. Омическая форма сигнала позволяет осуществить помехозащищенность преобразованием -R(G)-»f(G).

Процесс конвективной теплоотдачи у расходомера с Wo=const не оптимизирован. Его оптимизация может быть осуществлена, как впервые (с участием автора) было предложено, путем фиксирования температурного напора =Т0-ТП. Для этого нужно увеличивать мощность внутреннего тепловыделения так, чтобы 90 = const.. В этом случае увеличение с расходом

a(G) не компенсируется уменьшением 90. Процесс теплообмена будет описываться соотношением:

qa(G,T0,Tn) = a(G)-30(Г0,Тп), откуда 9а(Г0,Тп) = [да(G,Т0,ТП)/a{G)] = const. (5) Согласно (5), переменной должна стать удельная мощность косвенного нагрева - q(G), которая становится функцией расхода, причем такой, чтобы 9а оставался неизменным. Судить о постоянстве напора можно по постоянству сопротивления измерительного термистора ТЧЭо (R(T0) = 4,6 кОм). Изменение мощности внутреннего тепловыделения осуществляется изменением силы тока косвенного нагрева, поэтому выходным сигналом этого расходомера будет сила тока:

l[G,90{Tn)} = [a{G)-9a{Tn)-Slr]n, (6)

здесь г - сопротивление спирали нагрева термистора (г ~ 100 Ом).

В этом расходомере нужна система стабилизации теплового режима измерительного ТЧЭ0 — CTPq - на задаваемом уровне Т0, а управляющим элементом в ней должен служить ТЧЭ0. Как показали расчеты, диапазон изменения выходного сигнала AI ~ 10^-22 мА в диапазоне расхода от нуля до 50 мг/с, но чувствительность мала. Причина в том, что 1(G) ~ 0,1-[W(G)]"2, которая изменяется тоже незначительно - AW~ 4-46 мВт.

Исключить главный недостаток этого расходомера - малую чувствительность, можно путем увеличения сопротивления нагрузки в цепи тока косвенного нагрева на величину Rh, которая будет играть роль коэффициента усиления выходного сигнала, если в качестве такового брать падение напряжения на этой нагрузке. Предложенная мера позволяет задать значение чувствительности по соотношению:

UH(G) = RH-I(G), откуда dUH (G) / dG = SU = RH -dI(G)/ dG, (7) увеличивая ее в К = RH раз с сохранением постоянства во всем диапазоне расхода. Очевидно, что величина RH будет зависеть от рода газа, параметра Тп и от задаваемого уровня Sy. Значение RH находится по формуле:

Rh = (S3AMB)U (8)

Задавая чувствительность равной 1 В/(мг-с"'), для N2, Аг и Хе найдем: RH=5,6; 7,5 и 13,6 кОм, соответственно. Значения выходного сигнала составляют десятки вольт и, что крайне важно, его величина не зависит от рода газа, равно как и диапазон его изменения - /\UH(G) ~ 50 В. Существенно, что начальное значение выходного сигнала (при G=0) составляет ~ 80 В. Таким образом, получена уникальная возможность измерять расход существенно разных по теплофизическим свойствам газов (типа N2 и Хе) с ~ одинаковой чувствительностью. Аналоги расходомера с такими показателями качества отсутствуют. Запараллеливание спиралей косвенного нагрева измерительных термисторов (в случае 4-х канального тракта) приведет к удвоению показателей расходомера.

Другой предложенный метод оптимизации теплового режима заключается в организации самой измерительной системой режима переменной мощности внутреннего тепловыделения. Для его реализации используется термистор без косвенного нагрева (типа СТ1-18). При включении его в схему резистивного деления напряжения с U0= const, термистор будет нагреваться, что приведет к изменению его сопротивления и, следовательно, к изменению выделяющейся в

нем мощности:

Ш(3)=\¥(90)-[а(9)+Ь(9)-9], где Ш{&0) = и1 /ЩТ,). (9) Здесь 90) и ШТ0) - мощность и сопротивление термистора при Т0 = 348 К.

Особенности схемы резистивного деления напряжения, элементами которой являются термистор с экспоненциальной зависимостью сопротивления от температуры и постоянный резистор сопротивлением К=Я1г(То), состоят в том, что, как это показано на рис. 4 (Тп = 293 К):

• схема обладает точкой равновесия, в которой 11^=1^=110/2;

• напряжения и„ и Щ на элементах схемы, и разностный сигнал и=и,г-11к описываются нелинейными, обладающими экстремумом, функциями;

• чувствительность разностного сигнала равна сумме чувствительностей сигналов, снимаемых с элементов схемы, т.к. Шц/сШп > 0, а (Шя/(ШП < 0;

• рабочая область напряжений лежит в пределах ио/2 <1^ <(и„)тм.

Разный характер зависимости напряжений на элементах схемы деления позволяет формировать выходной сигнал как разность этих напряжений - и=и(г-ик, поскольку он растет от нуля до (иег-ик.)тах, что обеспечивает:

• растущую с ростом расхода расходную характеристику (выходного сигнала);

• большую величину выходного сигнала (не нужно усиление);

Рис. 4 Распределение напряжения по элементам схемы резистивного деления и выходной сигнал как разность падения напряжения на термисторе и на постоянном резисторе Из рисунков видно, что амплитуда напряжений и, как следствие, сигналов и(г и Щ зависит от рода газа и от уровня температуры термостабилизации Тп. С ростом последней острота экстремумов сглаживается, поэтому уровень Тп нужно устанавливать в зависимости от условий проведения измерений с целью получения максимальной величины выходного сигнала.

Математическая модель расходомера переменной мощности при ранее сделанных предположениях описывается уравнением теплового баланса:

С(181<1т; = '(Г(91>У[с1{Э) + Ъ[Э)-9]-а89, при 9(0)=90. (10) а его решение для стационарного состояния имеет вид:

%0,О) = а90/[а(О)-Ч]. где (11)

Расчет чувствительности по расходу показал, что она превосходит чувствительность известных тепловых расходомеров, и, что особенно важно, - в области малых расходов. Организация теплового режима, когда С!а(0) и '^в) разнонаправленны, является наиболее эффективной.

Параметр неравномерности распределения температурного поля в термисторах у = 0,9994-Ю,9987 на границах диапазона расхода. Оценка их тепловой инерции дает значения: ест1.27 = 2,3^-2,9 с и ест1.,8 = 0,4^0,9 с.

Анализ влияния помехосоздающих факторов и нестабильности не информативных тепловых потоков (теплоотвод по креплениям-токоподводам, нестабильность: уровня Т„ и напряжения питания электронных схем, наличие схемного тока и т.д.) дает величину 0,3 %, что значительно лучше, чем у большинства современных расходомеров. Так как расходомеры калибруются, то их расходные характеристики относятся ко всему расходу поступающего в него газа, а не к расходу через канал (каналы) с измерительным термистором. Поэтому неизбежные неточность деления ГРК газового потока на потоки расходом в/4 каждый, несоосность потока и измерительных термисторов, шероховатость стенок каналов и неодинаковость их диаметров не будут играть никакой роли, т.е. технологическая погрешность расходомера сведена к нулю.

В четвертой главе приводятся: описание элементов конструкций моделей расходомеров по детально и в сборе, схема лабораторного комплекса для исследования моделей расходомеров.

Корпус расходомера представляет собой цилиндрическую камеру, с которой герметично соединяется фланец. С фланцем герметично соединен корпус теплообменника с нагревательным элементом. С корпусом ТО осуществляется уплотненное фторопластовой лентой резьбовое соединение ГРК, с которой так же соединяются каналы. Теплообменник и ГРК с каналами расположены во взаимно перпендикулярных плоскостях. Все внутренние поверхности корпуса теплоизолированы фторопластовыми пластинами и лентой (многослойной). Фланцы с закрепленными на них элементами 2-х и 4-х канального расходомеров представлены на рис. 5.

На рис. 6 приведена схема лабораторного комплекса, созданного автором для исследования расходомеров. Методика проведения экспериментов на его базе описана в пятой главе.

Рис. 5 Фланцы с элементами 2-х и 4-х канального расходомеров (с СТ1-27 и с СТ1-18)

В пятой главе приводятся результаты экспериментального определения

показателей разработанных моделей расходомеров; оцениваются: качество работы систем обеспечения и объективность результатов по разработанной методике; приводятся результаты экспериментов, имитирующих условия работы расходомера в вакуумной камере стенда, в том числе, при работающем двигателе; формулируется предложение по использованию моделей расходомеров в практике испытаний ЭРД на стенде и описывается методика работы с расходомером.

Рнс. 6 Лабораторный комплекс для тарировки и исследования расходомеров 1-баллон с газом; 2-регулятор давления РДМ-1; З-реверсивный бак; 4-манометр; 5-пневмосопротивление; 6-вакуумная камера; 7-расходомер; 8-запорный клапан; 9-калибровочпое устройство; 10 - фильтр

Проверка температурной автономности расходомеров показала отсутствие зависимости показаний расходомеров от внешних условий проведения эксперимента при широком их варьировании независимо от задаваемого уровня Тп (при условии Тп > Тг вх., Тс).

Оценка постоянства задаваемых параметров - силы тока 1к,„. косвенного нагрева и напряжения питания и0 показала, что наибольшее их отклонение от среднего по диапазону расхода составляет: 0,15% по току и 0,12% по напряжению.

При экспериментальных исследованиях в качестве контролируемой среды использовались газы: N2, Аг. Результаты исследования расходомера с Ногсоп§1 в разных диапазонах расхода представлены на рис. 7. Видно, что повышение уровня Тп приводит к существенному уменьшению как выходного сигнала, так и диапазона его изменения (отношение Ящах^тт У N2 составляет 3,83 и 2,74, у Аг ~ 3,35 и 2,35 при разных Тп). Чувствительность падает как с ростом расхода, таки уровня Тп: у N2 она составляет ~ 470 и 300 Ом/(мгс"' ), у Аг ~ 320 и 230 0м/(мрс4). Доступный измерению диапазон расхода равен: у до 100 мг/с, у Аг~ до 120-ти мг/с.

