[发明专利]一种实现燃烧和传热技术集成验证的多功能试验装置

说明书

一种实现燃烧和传热技术集成验证的多功能试验装置，包括喷注器和燃烧室，喷注器和燃烧室通过螺栓连接。喷注器上沿周向从中心处向外依次设置有三圈喷嘴，最内圈由位于喷注器中心处的一个主喷嘴构成，第二圈由若干个主喷嘴构成，第三圈的半圈为边区喷嘴，另外半圈为间隔布置的隔板喷嘴和主喷嘴，且隔板喷嘴的位置保证每个隔板喷嘴被三个主喷嘴包围。在燃烧室周向、声腔不同深度布置温度和压力测点，测点位置与喷注器上的主喷嘴、边区喷嘴、隔板喷嘴的位置匹配，实现了在一次试验中既考核了隔板喷嘴热防护性能、又获取了声腔内温度分布、同时又对比了边区喷嘴、主喷嘴与室壁的热相容性效果。

技术领域

本发明涉及一种实现燃烧和传热技术集成验证的多功能试验装置，属于液体火箭发动机试验技术领域。

背景技术

燃烧不稳定问题一直是困扰液体火箭发动机技术发展的世界性难题。几乎在每一种大推力液体火箭发动机的研制过程中，都会遇到不稳定燃烧问题,其中尤以高频不稳定燃烧的危害性最大，可能导致发动机部件瞬间烧蚀或结构破坏。液体火箭发动机高频不稳定燃烧的机理已经研究了几十年，但至今尚未形成有效的指导喷注器/燃烧室设计的通用准则。解决发动机不稳定燃烧问题通常需要进行大量昂贵的全尺寸试车，往往还需要在发动机定型之前重新设计喷注器/燃烧室结构。在工程上为了抑制燃烧不稳定的发生，目前国内外普遍采取的措施之一是通过增加隔板或声腔等稳定装置增加阻尼，促使振荡衰减。隔板、声腔抑制高频燃烧不稳定性的原理及应用在国内外文献中已经有比较清晰的论述。目前工程上具体型号应用面临的两个核心问题是隔板稳定装置的热防护以及与声腔谐振频率密切相关的声腔内温度分布的精确预估。目前的理论分析和数值计算因简化假设、边界条件不准确等原因尚不能准确的给出预测，需要借助于热试验测量评估。

大推力氢氧发动机推力室由于燃烧室压力高，热流大，内壁热防护非常困难。Vulcain、SSME和RS-68等高压大热流氢氧火箭发动机在多次热试验后，在燃烧室内壁喉部及上游收敛段处均出现了不同程度的裂纹。国外研究机构和学者从故障机理分析和延寿技术研究出发开展了一系列的研究工作，研究结果表明，低周疲劳和高温蠕变是造成内壁裂纹破坏的主要原因，其中边区低混合比是提高内壁低周疲劳寿命的有效措施。受制于燃烧传热过程的深度耦合，目前的理论分析和数值计算尚不能准确的给出预测，同样需要借助于热试验测量评估。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种适用于液体火箭发动机隔板、声腔、边区喷嘴等多项燃烧和传热技术集成验证的多功能试验装置，并且能够满足考核隔板喷嘴热防护性能、获取声腔内温度分布、对比边区喷嘴效果的多重要求。

本发明的技术解决方案是：

一种实现燃烧和传热技术集成验证的多功能试验装置，包括喷注器和燃烧室，喷注器和燃烧室通过螺栓连接；

喷注器由氧化剂腔和燃料腔组成，氧化剂腔与氧化剂入口连接，燃料腔与燃料入口连接，点火源入口用于沟通氧化剂腔和燃料腔；喷注器一侧表面边缘加工有声腔，声腔用于构造与实际发动机近似的热环境；喷注器上设置有主喷嘴、隔板喷嘴和边区喷嘴，隔板喷嘴用于构造与实际发动机近似的热防护环境，主喷嘴和边区喷嘴一方面为燃烧室壁提供不同的热环境，另一方面主喷嘴还要为隔板喷嘴提供真实的热环境；

燃烧室尾部设置有环状的冷却剂入口集合器，冷却剂入口集合器上设置有冷却剂入口，燃烧室头部设置有环状的冷却剂出口集合器，冷却剂出口集合器设置有冷却剂出口，在燃烧室内部，沿燃烧室周向均布有多个冷却剂通道；其中沿冷却剂出口集合器周向布置多个温度和压力测点，用于测量燃烧室周向不同位置的冷却剂通道的出口温度和压力，温度和压力测点分别与喷注器上周向布置的主喷嘴、边区喷嘴、隔板喷嘴和声腔一一对应；

在不同冷却剂通道上以及同一冷却剂通道的不同位置布置温度和压力测点，用于测量冷却剂通道不同位置处的温度和压力，温度和压力测点分别与喷注器上周向布置的主喷嘴、边区喷嘴、隔板喷嘴和声腔一一对应；