[实用新型]一种高速高焓气流生成装置

说明书

技术领域

本实用新型属于航天航空领域，涉及一种用于航空航天发动机风洞试验的高速高焓气流生成装置。

背景技术

气流生成装置作为航空航天发动机风洞试验之用，为试验提供具有一定马赫数的均匀的模拟空气来流。传统气流生成装置适用范围有限，并且也只能够模拟气流马赫数或气流总温，而且得出的气流马赫数或气流总温的数据与模拟高度点并非严格对应；同时，在航空航天飞行器在实际飞行过程中，气流马赫数、空气中氧气质量含量以及模拟高度点的总温和总压对整个飞行的过程要求都有一定的影响。

实用新型内容

为了解决背景技术中的问题，本实用新型提出了一种能够完全模拟实际飞行条件中气流马赫数、空气中氧气质量含量以及模拟高度点的总温和总压的高速高焓气流生成装置。

本实用新型的具体技术方案是：

一种高速高焓气流生成装置，其特征在于：包括介质进口管、点火组件、燃烧室以及射流喷管；所述燃烧室前段设置喷注盘，中段为燃烧腔体，后段设置法兰连接件；所述喷注盘上安装有介质进口管以及点火组件；所述法兰连接件与射流喷管固定连接；

所述点火组件包括一级点火器以及设置在一级点火器端部的二级点火器。

上述一级点火器为气氧/乙醇火炬点火器；所述二级点火器为火花塞。

上述射流喷管包括依次连接的入口法兰、入口收敛段、喉部、出口扩散段；所述入口法兰与燃烧室连接。

上述出口扩散段最大截面直径为Φ1.5m。

本实用新型的有益效果是：

1、采用本实用新型产生的气流马赫数、空气中氧气质量含量以及模拟高度点的总温和总压能完全模拟发动机风洞试验的要求。

2、本实用新型采用两级点火的方式，不仅点火效率高，而且确保了点火的安全性。

3、本实用新型采用大口径的射流喷管出口，气流核心区大，适用范围广。

附图说明

图1为本实用新型的结构示意图。

1-介质进口管、2-二级点火器、3-一级点火器、4-燃烧室、41-喷注盘、42-燃烧腔体、43-法兰连接件、5-射流喷管、51-入口法兰、52-入口收敛段、52-喉部、53-出口扩散段。

具体实施方式

为了完全模拟航天航空飞行器在实际飞行条件中气流马赫数、空气中氧气质量含量以及模拟高度点的总温和总压，本实用新型提出了一种能完全满足模拟试验要求高速高焓气流生成装置。

以下结合附图对该装置进行详述：

一种高速高焓气流生成装置，包括介质进口管1、点火组件、燃烧室4以及射流喷管5；其中，燃烧室4前段设置喷注盘41，中段为燃烧腔体42，后段设置法兰连接件43；喷注盘41上安装有介质进口管1以及点火组件；法兰连接件43与射流喷管5固定连接；在使用过程中，为了控制整个燃烧室的温度以及燃烧室的使用寿命，燃烧室4的前段喷注盘41采用导热性能好的金属材料，冷却方式为酒精冷却，中段燃烧腔体42采用本身采用不锈钢材质，冷却方式为水冷却；

特别的，为了确保点火的效率和可靠性，该装置中的点火组件包括一级点火器3以及设置在一级点火器3端部的二级点火器2。

由于为了满足试验中气流总量和保证气流均匀的进入燃烧室4，该装置中的喷注盘41前安装三种工作介质的介质进口管，用于将液氧/乙醇/空气注入燃烧室内。

进一步说，该装置中一级点火器3为气氧/乙醇火炬点火器；二级点火器2为火花塞；火花塞高压放电形成电弧点燃气氧/乙醇火炬点火器，实现点火组件的点火工作。

进一步说，射流喷管5包括依次连接入口法兰51、入口收敛段52、喉部53、出口扩散段54；入口法兰51与法兰连接件43连接。该射流喷管的设计采用特征线加边界层修正的方法进行计算，在管道设计完成后需要对喷管型面的流场性能进行计算流体力学仿真校核，以证明提供的气动型面产生的流场满足要求。在射流喷管使用时，为了确保保证喷管内壁面温度稳定，不发生过大热变形，可以利用冷却水对喷管内壁面进行冷却。

特别的，为了确保气流核心区大，适用范围广，该装置的射流喷管的出口扩散段管道最大截面直径为Φ1.5m。

通过多次试验验证，本实用新型采用的高速高焓气流生成装置出口气流参数能够满足试验要求。以出口气流马赫数Ma=8为例，射流喷管出口静压122.8PaA（对应模拟高度为46.53km），气流中氧体积分数23.8%，气流总温、总压测量值能够完全满足试验任务书要求。