Усредненные расходные характеристики расходомеров с постоянным напором и с задаваемой чувствительностью (Тп=308 К-) представлены на рис. 8. Видна их линейность: отклонение составляет: у ~ 1,3%, у Аг ~ 0,6%. Кривые на рис. 8 б) описываются линейными аппроксимирующими функциями:

и(5,7)Ы2 = (0,890+76,9) В; и(7,5)М2 = (1,420+97,7) В; (12) и(7,5)Аг = (0,930+86,1) В; и(13,2)Хе = (0,960 +107,8) В.

Характеристики снимались при двух значениях сопротивлений Я„= 5,7 кОм и 7,5 кОм. На рис. 8 а) видно, что они при разных Ян ~ одинаковы.

Особого внимания заслуживает тот факт, что расходная характеристика иХе(13,2к) лежит выше характеристик и Аг-1Д7,5кОм) и И2 -1Д7,5кОм). Это говорит о том, что подбором 11н можно задавать чувствительность и уровень выходного сигнала расходомера независимо от теплофизических свойств газа.

При исследовании расходомера переменной мощности показана экспериментально вдвое лучшая эффективность по уровню сигнала и чувствительности схемы резистивного деления напряжения в сравнении с мостовой. На рис. 9 приведены характеристики 4-х канального расходомера. Доступный диапазон до ~ 60-ти мг/с у И2 и до ~ 70-ти мг/с у Аг; чувствительность в В/(мг-с"') на разных его участках составляет: у N2 - 4 и

20.5

Л"

£ /

% * ё ** «м

-•»-293, N2 —А—308, N2 -»-293, Аг -»-308. Аг

40 £ О, мг/с

8,6 „ 8.1 £ 7.6

а 6,8 < 6,1 2 5,6 5,1

4,6

а1 л-"

/ к

/ V

А -*—303, N2 —■—293, Аг ' -*—308,Аг

/ Г

12 16 С, мг/с

20 24

- ((293) -((308)

8 12 16 б, мг/с

Рис. 7 Расходные характеристики расходомера с \Уо=соп5| в разных диапазонах в омической и в частотной формах выходного сигнала

-ж

V I "

V- ж**

А м'

1 * —*—К13.2)-Хе -в-1(7,Й)-Аг -А— 1?7.5)-М2 -1-1- -

0 12 24 36 4В 60 в, мг/с

/ л

У ' Л А Ж I

/I А м

кг г"

/ >

и(13,2)-Хе -и(7,Л-Аг и(5,7)-Ы2 -1_1(7,5)-Ы2

0 12 24 36 48 60 О, мг/с

а) б)

Рис. 8 Расходные характеристики расходомера: а) - с постоянным температурным напором; б) - с задаваемой чувствительностью

1,7, а у Аг-2,2 и 1,2. На среднем рисунке даны характеристики при разных диаметрах каналов (Б^Ю, В23=5) и их количестве (П1|2=4, п3= 2). Видно, что диафрагмирование каналов и изменение их количества позволяет задать 0Шах= 16 и 12 мг/с, и повысить чувствительность с 1,8 до 6,4 В/(мгс"'). Чувствительность расходомера с двумя термисторами представлена на крайнем рисунке. Видна ее неравномерность по диапазону расхода, но диапазон ее изменения весьма широк - от 2 В/(мг-с"') при Отах до 12,8 В/(мг-с"') в диапазоне 3-М- мг/с. Усредненная по диапазону 0-^50 мг/с чувствительность

75 60 45 30 15

/ ж

; Г

V 1-Аг -

32 43 Э, мг/с

Рис. 9 Расходные характеристики расходомера переменной мощности и его чувствительность

составляет ~ 2,3 В/(мг-с"'). Реальная чувствительность термисторов в два раза выше, чем у расходомера, т.к. она относится не ко всему расходу, а лишь к расходу через канал, в котором находится термистор.

Исследование ориентационной зависимости с расходомером переменной мощности, обладающим высокой чувствительностью, показали, что она наблюдается лишь в области расхода до ~ 5-ти мг/с.

Для иллюстрации эффективности предложенного способа избавления от ориентационной зависимости - переход к 4-х канальной конструкции газодинамического тракта, в таблице 2 приведены значения полусуммы выходных сигналов от каждого из последовательно соединенных термисторов -[и(+90)+и(-90)]/2, и измеренного суммарного. Сравнение данных по столбцам таблицы показывает отсутствие систематического ухода, а отклонение полусуммы сигналов от измеренного суммарного не превосходит ~ 1%. Примерно такие же в количественном отношении результаты Получены (с участием автора) с помощью двухкамерного инфракрасного расходомера.

Таблица 2

Зависимость от угла р выходного сигнала расходомера переменной мощности

С/2, мг/с 2,15 3,01 4,09 5,16 6,02 7,10 8,17 9,03 10,1

[и(+90+-90)]/2, В 5,46 11,63 19,12 27,42 34.64 42.72 51.91 59.48 67.04

и,пи., В 5.52 12.02 19.16 27.30 35.18 43.01 51.94 59.21 67.04

^средн., В 5.49 11.83 19.14 27.36 34.19 42.87 51.93 59.35 67.04

Методики проведения эксперимента и обработки его результатов обеспечивают замкнутый характер предложенного метода определения расхода газа. Знание мощности внутреннего тепловыделения, температуры термистора и омывающего его потока позволяют найти: а(0)=я(0) /5(0), числа Яе и вг, следовательно, и N11. Это позволяет: - сопоставлять расходные характеристики, имеющие разную форму выходного сигнала (например, Ом, мА, В); - оценить объективность экспериментальных данных путем сравнения чисел Нуссельта (или а(в)), найденных по результатам эксперимента: Ыи(0)э=Ни(0)- 50 /^(й); Ш(0)э=Ни(0)-[и(0)/ио]2, и по известным критериальным соотношениям.

Выходной сигнал расходомера постоянной мощности имеет омическую форму (кОм), а с постоянным температурным напором - токовую (мА) и вольтовую (В), а переменной мощности - вольтовую (В). Сопоставление их

расходных характеристик путем сравнения чисел Нуссельта представлено на рис. 10 (для Ы2 и Аг). Видно хорошее согласие между N11(1), N11(11), N11(11) и Ш(теор.), что является свидетельством объективности экспериментально полученных расходных характеристик расходомеров, работающих в разных режимах. При этом валено, что экспериментальные данные получены с термисторами, диаметры которых с1|=1 и ё2=0,5. Различие между Ыи^) и №а(с12) в среднем составляет ~ 3%, что можно считать вполне удовлетворительным результатом.

Перед проведением имитационных экспериментов, было оценено влияние температурных условий - температуры внешней среды £с и температуры газового потока 1Г - на показания расходомера РРГ-3-50-С. В первом случае расходомер обдувался газовым потоком задаваемой температуры. Во втором

н их сравнение с расчетными

- температура газового потока задавалась созданным расходомером, после чего газ подавался в РРГ. Измеренные РРГ расходы сведены в таблицу 3.

В первом случае 1г = 22° С, во втором 1с = 23,2° С. Нормальными условиями для РРГ являются I = 20° С и давление 1 атм. Из сопоставления первых двух строк видно, что изменение температуры среды на 11° С отнюдь не сводится к поправке расходной характеристики на 1% — различие в величинах расходов значительно больше. Примерно такая же картина наблюдается при изменении температуры входящего в расходомер газового

Таблица 3

1сиС Расход, найденный по выходному сигналу (¡(^и), мг/с

22 3,14 4,71 7,13 8,94 10,63

33 2,81 3,74 5,67 7,43 8,76

(Г°С Расход, найденный по выходному сигналу 0(4,1]), мг/с

24 1,51 2,43 3,64 6,33 8,12 10,51

40 1,14 1,71 2,57 4,85 6,85 9,48

46,7 1,13 1,69 2,46 4,69 6,65 9,21

потока. Как и следовало ожидать, повышение температур среды или потока приводит к занижению расхода контролируемой текучей среды, а понижение -к завышению расхода.

Первый имитационный эксперимент состоял в помещении созданного нами расходомера в вакуумную камеру, в которой обеспечивался вакуум ~ 5-Ю"5 мм.рт.ст. Результаты экспериментов при естественной и смешанной конвекциях представлены на рисунках 11 и 12. Видно хорошее согласие по коэффициентам

Л 10,5

<5 9

'.3

4,5

If* **

.-Ч А"

¥ *— R-R« N2 -N2

А -й—R-Ar " —*—R*-Ar

О 10 20 30 40 SO 60 G, иг/с

Рис. 11 Коэффициент теплоотдачи Рис. 12 Расходные характеристики N2 и Аг шара при естественной конвекции в условиях вакуумной камеры (*) и вне нее

теплоотдачи и по выходным сигналам расходомера с Wo = const, чем подтверждена работоспособность созданных расходомеров и в вакуумной камеры стенда. Температура водоохлаждаемой стенки камеры - 21° С, внешней среды - 26° С, теплоносителя - 35° С.

В следующем эксперименте - оценке влияния помехи при работающем двигателе, расходомер помещался в вакуумную камеру напылительной установки, в схеме которой имелись два ускорителя плазмы - импульсного и непрерывного действия. В качестве импульсного ускорителя был выбран импульсный генератор углеродной плазмы с графитовым катодом. Источником плазмы непрерывного действия служил источник ионов азотной плазмы мощностью 1,5 кВт. Расходомер помещался в тени ионных пучков генераторов плазмы. Контролируемая среда - аргон высокой чистоты, расход которого был 8 мг/с. Частота следования импульсов - в диапазоне 1+35 Гц. Проведенные эксперименты показали следующее: максимальная амплитуда помехи составила ~ 5 мВ на частоте следования 1 Гц, при этом форма сигнала близка к трапецеидальной. По мере увеличения частоты сигнал помехи уменьшался. При частоте выше 22-х Гц наблюдалось практически полное вырождение гармонического сигнала в непрерывный. При работе с непрерывным азотным источником помехи не обнаружено. Если учесть, что величины выходных сигналов расходомеров составляют десятки вольт, помеха в 5 мВ не может повлиять на их показания.

