CN102400814A

CN102400814A - 试验用固液火箭冲压发动机

Info

Publication number: CN102400814A
Application number: CN2011103315387A
Authority: CN
Inventors: 覃粒子; 林震; 梁树强; 郭志海
Original assignee: Beihang University
Current assignee: Beihang University
Priority date: 2011-10-27
Filing date: 2011-10-27
Publication date: 2012-04-04
Anticipated expiration: 2031-10-27
Also published as: CN102400814B

Abstract

本发明公开了一种试验用固液火箭冲压发动机，包括燃气发生器燃烧室、燃气发生器喷管、补燃室头部、补燃室身部和尾喷管，燃气发生器燃烧室、燃气发生器喷管、补燃室头部、补燃室身部、尾喷管之间依次通过法兰串联连接，燃气发生器燃烧室头部的法兰固定连接推力架。该发动机采用串联可拆卸式布局，各组件和零部件都能够方便的拆装更换，能够适应试验时发动机各种参数的调节需要，可以方便模拟固液火箭冲压发动机的多种结构参数组合和多种工况下的工作情况。该发动机安排、预留有多组重要测点，试验中能够直接或间接的获得固液火箭冲压发动机测试所需的各主要参数。

Description

试验用固液火箭冲压发动机

技术领域

本发明属于航天推进领域，具体涉及一种试验用新型固液火箭冲压发动机。

背景技术

随着现代战争对导弹性能的要求越来越高，在导弹质量和尺寸以及反应时间等限制条件下，传统的固体或液体火箭发动机已经很难满足新一代空射导弹防区外发射及超视距攻击的要求。因此，最近几十年，各国纷纷将目光投向了吸气式发动机——冲压发动机。最近，俄罗斯人提出一种新型固液火箭/吸气式组合发动机即固液火箭冲压发动机概念，它结合了固体和液体冲压发动机各自优点，解决了单纯固体或液体冲压发动机所遇到的一些问题。这种固液火箭冲压发动机燃烧效率明显高于普通型冲压发动机。另外，其燃烧稳定性和熄火极限范围显著的扩大，振荡燃烧的危险将在很大程度上被抑制。所以，这种发动机在宽广变化的飞行马赫数、飞行高度和大的油气比范围内都能获得极佳的性能，即使在大功角飞行，速度场严重畸变的条件下，仍能保持正常的工作。这些优势使其在新一代战术导弹上有广泛的应用前景。

目前，国际上的固液火箭冲压组合发动机还是处于试验研究阶段，需要有大量的相关试验对其进行相应的验证和优化，国内更是如此。因此，在今后很长一段时间内，一种设计合理，利于测试和研究各种参数和性能的试验用固液火箭冲压发动机是必不可少的。

发明内容

本发明的目的是为了解决上述问题，提供一种试验用固液混合冲压发动机。该发动机采用串联可拆卸式布局，各组件和零部件都能够方便的拆装更换，能够适应试验时发动机各种参数的调节需要，可以方便模拟固液火箭冲压发动机的多种结构参数组合和多种工况下的工作情况。该发动机安排、预留有多组重要测点，试验中能够直接或间接的获得固液火箭冲压发动机测试所需的各主要参数。

试验用固液火箭冲压发动机，包括燃气发生器燃烧室、燃气发生器喷管、补燃室头部、补燃室身部和尾喷管，燃气发生器燃烧室、燃气发生器喷管、补燃室头部、补燃室身部、尾喷管之间依次通过法兰串联连接，燃气发生器燃烧室头部的法兰固定连接推力架。

本发明的优点在于：

(1)发动机采用新概念固液火箭冲压发动机的布局和工作模式，能够模拟固液火箭冲压发动机的工作状态，从而验证固液火箭冲压发动机相比传统冲压发动机燃烧的高效率和高稳定性；

(2)本发动机采用分块可拆卸式结构，试验既可以针对单一组件，也可以针对发动机整体；试验中不仅可以方便的更换发动机组件，也可以方便的更换组件中的部件，从而研究发动机各部分结构参数对发动机组件或者整机的性能影响；

