[发明专利]模块化可重复使用多单元圆转方缩比塞式喷管试验装置

说明书

技术领域

本发明涉及航空航天发动机试验技术领域，具体的说，是一种模块化可重复使用多单元圆转方缩比塞式喷管试验装置。

背景技术

提高喷管效率，减轻喷管重量，是火箭发动机设计的主要目标。由于航空航天运载器在飞行过程中要经历不同的飞行高度，传统钟型喷管仅在设计高度才能获得最佳的性能，高于或低于设计高度均会造成一定的性能损失，即欠膨胀损失或过膨胀损失。气动塞式喷管由于其外侧开放的流动结构，使得燃气单侧与环境压力相通，受环境反压影响而自动调节膨胀状态，燃气在整个飞行高度上处于完全或接近完全膨胀的状态，喷管的高度性能具有自动补偿特性。国内外研究表明，塞式喷管在设计点附近的性能与理想钟型喷管相近，而低空性能明显优于钟型喷管，喷管效率最多可提高20%～30%；面积比相同时塞式喷管长度远比钟型喷管短，重量可以减轻。塞式喷管的应用前景极其广泛，其高度补偿特性使之尤其适用于要求喷管面积比变化范围大或大面积比的高空工作环境。以塞式喷管发动机为基础的可重复使用运载器可望作为一个通用的空间运输工具用于许多重要的航天领域，如载人航天、空间站物资运输、星际运输、登月运输、卫星搭载等。

塞式喷管发动机的研制过程需要经历大量的预先研究和分系统的实验研究，通过理论分析、数值仿真和试验验证来掌握影响塞式喷管性能的关键因素，之后将多项分解技术综合，进行多次全系统的地面和高空飞行演示验证实验。但目前实验研究的工作难度大、耗费高、试验准备时间长、试验件完成的实验任务有限，特别是针对发动机热流试验，试验件使用次数有限。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提出一种模块化装卸、可多次重复使用的被动冷却式多单元圆转方缩比塞式喷管试验装置，既可进行冷流试验，又可进行点火热流试验，且实现了各组件模块化设计与装卸，通过更换烧蚀零件可多次重复使用；并采用烧蚀和热沉的被动冷却方式，结构简单，续用成本低。

一种模块化可重复使用多单元圆转方缩比塞式喷管试验装置，包括燃烧室壳体、喷注器组件、燃烧室组件、塞锥组件与支撑连接组件；所述燃烧室壳体内部并排开设n个筒状内腔，n＞1；每个内腔两端贯通燃烧室壳体前后两端。

所述喷注器组件为包括喷注筒、喷注器环形垫层、喷注器上底、喷注器下底、氢氧气气直流喷嘴、气氧管路接头以及气氢管路接头。

喷注筒具有大内径段与小内径段，小内径段端部焊接有一个气氧管路接头，大内径段端面与板状的喷注器上底固连，喷注筒中大内径段与喷注器上底间形成气氧腔；喷注器上底底面同轴固定有筒状喷注器环形垫层，喷注器环形垫层底端与板状喷注器下底焊接固定，喷注器上底和喷注器下底间形成气氢腔；气氢腔内部设置有至少1个同轴式氢氧气气直流喷嘴；所述同轴式氢氧气气直流喷嘴由管状气氧直流喷嘴与管状气氢直流喷嘴构成；其中，气氧直流喷嘴外侧同轴套接有气氢直流喷嘴；气氧直流喷嘴上端焊接固定在喷注器上底上，下端悬置，且气氧直流喷嘴下端端面与喷注器下底底面齐平；气氢直流喷管两端分别固定于喷注器上底、喷注器下底上，并使气氢直流喷嘴外侧壁与气氧直流喷嘴内侧壁间具有间隙，且沿气氢直流喷嘴周向切线开有通孔；所述的喷注器上底和喷注器下底的中心处开有点火装置安装孔；喷注器下底上由内向外周向分布三圈小孔；所述的喷注器环形垫层周向上对称开设气氢管路通孔，气氢管路通孔与安装在燃烧室外壳上的气氢管路接头连通；上述喷注器组件固定设置在燃烧室壳体内腔后部并使喷注器组件中的小直径段与气氧管路接头位于内腔外部。

所述的燃烧室组件为包括燃烧室内衬、圆转方内喷管与压强测量接口；其中，燃烧室内衬为筒状结构，内部具有圆柱腔；燃烧室内衬侧壁上开有至少1个压强测量通孔，压强测量通孔与安装在燃烧室外壳上的燃烧室压强测量接口连通；圆转方内喷管同为筒状结构，内部由一端开始依次具有收缩腔与扩张腔；其中，收缩腔的收缩端与扩张腔的收缩端相接，扩张腔的收缩端至扩张端由圆型截面过渡到方形截面。

上述结构燃烧室组件整体设置在燃烧室壳体内腔后部，燃烧室内衬一端端面与喷注器组件下底相接，另一端与圆转方内喷管中收缩腔的扩张端端面配合定位，燃烧室组件周向与燃烧室壳体内腔内壁间隙配合；在燃烧室壳体的后部外侧上下分别安装上夹紧块和下夹紧块，通过将上夹紧块与下夹紧块固连，提供燃烧室内衬、圆转方内喷管在燃烧室壳体内密封的压力。

所述的塞锥组件包括塞锥、塞锥侧板与塞锥压强测量接口，其中，塞锥塞锥前端与圆转方内喷管间相对定位；塞锥两侧固定安装有塞锥侧板；在塞锥侧板上由前至后间隔安装塞锥压强测量接口。