Расходные характеристики ксенона получены на калибровочном стенде ОКБ "Факел". Исследуемый расходомер располагался между РРГ-3 и УИРГ (бюреткой). Температура среды Тс = 294,3 К, а температура Хе, измеренная по сопротивлению измерительного термистора, составляла ~ 296,6 К. Результаты экспериментов представлены на рис. 13 а), б). Расходная характеристика расходомера с задаваемой Sy (рис.Пб)) описывается линейным полиномом: U(Cr) = [0,96-G + 107,8] В; R2= 0,9971. Особо отметим, что характеристики ксенона получены при входном давлении 2,5 кг/см2. От рассчитанных при нормальном давлении они отличаются ~ в 1,5 раза в сторону увеличения. Объясняется столь сильная зависимость от давления в случае Хе тем, что его газовая постоянная R=64,6 Дж/кг-К, т.е. ~ в 4,6 раза меньше, чем у N2. Коэффициенты теплоотдачи, найденные по выходным сигналам разной формы (кОм и В), практически

совпадают - см. рис. 13 в).

5.6

5,6

.X 5.4

а 6,2

4,8

4,6

ч-

3 6 9 12 15 18

в, ш1с

ъ / —•—есо. э —А........Э -а(Ми(1)),т

0 3 6 9 0/2,мг.'с

а) б) в)

Рис. 13 Расходные характеристики расходомеров: а) - постоянной мощности; б) - с задаваемой чувствительностью; в) - коэффициент теплоотдачи, рассчитанный по данным эксперимента, и его теоретическое значение, найденное с учетом давления

(Р„.=2,5 кг/см2)

В стендовой системе подачи давление газа на выходе ресивера поддерживается на заданном уровне в пределах ± 5%, что не может не сказаться на показаниях расходомера в случае ксенона. Оценка влияния непостоянства давления на показания расходомеров переменной мощности и с задаваемой чувствительностью показала: в первом случае систематическая погрешность составляет 0,06% и 0,03% (2 и 4 канала) и ее можно не учитывать; во втором она равна ~ 0,38% и 0,32% (2 и 4 канала), и ее учитывать нужно, хотя она и много меньше погрешности, вносимой калибратором.

Предложение по использованию на стенде разработанных моделей расходомеров состоит в следующем. Расходомеры переменной мощности или с задаваемой чувствительностью размещаются вне камеры и в камере стенда перед блоком газораспределения. Производится продувка ксеноном, после чего подача газа прекращается запиранием клапанов на выходе БГР. Таким образом газодинамический тракт заполняется рабочим газом. С помощью регулировок системы термостабилизации настраиваются на выбранный уровень Тп, а температура измерительных термисторов доводится до Т0 = 348 К. Сопоставление показаний расходомеров при подаче расхода позволяет оценить качество - с точки зрения утечек - арматурной части стендовой системы подачи ксенона. За расход в двигатель принимаются показания расходомера, находящегося в вакуумной камере стенда.

В Заключении сформулированы основные выводы и результаты работы:

1. Разработан и экспериментально обоснован новый метод измерения расхода инертных газов, базирующийся на тепловом принципе измерения и на расходомерах новых схем, как средстве измерения, и обеспечивающий:

• возможность проведения измерений в вакуумной камере стенда;

• независимость показаний расходомера от температур входящего газового потока и внешней среды с помощью пространственно распределенного теплообменника автоматически управляемой мощности;

• ориентационную независимость путем использования многоканального расходомера с направлением потока в измерительные каналы в

противоположных направлениях;

• возможность определения температур газового потока и внешней среды;

• многопараметричность расходомеров, обусловливающая замкнутость метода измерения.

2. Созданы и экспериментально исследованы не имеющие аналогов модели расходомеров для систем измерения расхода, используемых при наземной отработке современных ЭРД, с точностью измерения расхода инертных газов не хуже 2 %. При этом показано, что модели обеспечивают:

• реализуемость разработанных эффективных методов оптимизации тепловых процессов в системе, заключающихся в организации работы тепловой системы в режимах с постоянным температурным напором и переменной мощности внутреннего тепловыделения;

■ высокую чувствительность расходомера с постоянным температурным напором, постоянную по диапазону расхода на задаваемом уровне 2+2,8 В/(мг-с" ') и не зависящую от рода контролируемой текучей среды, а средняя чувствительность расходомера переменной мощности в исследованном диапазоне расхода составляет ~ 2,3+6,4 В/(мг-с"');

• большую величину (без схем усиления) выходного сигнала - у расходомера с >90=const ~ 75+135 В, у расходомера переменной мощности ~ 120+180 В и 120+60 В, что обусловливает высокую точность измерения расхода, помехозащищенность и надежность расходомеров;

• высокую сходимость результатов измерений - не хуже 0,2%;

• значительную величину доступного измерению диапазона расхода - до 100 мг/с, верхняя граница диапазона может понижаться диафрагмированием проходного сечения каналов, изменением их количества, уменьшением температурного напора. При этом номинальная погрешность созданных моделей расходомеров определяется погрешностью калибратора.

3. Разработаны рекомендации по применению созданных расходомеров в практике испытаний ЭРД и предложена методика измерения расхода в двигатель с помощью этих расходомеров, встроенных в стендовую систему подачи рабочего тела.

В Приложениях приведены: расходные характеристики азота, аргона и ксенона; результаты расчета теплоотвода по креплениям-токоподводам; методика расчета параметров расходомеров; оценка погрешности; принципиальные схемы электронных блоков моделей расходомеров; оценка постоянной времени расходомера в целом (с учетом всей его массы).

Основные результаты диссертации опубликованы в работах:

1. Румянцев A.B., Гуськов К.В. Тепловой высокотемпературный микрорасходомер газа: сб. тез. и докл. ежегодной конф. молодых ученых РГУ. Вып. 2: Физ.-мат.науки. Калининград: Изд-во РГУ, 2005. С. 14.

2. Румянцев A.B., Гуськов К.В. Высокотемпературный микрорасходомер газа //Вестник РГУ. 2006. №4. С. 70-76.

3*. Румянцев A.B., Шевченко П.Р., Гуськов К.В. Инфракрасный расходомер газа // Приборы и техника эксперимента. 2007. № 3. С. 150-154.

4*. Румянцев A.B., Гуськов K.B. Тепловой микрорасходомер газа переменной мощности // Измерительная техника. 2007. №8. С. 37-41.

5. Гуськов К.В. Универсальные тепловые расходомеры газа в диапазоне расхода 0-400 мг/с: материалы международной конференции "Инновации в науке и образовании". Калининград: Изд-во КГТУ, 2007. С. 16-17.

6. Гуськов К.В., Румянцев A.B. Метод автономизации тепловых термисторных микрорасходомеров газа //Вестник РГУ. Вып. 3: Сер. физ-мат. науки. Калининград: Изд-во РГУ, 2007. С. 78-86.

7*. Румянцев A.B., Гуськов К.В. Микрорасходомер газа с задаваемым значением чувствительности прибора // Приборы и техника эксперимента. 2008. № 1. С. 149-154.

8. Гуськов К.В., Румянцев A.B. Процессы в газовом тракте теплового расходомера // Вестник РГУ. Вып. 4 : Сер. физ-мат. науки. Калининград: Изд-во РГУ, 2008. С. 71-77.

9. Румянцев A.B., Гуськов К.В. Тепловые микрорасходомеры газа. Материалы 1-й международной Казахстанско-Российско-Японской научной конференции и VI Российско-Японского семинара. М: Изд-во МГИУ, 2008. С. 500-506.

10*. Гуськов К.В., Хартов С.А. Система измерения расхода газообразного рабочего тела для испытаний электроракетных двигателей // Вестник МАИ. 2009. Т. 16, № 3. С.41-48. М.: Изд-во МАИ, 2009.

11* Румянцев A.B., Гуськов К.В. Тепловой переменной мощности микрорасходомер газа. Патент RU, № 2321830. 2008. БИ №10 от 10.04.2008.

12*. Румянцев A.B., Гуськов К.В. Микрорасходомер газа с задаваемым значением чувствительности. Патент RU, № 2362124. 2009. БИ № 20 от 20.07.09

* отмечены российские журналы из списка ВАК и патенты РФ.

Гуськов Константин Викторович

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Подписано в печать 11.2009 г.

Бумага для множительных аппаратов. Формат. 60x90. 'Лб. Ризограф. Гарнитура «Тайме». Усл. печ. л. 1,5. Уч.-изд. л.1,2. Тираж 100. Заказ 180.

Издательство Российского государственного университета им. И. Канта 236041, г. Калининград, ул. А. Невского, 14

Оглавление автор диссертации — кандидата технических наук Гуськов, Константин Викторович

ВВЕДЕНИЕ.

ГЛАВА 1. СИСТЕМЫ ИЗМЕРЕНИЯ РАСХОДА ГАЗА.

1.1 Электроракетные двигатели и новые полетные задачи. космических аппаратов

1.2 Стендовая система подачи рабочего тела, ее недостатки.

1.3 Анализ результатов испытаний комплектующих и двигателей.

1.3.1 Блок газораспределения и комплектующие.

1.3.2 Статистический анализ результатов испытаний двигателей.

1.4 Принципы и средства определения расхода газа.

1.5 Тепловые расходомеры. Термокомпенсация в расходомерах.

1.6 Требования к измерительной системе и к показателям. расходомера газа

ГЛАВА 2. МЕТОД АВТОНОМИЗАЦИИ ТЕПЛОВОГО РАСХОДОМЕРА.

2.1 Выбор типа термоприемника и определение его параметров.

2.2 Конструкция газодинамического тракта.

2.3 Принцип работы системы термостабилизации теплоносителя.

2.4 Тепловая модель газодинамического тракта.

