[实用新型]一种发动机高模试验燃气导流装置

说明书

技术领域

本实用新型涉及航天发动机试验装置领域，具体涉及一种发动机高模试验燃气导流装置。

背景技术

航天发动机在进行高空模拟试验时，需试验系统提供较低的真空压力。一般高模试验系统是利用扩压器燃气升压排出实现较低的真空度，但是对于短喷管大扩张角发动机的高模试验，发动机燃气扩张型面与扩压器型面不匹配，发动机火焰扩张至扩压器时，火焰会返回真空舱，造成真空舱内压力升高，使真空舱内的真空压力不能满足试验要求。

实用新型内容

为了解决现有的发动机燃气扩张型面与扩压器型面不匹配，造成真空舱内压力升高，真空舱内的真空压力不能满足试验要求的问题。本实用新型提出了一种使发动机燃气顺利抽吸，保证真空舱内较低压力的发动机高模试验燃气导流装置。

本实用新型的技术方案是：

一种发动机高模试验燃气导流装置，所述导流装置为锥形管结构，位于发动机和扩压器之间，且均与发动机出口、扩压器入口同轴设置；所述导流装置包括内壁和外壁形成的冷却腔，所述外壁上设置有冷却水进口、冷却水出口和支耳，所述支耳与扩压器固定连接。

进一步地，导流装置为锥形管，燃气从小口喷入，大口排出，导流装置的锥度为12°-15°。

进一步地，导流装置的优选锥度为12°。

进一步地，导流装置的长度为900mm-1000mm，出口直径为500mm。

进一步地，导流装置的优选长度为933mm。

进一步地，冷却水进口为两处，分别设置在锥形管小口径上部和大口径底部，冷却水出口设置在锥形管大口径上部。

进一步地，冷却水进口、冷却水出口处设置有管接头。

进一步地，所述支耳的数量为三个。

进一步地，所述支耳上设置有腰形孔。

本实用新型的优点为：

1.本实用新型导流装置的锥形型面能够将发动机燃气进行膨胀加速从而使真空舱获得较高的真空度，使得试验时真空舱得到的真空压力更低，也减小了发动机关机时的回火，使得试验系统更加安全，能够减少航天发动机高模试验成本。

2.本实用新型提供的导流装置作为短喷管大扩张角液体火箭发动机高空模拟试验燃气膨胀加速排出的使用，同样适用于其他类型发动机高模试验燃气导流，该装置结构简单，装卸方便快捷，燃气膨胀降压排出速度快，有利于不同状态的发动机与扩压器的配合，实现了发动机燃气扩张型面与扩压器型面的合理匹配。

3.本实用新型提供导流装置采用夹层水冷却结构，水从低点进入，高点排出，使得导流结构可长时间工作，避免发动机高温燃气将导流装置内表面烧蚀。

4.本实用新型提供的导流装置选取合理的燃气导流型面，型面的选取扩张角度可保证发动机燃气顺利排出，长度可保证燃气离开型面后的压力低于所要求的真空舱压。

5.本实用新型导流装置的安装用3个安装支耳采用腰形孔结构，通过调整使得发动机、导流装置、扩压器同轴心且现场安装方便、快捷。

附图说明

图1为本实用新型导流装置安装结构图；

图2为本实用新型导流装置结构剖视图；

图3为本实用新型导流装置侧视图。

附图标记：1-真空舱，2-发动机，3-导流装置，4-扩压器；31-冷却水进口一，32-外壁，33-冷却腔，34-冷却水出口，35-冷却水进口二，36-支耳，37-内壁。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本实用新型的内容作进一步的详细描述：

一种发动机高模试验燃气导流装置，导流装置3为锥形管结构，位于发动机2和扩压器4之间，与发动机2喷管出口、扩压器4入口均同轴设置，燃气从小口喷入，大口排出；导流装置3包括内壁37和外壁32形成的冷却腔33，外壁32上设置有冷却水进口一31、冷却水进口二35、冷却水出口34和三个支耳36，冷却水进口一31和冷却水进口二35分别设置在锥形管小口径上部和大口径底部，冷却水出口34设置在锥形管大口径上部，冷却水进口一31、冷却水进口二35、冷却水出口34设置有管接头；支耳36与扩压器4的法兰固定连接。

导流装置3为锥形管，锥形管的锥度为12°-15°，优选为12°，导流装置3的长度为900mm-1000mm，出口直径为500mm，导流装置3的长度优选为933mm。

导流装置采用夹层水冷却结构，水从低点进入，高点排出，使得导流装置3可长时间工作，避免发动机2高温燃气将导流装置3内表面烧蚀。