[实用新型]超燃及RBCC发动机连续变来流直连试验系统

说明书

本实用新型提供了一种超燃及RBCC发动机连续变来流直连试验系统，适用于对超燃冲压发动机及RBCC组合发动机进行多工况点连续变来流直连试验，其包括功率装置、点火器、加热器、设备喷管以及背压模拟装置；加热器连接有燃料供应可调装置以及氧化剂供应可调装置；设备喷管为喉部可调喷管，其通道入口与加热器相连通，其通道出口用于连接待试验发动机，喉部通道可调喷管上连接有驱动装置，驱动装置用于驱动喉部通道可调喷管改变喉部通道的大小以连续改变喷管与加热器连通处的气流量。本实用新型提供的试验系统实现了连续变马赫数、总温、流量试验，提高了试验效率，且可模拟真实飞行条件，可对发动机在真实飞行条件下的工作状态及其性能进行全面的验证。

技术领域

本实用新型属于发动机试验技术领域，更具体地说，是涉及一种超燃及 RBCC发动机连续变来流直连试验系统，适用于对超燃冲压发动机及RBCC组合发动机进行多工况点连续变来流直连试验。

背景技术

超燃冲压发动机是超声速燃烧冲压式发动机的简称，在工作过程中从大气里获取氧气，从而节省飞行器重量；RBCC发动机是火箭冲压组合循环发动机。这两种发动机均是临近空间高超声速飞行器的动力装置，我国及世界各国均在开展相关的研究工作。

直连试验研究是开展超燃冲压发动机及RBCC发动机研究的重要研究手段，可以较真实地模拟发动机在高空飞行状态下的工作特性，从而在地面状态下获得较优的发动机方案及其性能。

超燃冲压发动机、RBCC发动机在高空连续工作，工况点非常多，地面试验时无法模拟全部飞行工况，一般是选取若干典型工况点开展直连试验研究。直连试验中最重要的模拟流动参数是来流总温及隔离段马赫数，传统的直连试验验证原理一般通过不同的加热器、不同的设备喷管来模拟不同的来流总温及隔离段马赫数，即只可进行单工况点试验验证。

传统的方式带来很多问题：一方面每次开展不同工况的试验，均需要将加热器、设备喷管进行反复的拆卸、安装，以便适应不同的试验工况，造成试验效率低下，且因每次安装位置、角度、力矩甚至安装人员等的差异造成试验结果重复性不好，或需要额外增加反复的调试工作，以便恢复到最优状态，工作十分繁琐。另一方面，由于每次试验为单工况点试验，仅可获得极少数飞行工况点的工作状态，无法模拟发动机在空中连续飞行连续变马赫数下的工作状态，为发动机方案确定带来困难，也为发动机真实连续飞行中可能存在的问题引入了不确定因素及安全隐患。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供一种超燃及RBCC发动机连续变来流直连试验系统，适用于对超燃冲压发动机及RBCC组合发动机进行多工况点连续变来流直连试验，以解决现有试验系统仅可进行单工况点试验验证的问题。

为实现上述目的，本实用新型采用的技术方案是：提供一种超燃及RBCC 发动机连续变来流直连试验系统，适用于对超燃冲压发动机及RBCC组合发动机进行多工况点连续变来流直连试验，所述超燃及RBCC发动机连续变来流直连试验系统包括依次串接的功率装置、点火器、加热器、设备喷管及背压模拟装置，待试验发动机连接于所述设备喷管与所述背压模拟装置之间，所述加热器连接有燃料供应可调装置、氧化剂供应可调装置以及第一冷却剂供应控制装置；所述设备喷管为喉部通道可调喷管，所述喉部通道可调喷管连接有第二冷却剂供应控制装置，所述喉部通道可调喷管的通道入口与所述加热器相连通，其通道出口用于连接所述待试验发动机，所述喉部通道可调喷管上连接有驱动装置，所述驱动装置用于驱动所述喉部通道可调喷管改变喉部通道的大小；其中，所述燃料供应可调装置、所述氧化剂供应可调装置、第一冷却剂供应控制装置、第二冷却剂供应控制装置以及所述驱动装置均受控于一控制器。基于上述设计，实现了对发动机试验中马赫数、流量、总温的连续可调。