2.5 Теплообменник и расчет его параметров.

2.6 Оценка чувствительности системы термостабилизации.

ГЛАВА 3. ИЗМЕРИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА ТЕПЛОВЫХ РАСХОДОМЕРОВ.

3.1 Функциональная схема расходомера.

3.2 Тепловые модели измерительной системы расходомера.

3.2.1 Расходомер постоянной мощности.

3.2.2 Расходомер с постоянным температурным напором.

3.2.3 Расходомер с задаваемым значением чувствительности.

3.2.4 Расходомер переменной мощности.

3.3 Оценка тепловой инерции измерительной системы.

3.4 Анализ влияния помехосоздающих факторов.

ГЛАВА 4. КОНСТРУКЦИЯ РАСХОДОМЕРОВ.

4.1 Корпус расходомера.

4.2 Фланец.

4.3 Теплообменник.

4.4 Газораспределительная камера с каналами.

4.5 Размещение термистора в канале.

4.6 Лабораторная система измерения расхода газа.

ГЛАВА 5. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ.

МОДЕЛЕЙ РАСХОДОМЕРОВ

5.1 Исследование схемы резистивного деления напряжения.

5.2 Результаты экспериментального исследования расходомеров.

5.2.1 Оценка температурной автономности расходомера.

5.2.2 Оценка постоянства задаваемых параметров.

5.2.3 Расходные характеристики расходомеров.

5.2.3.1 Режим постоянной мощности.

5.2.3.2 Режим постоянного температурного напора.

5.2.3.3 Режим переменной мощности.

5.2.4 Исследование ориентационной зависимости.

5.3 Анализ результатов и оценка их объективности.

5.4 Результаты имитационных экспериментов.

5.4.1 Исследование работы расходомера в вакуумной камере.

5.4.2 Расходные характеристики ксенона.

5.4.3 Учет изменения давления газа на входе в расходомер.

5.4.4 Исследование влияния электромагнитной помехи.

5.5 Методика выполнения измерений расхода на стенде.

Введение 2009 год, диссертация по авиационной и ракетно-космической технике, Гуськов, Константин Викторович

Особенностью динамики полета космического аппарата (КА) является то, что для межорбитальных переходов (изменение высоты, наклонения и других параметров орбиты, перехода с орбиты на траекторию спуска и т.п.) и поддержания определенной ориентации КА в космическом пространстве, он должен иметь бортовую энергосиловую установку (ЭСУ), содержащую энергетическую установку (ЭУ) и реактивную двигательную установку (РДУ).

К бортовым РДУ, работающим в условиях невесомости, предъявляются различные требования по: длительности активного существования (САС), мощности, ресурсу, тяге, суммарному импульсу, величине удельного импульса тяги, точности поддержания тяги и удельного импульса тяги, по величине тяги и ее направлению, количеству включений, импульсу последействия и т.д.

В настоящее время достаточно широко используются двигательные установки, базирующиеся на электроракетных двигателях малой тяги (ЭРД МТ), а сравнительно высокое отношение тяги к мощности, обеспечиваемой ЭРД МТ, является важным фактором в случае, если существен вопрос времени полета КА.

Число задач, решаемых ЭРД, увеличивается, и возрастают требования к тяговым, удельным и ресурсным характеристикам двигателей. В современных технических заданиях на разработку электроракетных двигателей одним из основных является требование обеспечения срока активного существования КА до 12. 15 лет, что возможно при существенном увеличении суммарного импульса и ресурса ЭРД до 6-^9-и тысяч часов и более. Кроме того, в перспективных программах в ходе выполнения маневров требуется многорежимность работы ЭРД по мощности, тяге, скорости истечения рабочего тела. Эти требования существенно усложняют и удорожают разработку и создание новых двигателей, что определяет необходимость исследования характеристик уже существующих ЭРД и выявление возможностей улучшения их параметров, а также разработки эволюционных моделей ЭРД для решения новых полетных задач КА, в том числе, - маршевых. Именно поэтому проблемам ЭРД посвящено множество как теоретических [1-15], так и экспериментальных исследований, наиболее значимые из которых приведены в работах [16-61].

Для повышения эффективности КА необходима оптимизация его характеристик, в первую очередь, массовых. Она использует, в частности, оптимизацию по массе или эффективности использования ЭСУ. Определять оптимальную массу ЭСУ удобнее, т.к. имеется больше возможностей для обоснованных оценок массы ее систем — ЭУ и ЭРДУ. К тому же удельные параметры, характеризующие их удельные массы, аддитивны.

Поэтому массовый критерий качества ЭСУ используется чаще всего [3].

Активные исследования в области ЭРД начаты в России около 50 лет назад. За прошедшее время изучены практически все известные типы электрических ракетных двигателей. К настоящему времени наибольшие успехи достигнуты в разработке и практическом применении стационарных плазменных двигателей (СПД). Летные образцы СПД были разработаны в ОКБ "Факел" при активном участии РНЦ "Курчатовский институт" и других научно-исследовательских организаций [10].

В России уже более 25 лет используются холловские ЭРД типа СПД на геостационарных КА (спутниках серии "Космос", "Луч", "Галс", "Экспресс" и др.) разработки НПО ПМ. В последнее время СПД стали применяться и на КА других разработчиков, как российских (РКК "Энергия", НПО им. С.А.Лавочкина, ГКНПЦ им. М.В. Хруничева), так и зарубежных. На начало 2006 года в составе КА в космос выведены 240 СПД, более половины из которых продолжают эксплуатироваться. Суммарная наработка этих двигателей составила более 20 тыс. часов.

Первые летные испытания СПД в России состоялись еще в 1970-х гг. Так, в 1971 г. электроракетная двигательная установка на базе СПД-60 была испытана в космосе в составе КА "Метеор".

Штатная эксплуатация серийных холловских двигателей типа СПД начата в 1982 г., когда на борту геостационарного КА "Поток" разработки НПО ПМ была установлена ЭРДУ на базе СПД-70. В состав ЭРДУ входили 4 двигателя СПД-70, установленных на КА по два в восточном и в западном направлениях. ЭРДУ позволяла решать задачи приведения и коррекции орбиты в направлении запад- восток. В период с 1982 по 2006 г. на орбиту выведено 15 геостационарных КА "Космос" и "Луч" разработки НПО ПМ с 60 двигателями СПД-70. Эти двигатели также были установлены на геостационарном КА KazSat разработки ГКНПЦ им. М.В.Хруничева, выведенном на орбиту в 2006 г [10,19-36].

С 1994 г. в космосе эксплуатируются двигатели СПД-100 с номинальной тягой 83 мН в составе геостационарных связных КА серий "Галс", "Экспресс", "Экспресс - А", "Экспресс - AM" и Sesat разработки НПО ПМ. ЭРДУ состоит из 8 двигателей и позволяет решать задачу поддержания точки стояния КА на орбите в направлении север-юг и запад-восток, обеспечивая суммарный импульс тяги ~ 2000 кН-с. По состоянию на начало 2006 г. на геостационарную орбиту выведены два КА "Галс", два КА "Экспресс", три КА "Экспресс - А", пять КА "Экспресс — AM", и один КА, изготовленный по заказу организации Евтелсат [10].

Кроме того, двигатели СПД-70 применялись и применяются для коррекции орбит геостационарных связных КА "Купон" разработки НПО им. С.А.Лавочкина и КА "Ямал

100" и "Ямал-200" разработки PICK "Энергия". При эксплуатации в составе КА серии "Ямал" эти двигатели обеспечивают коррекцию орбиты как по долготе, так и по наклонению [10,15-18].

Применение ЭРДУ с СПД позволило увеличить срок активного существования (САС) КА серии "Галс" и "Экспресс" с 2.3 лет до 5.7 лет, Ка серии "Экспресс — А", Sesat, "Ямал-100" - до 10 лет и КА "Экспресс-АМ" - до 12 лет [10].

Начиная с 2005 г. СПД-100 также используется для коррекции орбиты низкоорбитального спутника дистанционного зондирования Земли "Монитор-Э" разработки ГКНПЦ им. М.В.Хруничева.

Кроме того, в космосе испытываются некоторые новые российские разработки. Так, в 1998-1999 гг. были проведены первые летные испытания холловского двигателя ДАС на американском KaSTEX. В результате работы двигателя TAL-WSF, созданного в ЦНИИмаш на базе двигателя Д-55, высота первоначальной орбиты спутника была увеличена на 650 м. В июне 2002 г. были начаты летные испытания холловского двигателя КМ-5 разработки Центра Келдыша в составе серийного геостационарного связного КА "Экспресс-А" разработки НПО ПМ. Двигатель используется для коррекции орбиты в направлении север-юг. По состоянию на январь 2008 г. двигатель проработал на орбите 1400 ч. при 800 включениях [10].

В целом за период с 1982 по 2005 г. на орбиту выведены 28 геостационарных КА связи разработки НПО ПМ, в составе которых использовались и используются 164 СПД [10].

Востребованность СПД объясняется, прежде всего, его существенно более высоким удельным импульсом тяги в сравнении с химическими двигателями (ЖРД, РДТТ). Кроме того, он обладает относительно простой конструкцией и достаточно высокой надежностью. Достаточно простыми являются также системы хранения и подачи (СХП) рабочего тела в двигатель, системы его электропитания и регулирования [1-3,10].

ЭРД относятся к двигателям с разделенными источниками энергии и массы рабочего тела, поэтому эффективность их использования определяется удельной массой двигательной установки (ДУ) на их основе по мощности энергопотребления - уду (кг/кВт) и суммарному импульсу тяги - /2ду (Н-с). Совершенство ДУ можно охарактеризовать величиной эффективного удельного импульса тяги ДУ, представляющим отношение суммарного импульса к массе ДУ, в которую входит и масса СХП. И одной из целей разработки ДУ может являться уменьшение его удельной массы и, тем самым, увеличение полезной нагрузки космического аппарата [3].

