[发明专利]一种火箭发动机高空模拟试验的尾焰处理装置及方法

说明书

本公开提供了一种火箭发动机高空模拟试验的尾焰处理装置及方法，涉及火箭发动机地面模拟试验技术领域，能够解决注水冷却效率低的问题。本公开的尾焰处理装置包括：N节冰冷却筒和一节冰冷却环，N≥2；冰冷却环位于两节冰冷却筒之间，剩余冰冷却筒依次连接；冰冷却筒内设置第一冰结构，冰冷却环内设置第二冰结构，第二冰结构的壁厚大于第一冰结构的壁厚。本公开的尾焰处理方法，包括：尾焰处理装置对尾焰降温和无害化处理称为气流，气流流过抽真空模块的每级抽真空机械泵，喷管处所感受的压强为低压且近似真空。本公开利用冰结构对火箭发动机尾焰降温，在注水冷却的残留孔洞位置增加冰结构的厚度，既提高冷却效率又实现尾焰处理装置的重复使用。

技术领域

本公开涉及火箭发动机地面模拟试验领域，尤其涉及一种火箭发动机高空模拟试验的尾焰处理装置及方法。

背景技术

高空模拟试验是火箭发动机必须进行的一项试验，具体是在地面试验设备中创造一个近似高空条件的环境，使火箭发动机在近似高空环境里工作，进行其性能、可靠性及工作寿命等各种试验。

在进行火箭发动机的高空模拟试验时，火箭发动机点火产生的超高温(一般为3000℃，最高温度可达3500℃)、超高速(2～3马赫，一般速度为1500m/s～5000m/s)、超高能(MJ/kg级，一般为6～7MJ/kg)燃气射流尾焰，会破坏试验场地的周边生态环境。

现有的技术中，在进行火箭发动机的高空模拟试验时，为了保护相关试验设备，常常采用注水冷却的方式对燃气射流尾焰进行降温处理。然而，高空模拟试验结束后，常常在注水冷却设备的周壁残留有孔洞，这些孔洞造成了注水冷却设备无法重复使用，导致单次高空模拟试验的成本增加。

有鉴于此，有必要对火箭发动机高空模拟试验的注水冷却方式予以改进，以解决单次试验成本较高的问题。

发明内容

本公开提供了一种火箭发动机高空模拟试验的尾焰处理装置及方法，利用冰结构对火箭发动机的尾焰降温，在注水冷却的残留孔洞位置增加冰结构的厚度，利用冰结构保护尾焰处理装置不被尾焰损坏，实现尾焰处理装置的重复使用。

为达到上述目的，实现本公开的实施例采用如下技术方案：

一方面，提供了一种火箭发动机高空模拟试验的尾焰处理装置，包括：N节冰冷却筒和至少一节冰冷却环，N≥2；

所述冰冷却环位于两节冰冷却筒之间，剩余冰冷却筒依次连接；

所述冰冷却筒内设置第一冰结构，所述冰冷却环内设置第二冰结构，所述第二冰结构的壁厚大于所述第一冰结构的壁厚；

所述第一冰结构和所述第二冰结构均通过抽真空模块模拟出对应高空的真空环境。

在一些实施例中，所述第一冰结构沿其轴向设有第一冷却通道，所述第二冰结构沿其轴向设有第二冷却通道，所述第二冰结构还沿其径向设有第三冷却通道；

第一冷却通道、第二冷却通道以及第三冷却通道均连通，第一冷却通道、第二冷却通道以及第三冷却通道同时对火箭发动机的尾焰降温。

在一些实施例中，第一冷却通道的壁厚和第二冷却通道的壁厚均大于第三冷却通道的壁厚；使得所述火箭发动机的95%以上尾焰在第一冷却通道和第二冷却通道降温，5%以下尾焰在第三冷却通道降温。

在一些实施例中，所述第一冷却通道和所述第二冷却通道顺接；

所述第一冷却通道的口径和所述第二冷却通道的口径均大于所述第三冷却通道的口径。

在一些实施例中，所述冰冷却环靠近火箭发动机的喷管设置；

所述冰冷却环与所述喷管之间设置一节冰冷却筒，N-1节冰冷却筒依次连接成冷却模块；

所述冰冷却环设置在一节冰冷却筒与冷却模块之间。

在一些实施例中，所述抽真空模块实时抽取所述冰冷却筒和所述冰冷却环的尾焰；