[发明专利]一种二单元对称分布线性塞式喷管冷流试验装置

说明书

技术领域

本发明涉及航空航天发动机试验技术领域，具体的说是一种二单元对称分布线性塞式喷管冷流试验装置。

背景技术

提高喷管效率，减轻喷管重量，是火箭发动机设计的主要目标。由于航空航天运载器在飞行过程中要经历不同的飞行高度，传统钟型喷管仅在设计高度才能获得最佳的性能，高于或低于设计高度均会造成一定的性能损失，即欠膨胀损失或过膨胀损失。气动塞式喷管由于其外侧开放的流动结构，使得燃气单侧与环境压力相通，受环境反压影响而自动调节膨胀状态，燃气在整个飞行高度上处于完全或接近完全膨胀的状态，喷管的高度性能具有自动补偿特性。国内外研究表明，塞式喷管在设计点附近的性能与理想钟型喷管相近，而低空性能明显优于钟型喷管，喷管效率最多可提高20％～30％；面积比相同时塞式喷管长度远比钟型喷管短，重量可以减轻。塞式喷管的应用前景极其广泛，其高度补偿特性使之尤其适用于要求喷管面积比变化范围大或大面积比的高空工作环境。以塞式喷管发动机为基础的可重复使用运载器可望作为一个通用的空间运输工具用于许多重要的航天领域，如载人航天、空间站物资运输、星际运输、登月运输、卫星搭载等。

塞式喷管发动机的高度特性和推力性能与塞锥的截短率(标准术语)有很大关系，考察不同截短率塞式喷管发动机的高度特性，以及截短率对塞式喷管发动机推力性能的影响是塞式喷管性能研究中的一项重要内容。

发明内容

针对现有技术中存在的问题，本发明提供一种二单元对称分布线性塞式喷管冷流试验装置。该装置的最大特点在于即可研究不同截短率塞式喷管发动机的高度特性，又可以研究不同截短率对塞式喷管发动机性能的影响。

本发明提出一种二单元对称分布线性塞式喷管冷流试验装置，包括两个相对中心面对称分布的塞式喷管、密封槽和盖板，每个塞式喷管包括内喷管和塞锥。

所述的内喷管为方形喷管，具有方形喉部，该内喷管具有上壁和下壁，无左右两侧侧壁，内喷管收敛段的收缩比为1.5～3.0，内喷管扩张段的扩张比为2.0～5.0，内喷管喉部的宽高比为1～10；内喷管扩张段出口处下壁与塞锥的一端相连接，内喷管中心轴线与竖直方向的对称中心面夹角为25°～45°，两个塞式喷管的内喷管和塞锥的两侧面上分别设置有盖板，塞锥与内喷管的厚度方向上设置有多个盖板螺栓安装孔，通过螺钉实现盖板与塞锥之间、内喷管与盖板之间的固定连接，且盖板与两个塞式喷管之间通过密封槽密封，气流经内喷管的进气口进气后，经内喷管的喉部喷出，进入盖板与内喷管形成的开放形槽体中。

本发明的优点在于：

本发明提供一种二单元对称分布线性塞式喷管冷流试验装置，具有结构简单、成本廉价、易于加工、功能齐全等优点。即可研究不同截短率塞式喷管发动机的高度特性，又可以研究不同截短率对塞式喷管发动机性能的影响。

附图说明

图1.本发明提出的一种二单元对称分布线性塞式喷管冷流试验装置结构示意图；

图2.本发明提出的一种二单元对称分布线性塞式喷管冷流试验装置中内喷管结构示意图；

图3.本发明提出的一种二单元对称分布线性塞式喷管冷流试验装置的不同塞锥截短率示意图。

图中：

1-内喷管；2-塞锥；3-盖板密封槽；4-螺栓安装孔；5-安装燃烧室转接架壁面；6-安装推力架壁面；7-内喷管收敛段；8-内喷管喉部；9-喷管扩张段；

具体实施方式

下面将结合附图对本发明作进一步的详细说明。

本发明提供的一种二单元对称分布线性塞式喷管冷流试验装置，包括两个相对中心面对称分布的塞式喷管、密封槽和盖板，每个塞式喷管包括内喷管1和赛锥2。