Значительный вклад в массу ДУ вносит масса баков с рабочим телом (РТ). Поэтому при разработке ДУ важно правильно определять необходимый для выполнения задач ДУ запас рабочего тела. На практике масса РТ рассчитывается по экспериментально измеренным на испытательном стенде массовому расходу РТ в двигатель и требуемому времени работы двигателей. Поэтому актуальной является задача достоверного измерения расхода РТ на стенде независимо от условий, при которых осуществляется измерение. Ее решение будет способствовать, в конечном итоге, снижению массы ЭРДУ в целом.

При создании СПД требуется проведение большого объема экспериментальной наземной отработки, включающей длительные (до 10 тыс. часов) огневые испытания. При этом важнейшей задачей является обеспечение надежного измерении основных параметров двигателя: силы тяги, потребляемой мощности, расхода ксенона, определяющих его тяговую эффективность. С учетом малости величин силы тяги и расхода, при испытаниях СПД используются специальные средства измерений. Среди этих средств наибольшие проблемы создают:

• система измерения силы тяги - вследствие того, что необходимо минимизировать сопротивление из-за "жесткости" подводящих магистралей;

• система измерения малых расходов ксенона, главной проблемой которого является обеспечение независимости результатов измерений от внешних условий испытательного стенда во время испытаний.

Анализ состояния типовых систем измерения основных параметров двигателя показывает, что, если для систем измерения силы тяги найдены приемлемые решения, то системы измерения расхода рабочего тела остаются одним из "слабых" звеньев, так как типовая система измерений расхода, применяемая в ОКБ "Факел", - ведущем предприятии России в области разработки и производства летных образцов СПД, а также в ряде других организаций России, не обеспечивает паспортной узости нормальной области значений влияющих физических величин, и, как следствие, приемлемой воспроизводимости результатов измерений. Недостатки стендовой системы подачи ксенона (ССПК) обусловлены наиболее часто используемым в ней средством измерения — тепловым расходомером типа РРГ (или расходомером фирмы "MKS Instruments" [62,63]).

Для измерения расхода ксенона используется метод, базирующийся на тепловом принципе измерения, а средством измерения служит тепловой, калориметрического типа расходомер РРГ. В области малых расходов — 0,1+20 мг/с - факторами, оказывающими определяющее влияние на результат измерения, являются: температуры контролируемого газового потока и внешней среды; термогравитационный компонент естественной конвекции при различной ориентации в пространстве направления течения потока. Однако применяемое средство измерения - расходомер РРГ (или фирмы "MKS

Instruments") — не обеспечивает независимость результата измерения от указанных факторов, так как: он не имеет системы термокомпенсации; ориентационная независимость обеспечивается в пределах углов отклонения от горизонтали в пределах ± 5°. Отсутствие температурной независимости заменяется ограничением на допустимые различия в температурах — не более, чем на ± 0,5^-2° С, обеспечить которое в реальных условиях практически невозможно. Кроме того, расходомер находится вне вакуумной камеры стенда. В этом случае он отделен от размещенных в камере блока газораспределения и управления расходом (термодроссель с жиклерами) арматурой, что требует внесения поправок в показания расходомера.

Исключить влияние арматурного объема, возможных утечек, перетечек газа в газовом тракте стенда можно путем размещения расходомера в вакуумной камере стенда перед блоком газораспределения. Однако осуществить это с помощью промышленно освоенных тепловых расходомеров невозможно вследствие того, что, вдобавок к отмеченным выше недостаткам, для этих расходомеров характерно следующее: эти расходомеры не вакуумного исполнения; датчик расхода и электронный блок совмещены в едином корпусе (нулевое разнесение).

Итак, недостатки расходомеров типа РРГ состоят в том, что, во-первых, это расходомеры не вакуумного исполнения и имеют "нулевое разнесение", в силу чего они размещаются вне вакуумной камеры стенда; во-вторых, они не имеют системы термокомпенсации; в-третьих, они не могут определять температуры газового потока и внешней среды до и во время измерений. Поэтому испытание одного и того же двигателя на разных стендах приводит к разным результатам: если по силе тяги отличия лежат в диапазоне (-1,1%)-^(+1,9)%, то по суммарному расходу диапазон значительно шире: (-4,4%)-^(-15)%. При измерениях малых катодных расходов различия в результатах могут охватывать диапазон ±17%.

Из приведенного выше следует, что требование к точности измерений не является в данном случае определяющим, т.к. без знания уровней: утечек газа внутри камеры, влияния давления и температурных условий, высокая точность измерений не обеспечит и высокую их достоверность. Погрешность используемой системы измерения расхода по оценкам ОКБ "Факел" составляет ~ 3-^-4% (на стендах NASA — 2%). Статистическая обработка результатов испытаний: блоков газораспределения (объем выборки 55) показала, что максимальный диапазон различий составляет (—10)-?-(+8,3)%; а в случае двигателей (объем выборки 193) диапазон различий составляет: по силе тяги и по расходу ~ ±3%, по удельному импульсу ~ (— 5)-^-(+7,5)%. Однако воспроизводимость результатов испытаний на разных стендах, как показано выше, недостаточна. С расходом в двигатель связаны сила разрядного тока и разрядная мощность, сила тяги, удельный импульс, запас рабочего тела (Мрт), поэтому достоверное определение расхода РТ в двигатель при его разработке, доработке, проведении огневых, параметрических, тепло-вауумных и приемосдаточных испытаний является одной из важнейших задач. Для ее решения необходимо разработать метод, обеспечивающий высокую воспроизводимость результата измерения независимо от указанных выше влияющих факторов с сохранением приемлемых точности и чувствительности, а так же возможность размещения расходомера в вакуумной камере стенда. Использование такого метода при испытаниях ЭРД, в том числе и ресурсных, должно обеспечивать достоверное определение параметров ЭРД. Таким образом, тема работы, посвященной решению названной задачи, является актуальной.

Для достижения этой цели необходимо было решить следующие задачи:

• разработать метод, обеспечивающий возможность размещения расходомера в вакуумной камере стенда и независимость результата измерения от указанных выше влияющих факторов (т.е.высокую воспроизводимость) с сохранением приемлемых точности и чувствительности;

• провести анализ существующих средств измерения расхода газа, и определить их возможности, недостатки и ограничения по диапазонам измерений;

• разработать методику и провести экспериментальное определение показателей созданных моделей расходомеров новых схем;

При решении сформулированных задач были разработаны физические модели тепловых систем расходомеров, проведены расчеты их параметров. Это позволило теоретически обосновать целесообразность применения выбранных физических принципов и конструкторских решений при разработке расходомеров новых схем, а так же оптимизировать процессы теплообмена в них.

По результатам проведенных исследований изготовлены опытные экземпляры расходомеров новых схем, не имеющие аналогов по своим показателям; проведены эксперименты, имитирующие условия работы расходомера в вакуумной камере стенда, в том числе, при работающем двигателе, подтвердившие работоспособность созданных расходомеров в таких условиях; разработаны рекомендации по применению созданных расходомеров и реализации метода определения расхода в стендовой системе подачи ксенона.

Заключение диссертация на тему "Исследование и разработка системы измерения расхода газообразного рабочего тела для испытательного стенда электроракетного двигателя"

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

По результатам представленной работы можно сделать следующее заключение:

1. Разработан и экспериментально обоснован новый метод измерения расхода инертных газов, базирующийся на тепловом принципе измерения и на моделях расходомеров новых схем, как средстве измерения, и обеспечивающий: • возможность проведения измерений в вакуумной камере стенда;

• полную независимость показаний расходомера от температур входящего газового потока и внешней среды с помощью пространственно распределенного теплообменника автоматически управляемой мощности;

• ориентационную независимость путем использования многоканального расходомера с направлением потока в измерительные каналы в противоположных направлениях;

• возможность определения температур газового потока и внешней среды;

• многопараметричность расходомеров, обусловливающая замкнутость метода измерения.

2. Созданы и экспериментально исследованы не имеющие аналогов модели расходомеров для систем измерения расхода, используемых при наземной отработке современных ЭРД, с точностью измерения расхода инертных газов не хуже 2%. При этом показано, что модели расходомеров обеспечивают:

• высокую чувствительность расходомера с постоянным температурным напором, постоянную по диапазону расхода на задаваемом уровне 2+2,8 В/(мг-с"') и не зависящую от рода контролируемой текучей среды, а средняя чувствительность расходомера переменной мощности в исследованном диапазоне расхода составляет ~ 2,3+6,4 В/(мг-с-1);

• большую величину (без схем усиления) выходного сигнала — у расходомера с >90 =сопз1 75+135 В, у расходомера переменной мощности ~ 120+180 В и 120+60 В, что обусловливает высокую точность измерения расхода, помехозащищенность и надежность расходомеров;

• высокую сходимость результатов измерений - не хуже 0,2%;

• значительную величину доступного измерению диапазона расхода — до 100 мг/с, верхняя граница диапазона может понижаться диафрагмированием проходного сечения каналов, изменением их количества, уменьшением температурного напора. При этом номинальная погрешность созданных моделей расходомеров определяется погрешностью калибратора.

Библиография Гуськов, Константин Викторович, диссертация по теме Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

1. Морозов А.И. Введение в плазмодинамику. - 2-ое изд. испр. и доп. М.: ФИЗМАТЛИТ, 2008. 616 с.

2. Модель космоса: Научно информационное издание: В 2-х т. / Под ред.

3. М.М. Панасюка, Л.С. Новикова/ М.: КДУ, 2007.1144 с.

4. Квасников Л.А., Латышев Л.А., Пономарев-Степной H.H., Севрук Д.Д.,

5. Тихонов В.Б. Теория и расчет энергосиловых установок космических летательных аппаратов М.: Изд-во МАИ, 2001. 480 с.

6. Попов Г.А. Современные электрические ракетные двигатели космических аппаратов и их применение. Научный семинар НИИПМЭ МАИ, 1997.

7. Архипов Б.А. Исследование и разработка катодов нового поколения для стационарных плазменных двигателей. Докт. дисс. ОКБ "Факел", 1998.

8. Бугрова А.И., Ким В.П. Современное состояние физических исследований в УЗДП. В кн. "Плазменные ускорители и ионные инжекторы". М.: Наука, 1984.

9. Латышев Л.А., Чуян Р.К. Оптимизация параметров ЭРД. М.: Машиностроение, 2000.

10. Белан Н.В., Ким В.П., Оранский А.И., Тихонов В.Б. Стационарные плазменные двигатели. Харьков.: Изд-во ХАИ, 1989, 316 с.

11. Приданников С.Ю. Исследование характеристик стационарных плазменных двигателей при длительной работе. Канд. дисс. Библиотекака ОКБ "Факел", 2004.

12. Горшков O.A., Муравлев В.А., Шагайда A.A. Холловские и ионные плазменные двигатели для космических аппаратов. М.: Машиностроение, 2008. 280 с.

13. Куландин A.A., Тимашев C.B., Иванов В.П. Энергетические системы космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1979.320 с.

14. Энергетические установки для космических аппаратов. Сб. статей. Под ред. Невяровского Д.Д. М.: Изд-во МИР, 1964. 395 с.

15. Кудрин О.И. Солнечные высокотемпературные космические энергодвигательные установки. М.: Машиностроение, 1987. 248 с.

16. Космические аппараты / Под общей ред. К.П. Феоктистова. М.: Воениздат, 1983. 319 с.

17. Popov G., Obukhov V., Koulikiv E., Kim V., et. al. Phobos-Soil Misión Scenario and Feasibility Study IAF-01-Q.3.b.04 // 52nd Intemationel Astronautical Congress. 2001.

18. Popov G., Obukhov V., Murashko V., Koryakin A., Pridannikov S., et. al. Development of Electric Propulsion System Based on SPT-140 for "Phobos-Soil" Mission. IAF-01-Q.3.b.05. // 52nd Intemationel Astronautical Congress. 2001.

19. Попов Г.А., Обухов В.А., Приданников С.Ю., и др. Автоматический космический комплекс по доставке на Землю образцов грунта Фобоса. Эскизный проект, книга 3, часть 1 "Электроракетная двигательная установка". ОКБ "Факел" НИИПМЭ МАИ. 2001.

20. М. Kazeev, G. Popov, N. Antropov, et. al. Dinamics and distribution of electron density in the channel of pulsed plasma thuster. // 38th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, Exibit, AIAA 2002-2054. 2002.

21. G. Popov, N. Antropov, G. Dyakonov, V. Tyulin, V. Yakovlev, Experimental study of plasma parameters in high-efficiency pulsed plasma thruster. // 27th IEPC. 2001, IEPC.AIAA-01-163.2001.

22. V. Kim, G. Popov, V. Tikhonov, et. al. Modern Trends of Electric Propulsion Activity. // 26th IEPC. Kitakyushu, Japan, 1999.

23. R. Gnizdor, V. Kim, K. Kozubski, et. al., Performanse and Qualification Status of SPT-140 for "Fobos-Soil" Mission // 26th IEPC. AIAA-99-090.1999.

24. Харпос, В. Файф, M., МакФолл, К., Янковски, P., и Мэсон, JI. Состояние испытаний в США холловского двигателя СПД-140 на основе высокоэффективной холловской системы AIAA-2000-1053, 2000.

25. Kozubski К., Maslennikov N., Rumiantzev A., Pridannikov S. Study of Long Operation Capacity of Stationary Plasma Thruster SPT-140 at Power 3500 W // 26th IEPS. AIAA-99-120. 1999.

26. Занкович, Дж.М., Хааг, T.M., Манцелла, Д. Оценка параметров двигателя СПД-140 мощностью 4,5 кВт // 24th IEPC. AIAA-95-30. 1995.

27. Kim V., Kozlov V., Kozubski K., Lyszyk M., et. al. Investigation of the anode configuration influence on the PPS-1350 laboratory model plume divergence // 34th Joint Propulsion Conference. AIAA-98-3787. 1998.

28. Bober A., Day M., Maslennikov N., Popov G., Rylov Y. Development and Application of Electric Propulsion Thruster in Russia // 23th IEPC. AIAA-93-001. 1993.

29. D. Valentian, N. Maslennikov. The PPS-1350 program // 25th IEPC. AIAA-97-134. 1997.

30. M. Lyszyk, E. Klinger, D. Bugeat, D. Valentian C. Gelas Development status of the PPS-1350 Plasma Thruster //34th Joint Propulsion Conference. AIAA 98-3333. 1998.

31. M. Lyszyk, E. Klinger, et. al. Qualification Status of the PPS-1350 Plasma Thruster // 35th Joint Propulsion Conference. AIAA 99-2278. 1999.

32. V. Gopantchuk, K. Kozubski, N. Maslennikov, S. Pridannikov Performance of Stationary Plasma Thruster PPS-1350 and its Qualification Status in Russia // 26th IEPC. AIAA-99-086. 1999.

33. M. Day, R. Gnizdor, К. Kozubski, et. al. SPT-100 Life Test with Single Cathode up to Totel Impulse Two Million Nsec // 34lh Joint Propulsion Conference. AIAA 98-3790. 1998.

34. M. Bekrev, M. Day, S. Pridannikov, et. al. Integrated Test of an SPT-100 Subsystem // 33th Joint Propulsion Conference. AIAA 97-2915.1997.

35. M. Day, N. Maslennikov, T. Randolph, W. Rogers. SPT-100 Subsystem Qualification Status // 32th Joint Propulsion Conference. AIAA 96-2713. 1996.

36. B. Arkhipov, A. Bober, R. Gnizdor, et. al. The Results of 7000 Houer SPT-100 Life Testing //24th IEPC. AIAA-95-039. 1995.

37. C. Garner, J. Brophy, J. Polk, L. Pless Cyclic Endurase Test of a SPT-100 Stationary Plasma Thruster // 3rd Russia-German Conference on Electric Propulsion Engines and Their Technical applications. 1994.

38. J. Sankovic, et. al. Performance Evaluation of the Russian SPT-100 Thruster at NASA LeRC // 23rd IEPC. AIAA-93-094. 1993.

39. Randall S. Aadland, et al. Xenon Propelent Management System for 40 cm NEXT Ion Thruster // 9th AIAA/ASME/SAE//ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. AIAA-2003-4880.2003.

40. J. Fisher, A. Wilson, et al. The Development and Qualification of a 4,5 kW Hall Thruster Propulsion System // 39th AIAA/ASME/SAE//ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. AIAA-2003-4551.2003.

41. Бугрова А.И., Масленников H.A., Морозов А.И. Законы подобия интегральных характеристик в УЗДП. Ракетные двигатели и энергетические установки .Научно-технический сборник. Выпуск 3 (131). Москва, НИИТП, 1991. С. 23-33.

42. Manzella D.H., Yacobson D.T., Д.Т., Yankovsky R.S. High voltage SPT performanse // 37th Joint Propusion Conference and Exhibit. AIAA-2001-3774.2001.

43. С. Олесон, P. Майерс. Усовершенствованная ДУ для выведения на геостационарную орбиту и для удержания направления север-юг // 24th IEPC. AIAA-95-2513.1995.

44. С. Олесон. Электрическая ДУ для низкоорбитальных спутников связи // 33th Joint Propulsion Conference. AIAA 97-2915. 1997.

45. Занкович, Дж.М., Хааг, Т.М., и Манцелла, Д., Рабочие характеристики российского двигателя Д-55 с анодным слоем // 23th IEPC. ALAA-94-3011, 1994.

46. В. Arkhipov, А. Bober, V. Kim, К. Kozubsky, et. al. SPT Electric Propulsion System for Spacecraft Orbit Maneuvering Paper RGC-EP-92-07, 1st Russian-German Conference of Electric Propulsion. 1992.

47. Extending the range of SPT operation — Development status of 300 and 4500 W thruster /В. Arkhipov, A. Bober, M. Day, at al. // 32th Joint Propulsion Conference. AQIAA-96-2708. 1996.

48. Small Elektric Propulsion Development by RIAME MAI / N.N. Antropov, V. Kim, V. I. Kozlov et. al. Europen Conference for Aerospace Sciences (EUCASS). 2005.

49. Experemintal Research of SPT Low-Power Perspektive Model / M.B. Belikov, O.A. Gorchkov, A.B. Jakupov, S.A. Khartov // 34th Joint Propulsion Conference. AIAA-98-3786. 1998.

50. Патент РФ № -№ 2139646. Плазменный ускоритель с замкнутым дрейфом электронов / С.А. Хартов, А.Б. Жакупов, O.A. Горшков, Р.Н. Ризаханов. 1998.

51. Zakharenkov L., Chislov G., Semenkin A. Study of Low Power TAL Charakteristics // 27th IEPC. AIAA-01-041. 2001.

52. SPT-115 development and characterization / V. Kim, D. Grdlichko, V. Kozlov, at al. // 35th Joint Propulsion Conference. AIAA-99-2568. 1999.

53. Jakobson D.T., Jankovsky R.S., Rawlin V.K. High voltage TAL performance // 37th Joint Propulsion Conference and Exhibit. AIAA-2001-3777. 2001.

54. Investigation of SPT Performance and Particularities of its Operation with Krand Kr/Xe Mixtures / V. Kim, G. Popov, V. Kozlov, at al. // 27th International Electric Propulsion Conference. IEPC-01-065.2001.

55. The Results of Tesing and Effectiveness of the Kr-Xe Mixture Application in SPT / B.A. Arkhipov, A.I. Koryakin, V.M. Murashko, at al. // International Electric Propulsion Conference. IEPC-01-064.2001.

56. Semenkin B.F., Tverdokhlebov S.O., Garkusha V.I. TAL Thruster Technology for Advanced Electric Propulsion Systems // 20th International Symposium on Space Technology and Sciece. ISTS 96-a-3-26. 1996.

57. Регулятор расхода газа РРГ-3. Техн.описание и инструкция по эксплуатации. 2002.

58. Измерители и регуляторы расхода газовых сред. Компания "MKS Instruments", 2005.

59. Коротков П.А., Беляев Д.В., Азимов Р.К. Тепловые расходомеры. JI.: Машиностроение, 1969. 235 с.

60. Кремлевский П. П. Расходомеры и счетчики количества. Л.: Машиностроение, 1989. 776 с.

61. Левин В.Н. Расходомеры малых расходов для схем промышленной автоматики. М.: Энергия, 1972,72 с.

62. Френкель Б.А. Тепловые калориметрические расходомеры. М.: ЦНИИТЭ нефтехим, 1968, 90 с.

63. Камразе А.Н., Тимонов С.М., Золенко Т.Г. Калориметрический способ определения расхода. Патент RU №2018787, 5 G 01 F 1/68, 1994.

64. Тепловой парциальный расходомер. Патент US № 4571801, 1981.

65. Прибор для измерения расхода газа. Патент US № 4425792, 1979.

66. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. М.: Наука, 1969. 312 с.

67. Вентцель Е.С. Теория вероятностей. М.: Наука, 1969. 576 с.

68. Щиголев Б.М. Математическая обработка наблюдений. М.: Наука, 1969. 344 с.

69. Тюрин Ю.Н., Макаров А.А. Статистический анализ данных на компьютере. М.: ИНФА-М, 1998. 528 с.

70. Боридько С.И., Дементьев Н.В., Тихонов Б.Н., Ходжаев И.А. Метрология и электрорадиоизмерения в телекоммуникационных системах. М.: Горячая линия -Телеком, 2007. 373 с.

71. Никипелов А.В., Ромашко А.В. Способ и устройство измерения микропотока газа. Патент RU №2194262, МКИ G 01 МЗ/26, 2002.

72. Joseph W.C. Thermal method flow measurements for aerospace enviroments. Inf. chem.1985, 259, P. 503-505.

73. Беляев Д.В., Короткое П.А., Камразе А.Н., Соколов Г.А. Тепловые расходомеры. В кн.: Измерение расходов жидкости, газа, пара. М.: Машиностроение, 1973, С. 73-131.

74. Рудный Н.А., Альбицкий Н.А. Бесконтактный тепловой расходомер с постоянным перепадом температур. // Приборы и системы управления. 1976, № 6.

75. Keller G.P. Metering low flows. // Chem. Eng. 71, 1964. 20, P. 127-134.

76. Соколов Г. А. Исследование динамических свойств тепловых расходомеров жидкостей и газов и методов компенсации их динамических погрешностей. Автореферат канд. дис. JL: 1969. 23 с. (ЛТИ им. Ленсовета).

77. Френкель Б.А. Исследование и разработка тепловых расходомеров газов и жидкостей для процессов нефтепереработки и нефтехимии. Автореферат канд. дис. М.: 1970. 24 с.(МИНХ и ГП им. Губкина).

78. Шишкин З.А. Исследование и разработка тепловых контактных микрорасходомеров жидкостей и газов. Автореф. канд. дисс.Л.: 1971. 21 с. (ЛТИ им. Ленсовета).

79. Кеменов А.В. Исследование и разработка тепловых систем измерения расхода. Автореферат канд. дис. М.: 1974. 15 с. ( МВТУ им Баумана).

80. Мышко С.Н. Исследование и разработка тепловых расходомеров для автоматического контроля малых расходов агрессивных и токсичных потоков. Автореферат канд. дис. Л.: 1974. 16 с. (ЛТИ им. Ленсовета).

81. Датчики расхода газа ДРГ 3,4,5,6. Информационный листок № 79077, серия ИЛКИА, М.: ВИМИ, 1979.

82. SETARAM U-70 mass flowmeter, France, 1986.

83. Caluire SETARAM-85, France, 1986.

84. Ninikoski Т.О. Simple helium flowmeter for delution refrigerators. // Rev. of Ski. Instr., 1972, vol. 43, № 3, P. 37-42.

85. FMA-9000 mass flowmeter. // Omega Engineering Inc., 1989, № 7, p. 23.

86. Измерение и регулирование малых расходов газа. // "Юацу гидзюцу. Ина. Еситака. Hydraul. and Pneum.", 1984, 23, № 8.

87. Пояснительная записка "Разработка и исследование автоматического цифрового измерителя расхода газов". М.: МИЭТ, 1985, анн. 59.03.85.099 (02830010691).

88. Matcheson. Linear mass flowmeter. Instruction manual. USA, 1989.

89. SEF-1 // Keiso instrumentation, 1985,28, № 2.

90. Иваненко А.Ю., Камразе A.H., Тимонов C.M., Фитерман М.Я. Способ измерения массового расхода газа. Патент RU№ 2066850, 6G 01 F 1/68, 1996.

91. Грудин О.М., Иванов П.Д., Кацан И.И. и др. Устройство для измерения скорости газового потока. Патент RU №2086922, 6G 01 F 1/68, 1997.

92. Беляев O.A., Митрохина О.О., Митрохин В.Б. Тепловой расходомер. Патент RU №2106604, G 01 F 1/68,1998.

93. Беляев O.A., Митрохина О.О., Митрохин В.Б. Тепловой расходомер. Патент RU № 2126956, 6 G 01 F 1/69, 1999.

94. Глебов Г.А. Устройство для измерения малого массового расхода газа. Патент RU № 2039939, 6 G 01 F 1/68, 1995.

95. Исмайлов М.М., Мун Г.Н. Способ измерения объемного расхода текучей среды и устройство для его осуществления. Патент RU №5065472, 6 G 01 F 1/68, 1995.

96. Виноградов С.Е., Демичев В.В., Пономарев В.Г. и др. Термоанемометрический датчик расхода газообразных сред. Патент RU №2011172, 6G 01 F 1/68,2004.

97. Komia К., Higuchi F. Charakteristics of а thermal gas flowmeter.//Rev. of Sei. Instr. 1988, vol. 3, 59, P. 477-479.

98. Отчет о патентных исследованиях. Тепловые измерители расхода текучей среды. Рижский филиал ВЦПУ. Ан. 59.03.88. 099. Рига, 1988.

99. Каталог фирмы "Proccer Scientific instruments" (Великобритания, 1981). Библиографический указатель "Новые промышленные каталоги", серия 07. 1981, № 8, ан. 08-07-108 (ПК 16911-81).

100. Тепловой прибор для измерения расхода и скорости течения жидкости и газов. АС ЧССР №229991, 3 G 01 F 1/68, 1982.

101. Каталог фирмы "TSI Inc." USA. 1987 (ПК-11039-87).

102. Каталог фирмы "TSIInc." USA. 1986 (ПК-18437-86).

103. Каталог фирмы "TSIInc." USA. 1985 (ПК-20977-85).

104. Расходомер с нагреваемым термосопротивлением. Патент US № 4596140, 1986.

105. Гольдштик A.M. Термоанемометр с автоматической компенсацией изменения температуры потока.//ИФЖ, 1959, №10.

106. Устройство для количественного измерения расхода. Патент ФРГ № 2753118, 1982.

107. Способ измерения массы воздуха, подводимого к ДВС. Патент ФРГ № 2843019, 1984.

108. Способ и устройство для исключения погрешностей в приборе, измеряющем воздушный поток. Патент ФРГ №2752196, 1981.

109. Михеев М.А. Основы теплопередачи. М.: Л.: Госэнергоатомиздат, 1956. 392 с.

110. Benson J.M., Baker W.C., Easter E. Thermal mass flowmeter. // Instr. Contr. Syst., 43, 1970, №2.

111. Петунии A.H. Измерение параметров газового потока. М.: Машиностроение, 1974. 260 с.

112. Дульнев Г.Н., Сергеев O.A. К вопросу об измерении скоростей среды с помощью полупроводниковых термочувствительных сопротивлений. — Исследование в области тепловых измерений и приборов, вып. 21. JL: ЛИТМО, 1957.

113. Кирсанов H.H. Схемы термоанемометров с полупроводниковыми термосопротивлениями. — Сб. Трудов ЦАГИ // Промышленная аэродинамика, вып. 19, М.: Оборонгиз, 1960.

114. Захаров Ю.Т., Виноградов М.Н. Термоанемометр с полупроводниковыми термосопротивлниями. // Промышленная аэродинамика, вып. 19, М.: Оборонгиз, 1960.

115. Малоземов В.В., Рожнов В.Ф. Схемы приборов с полупроводниковыми датчиками для измерения температуры и скорости потока. — В кн: Строительная теплофизика, 1966, С. 233-240.

116. Виленкина Р.И., Новиков В.Н. Термисторы СТ!-30 для измерения скорости потоков газов и жидкостей // Приборы и сист. упр., 1967, № 8, С. 34-36.

117. Wilier A. An anemometer for the continuous measurement of air speed in mines. -Internet. J. Rock. Mech. And Miling Sei., 6, 1969,1, P. 13-20.

118. Wilhelm M. Reibetanz W., Wehage D. Ein einfaches Anemometer mit Thermistor. -Strömungssonten.- Maschinenbau technik, 18, 1969,18, P. 58-61.

119. Гришечкин B.C. Измерение скоростей потоков воды и воздуха полупроводниковыми термоанемометрами. В кн: Измер. расх. жидк., газа, пара. М.: 1973, С. 77-79.

120. Зайцев В.Ю., Марченко А.Н., Ващенко И.И. Полупроводниковые резисторы в электронике. М.: Энергоатомиздат. 1988, 135 с.

121. Цой П.В. Методы расчета задач тепломассопереноса. М.: Энергоатомиздат, 1984. 416 с.

122. Цветков Ф.Ф., Григорьев Б.А. Тепломассообмен. М.: Изд-во МЭИ, 2005. 550 с.

123. Румянцев A.B., Шевченко П.Р. Автономный прецизионный расходомер газа. Проблемы математических и физических наук: Материалы постоянных научных семинаров, Калининград : Изд-во КГУ, 2001, С. 115-121.

124. Румянцев A.B., Васильев В.В., Мальцев И.В. Устройство для измерениямикрорасхода газа. Патент RU №2201580, G 01 F 1/69, БИ №9, 2003.

125. Гуськов К.В., Румянцев A.B. Метод автономизации тепловых термисторныхмикрорасходомеров газа. Вестник РГУ им. И.Канта. Вып. 4. Физико-математические науки.- Калининград : Изд-во РГУ им. И.Канта, 2007. С.78-86.

126. Румянцев A.B., Шевченко П.Р. Тепловой микрорасходомер газа. Патент RU № 2246099, G 01 F 1/68, 2005.

127. Румянцев A.B. Тепловой микрорасходомер газа. Патент RU № 2262666, G 01 F 1/68, 2005.

128. Мак-Адаме В.Х. Теплопередача. М.: Металлургиздат, 1961, с.20

129. Ярышев H.A. Теоретические основы измерения нестационарной температуры. JI.: Энергоатомиздат. Ленингр. отд-ние, 1990. 256 с.

130. Петухов Б.С. Теплообмен и сопротивление при ламинарном течении жидкости в трубах. М.: Энергия, 1967.

131. Кутателадзе С.С. Теплопередача и гидродинамическое сопротивление. М.: Энергоатомиздат, 1990. 376 с.

132. Румянцев A.B., Шевченко П.Р. Тепловой термисторный микрорасходомер газа. // ПТЭ, 2007, № 1, С. 141-146.

133. Румянцев A.B., Шевченко П.Р. Тепловые термисторные микрорасходомеры газа. // Изм. техника, 2007, № 2, С. 43-48.

134. Гуськов К.В., Румянцев A.B. Процессы в газовом тракте теплового расходомера. Вестник РГУ им. И. Канта. Вып. 4, Физико-математические науки.- Калининград.: Изд-во РГУ им. И. Канта, 2008. С. 71-77.

135. Лыков A.B. Теплопроводность. М.: Высшая школа. 1967.

136. Заходский Л.В. Термоанемометрический датчик. A.C. СССР №777439, 3 G01 F 1/68, 1977.

137. Румянцев A.B., Шевченко П.Р., Гуськов К.В. Инфракрасный расходомер газа. // ПТЭ, 2007, №3, С. 150-154.

138. Румянцев A.B., Шевченко П.Р., Гуськов К.В. Высокотемпературный микрорасходомер газа. Вестник РГУ им. И.Канта. Вып. 2. Физико-математические науки.-Калининград : Изд-во РГУ им. И.Канта, 2006, С. 70-76.

139. Румянцев A.B., Гуськов К.В. Тепловой переменной мощности расходомер газа. // Изм. техника, 2007, №7, С.37-41.

140. Румянцев A.B., Гуськов К.В. Тепловой переменной мощности расходомер газа. Патент RU № 2321830, 2008, G 01 F 1/68, БИ №10 от 10.04.08.

141. Маевская В.М., Морозов А.Д. Термоанемометр для измерения скоростей потоков воздуха. // Изм. техника, 1962, №7.

142. Whitaker S. Forced convection heat transfer correlations for flow in pipes, past flatplates, singl cylinders, singl spheres and in flow in packed beds and tube bunolless. // AlChe Jornal, 1972, vol. 18, №2, P. 361-368.

143. Чиркин B.C. Теплофизические свойства материалов ядерной техники: (Справочник). — М.: Атомиздат, 1968.484 с.

144. Румянцев A.B., Шевченко П.Р. Тепловой микрорасходомер газа. Патент RU № 2326350,2008, G 01 F 1/68, БИ № 16 от 10.06.08.

145. Румянцев A.B., Гуськов К.В. Тепловой расходомер газа с задаваемым значением чувствительности.//ПТЭ, 2008, № 1, С. 149-154.

146. Румянцев A.B., Гуськов К.В. Тепловые микрорасходомеры газа. Труды 1-ой Международной Казахстанско-Российско-Японской научной конференции и Vl-ro Российско-Японского семинара. М.:Изд-во МГИУ. 2008. С. 500-506.

147. Корякова А.Н., Кузьмин В.А., Попов А.И., и др. Термоанемометры постоянной температуры В кн: Измер. расх. жидк., газа, пара. М.: Машиностроение, 1973, С.74-77.

148. Гуськов К.В., Хартов С.А. Система измерения расхода газообразного рабочего тела для испытаний электроракетных двигателей. Вестник МАИ. 2009. Т. 16, № 3. С. 41-48. М.: Изд-во МАИ. 2009.

149. Румянцев A.B., Гуськов К.В. Патент РФ № 2362124. 2009. БИ № 20 от 20.07.2009.

150. Disa information. Hot wire anemometer. 1965, № 1, P. 11-12.

151. Лобов Б.И. Генератор расхода газа ГИР 7. Информационный листок № 88-76, сер. 13-05, М.: ВНИИКИ, 1976.

152. Шарапов А.К., Чаплыгина Т.М. Образцовая грузокольцевая установка. // Изм. тех-ка, 1979, № 1, С.71-73.

153. Трубин A.M., Ханберг В.А. Счетчик абсолютного вытеснения для малых расходов газа.//Изм. тех-ка, 1987, №10, С. 47-51.

154. Bailey S.J. Oscillating Ball device measures ultra low flow. // Contr. Eng., 1979, vol. 26, № 5, p.75.

155. Калибраторы расхода Vol-U-Meter®. Техн. данные конструкции DS-1052, 1997.

156. Пистун Е.П., Стасюк И.Д., Теплюх З.Н. Определение расходных характеристик дроссельных элементов.//Автоматика и КИП, 1980, №4, С. 28-32.

157. Дубовой Н.Д., Илясов В.Ф., Лукичев А.Ю., и др. Автоматический пузырьковый расходомер с оптоэлектронным первичным преобразователем и цифровым отсчетом. // Изм. тех-ка., 1989, №7, С.132-137.

158. Дубовой Н.Д., Илясов В.Ф., Лукичев А.Ю. и др. Автоматический пузырьковый расходомер с оптоэлектронным первичным преобразователем и цифровым отсчетом. // Изм. техника, 1989, №7, С.132-137.

159. Канцельсон Б.Д., Тимофеева Ф.А. Исследование конвективного теплообмена между частицами и потоком в нестационарных условиях. Тр. ЦКТИ, 1949, вып. 12, С. 119-157.

160. Лыков А.В. Тепломассообмен: (Справочник) — М.: Энергия, 1978.478 с.

161. Campo A. Correlation equation for laminar and turbulent natural convection from spheres. W u S. 1980. Bd. 13. N 1 - 2, P. 93 - 96.

162. Турмухамбетов A.K. Экспериментальное исследование теплоотдачи и влияния неизотермичности на сопротивление шара при малых числах Рейнольдса. Канд. дис. Алма-Ата, 1974.

163. Juge Т. Theory of heat transfer of sphere in uniform stream at low Reynolds numbers. Rep. Int. Speed Mech., v. 6, № 56, 1956.

164. Бузник B.M., Безломцев K.A. Обобщение экспериментальных данных по теплообмену естественной и вынужденной конвекций при вынужденном обтекании тел. Тр. Николаевск, кораблестроит. ин та. Вып. 19, 1959.

165. Генератор углеродной плазмы. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. ТУ-3.052.016. ПО "Кварц". Калининград, 1989. 9 с.

166. Источник ионов ИИ-4-0,15 "Радикал". Техническое описание и инструкция по эксплуатации, ТУ-3.152.001. ПО "Кварц". Калининград, 1989. 12 с.

167. Дульнев Г.Н., Семяшкин Э.М. Теплообмен в радиоэлектронных аппаратах. М. Л.: Энергия, 1981.359 с.

168. Расходомер постоянной мощности

169. Расходные характеристики (ХЯДп) азота (N2) в разных диапазонах расхода и ихаппроксимирующие функции3(308)

170. С(Я,ТП=308) = 0,3744К3-6,3039112+39,06511-82,892; Я =0,9994нижняя вСЯ, Тп=293) =-0,0064Я3+0,4218Я2-1,7937Я+0,1458; верхняя вСЯ, Тп=308) = -0,0458113+2,0373112-14,50611+28,498;1. Я2=0,9994

171. Расходомер с задаваемым значением чувствительности

172. Расходные характеристики С(Я,ТП) азота, аргона и ксенона при разных значениях нагрузочного сопротивления56 52 48 о 442 40

173. О 28 £ 24 £ 20 g 16 12 8 4 075 85 95 105 115 125 1351. U, В

174. N2 G(U, 5,7k) = 1,126U 86,303; G(U, 7,5k) = 0,7015U - 68,579; R2 = 1; Ar G(U, 7,5k) = 1,0791U-91,714; R2 = 0,9999; Xe G(U, 13,2k) = 0,5682U-61,216; R2=l.

175. Расходомер переменной мощности25 22,5 2001 17,5 ~ 15 I" 12,5см 7,5 5 2,5 00 5 10 15 20 25 30 35и, В

176. N2 О(И) = 0,0005и3 0,0301 и2 + 1,060611 + 0,1756; R2 = 0,9994

177. Для аргона общую аппроксимирующую функцию, удовлетворительно описывающую приведенную в графическом виде зависимость, найти не удается.

178. Расходные характеристики аргона (Аг) С(11; Эк; п) как функции выходного сигнала при разных значениях диаметра канала Ок=Ю мм и 5 мм, и количестве каналов - п = 4 и 2.

179. При: Эк= 10 мм, п = 4, вшах > 28 мг/с; чувствительность 8=1,75 В^мг-с'1); Вк= 5 мм, п = 4, вшах = 16 мг/с; чувствительность 8=5,23 В/(мг-с"'); Э к= 5 мм, п = 2, Отах =12 мг/с; чувствительность 8=6,38 В/(мг-с"').

180. Расчет поправки на кондуктивный теплоотводтчэ,е

Похожие работы

Авиационная и ракетно-космическая техника
05.07.00