(3)发动机预留了足够多的常规压力和温度测量接口，可以直接或间接的测量发动机各主要压力和温度参数。

附图说明

图1为本发明的总装示意图；

图2为本发明的图1沿轴线横向剖视示意图；

图3为本发明的图1沿轴线纵向剖视示意图；

图中：

1-燃气发生器燃烧室2-燃气发生器喷管 3-补燃室头部

4-补燃室身部 5-尾喷管 6-法兰

7-假药柱 8-真药柱 9-燃气发生器测压孔

10-空气入口 11-补燃室身部测压孔 12-燃料喷注孔

13-紫铜垫圈 14-测压转接头 15-直流式燃料喷嘴

16-温度测点凹槽 17-燃气发生器排气孔转接件

具体实施方式

下面结合附图详细说明本发明的原理、结构和装配方式。

本发明的一种试验用固液火箭冲压发动机，总装结构如图1所示，整个发动机由五部分串联组成，分别为：燃气发生器燃烧室1、燃气发生器喷管2、补燃室头部3、补燃室身部4和尾喷管5。各部分之间均通过法兰6连接，便于拆卸和更换。整个发动机由燃气发生器燃烧室1头部的法兰6固定于推力架上。

如图1、图2、图3所示，燃气发生器燃烧室1采用相对较大的长细比结构，头部设有法兰6，前一部分填充假药柱7，后一部分填充真药柱8，真药柱8采用富燃端燃双基药，试验时可以根据试验要求选择不同长度的假药柱7和真药柱8组合，以控制燃气发生器工作时间。燃气发生器喷管2收敛段之前预留有燃气发生器测压孔9，燃气发生器测压孔9焊接压力传感器转接头14，用于监测燃气发生器燃烧室1的压强。在燃气发生器测压孔9对称位置开有燃气释放口，燃气释放口连接排气孔转接件17，排气孔转接件17连接燃气发生器，通过更换不同的排气孔转接件17，能够转接更换不同喉部直径的燃气发生器，燃气发生器提供真药柱8燃烧所需要的燃气，燃气发生器能够控制释放燃气量，进而控制燃气发生器燃烧室1压强和由燃气发生器喷管2进入补燃室头部3的富燃燃气流量。另外，真药柱8的点火引线也可以从燃气发生器排气孔转接件17引出。

如图2所示，补燃室头部3为燃料、氧化剂、富燃燃气的混合区，燃气发生器喷管2将富燃燃气直接喷入补燃室头部3。补燃室头部3中间段两侧对称位置设有一对带收敛段的空气入口10，用于连接进气道出口。在补燃室头部3中间段上下位置各安排有两个燃料喷注孔12，可以通过螺纹连接安装可拆卸的直流式燃料喷嘴15。这四个燃料喷注孔12分别位于补燃室头部3几个典型的燃料喷注位置，可以测试不同燃料喷注位置对燃料雾化和混合效果的影响，进而研究不同喷注位置对发动机性能的影响。其中有一对喷注孔位于补燃室头部3中间上下完全相对的位置，试验时可以测试互击喷注的雾化和混合效果。另一对喷注孔12分别位于空气入口10接近补燃室头部3圆柱段处，如图2中的喷注孔12。此处喷注孔12用于研究空气入口喷注燃料时高速流动气体对燃料的雾化和混合的促进作用。

补燃室头部3中各部分气体在补燃室头部3混合后进入补燃室身部4继续燃烧，补燃室身部4为重点测试区域，燃料在此区域的燃烧放热情况表征了固液火箭冲压发动机的工作性能。在补燃室身部4两侧沿轴向等距位置设有两排测压孔11，测压孔11之间距离相等。为了防止测压孔11被燃气颗粒堵塞，孔径不能太小，为了尽量减小测压孔11对补燃室身部4流场的影响，孔径不能太大，本发动机测压孔11孔径取1.5mm。测压孔11靠近补燃室身部4外壁一端预留直径3mm沉头，便于焊接测压管进行补燃室身部4的测压。在补燃室身部4外壁底部与水平面距离最短的轴线上的中间位置预留一直径2mm凹槽16，便于埋热电偶敏感头，测量补燃室身部4外壁平均温度。在已知进入补燃室身部4各组分气体参数的情况下，通过测量补燃室身部4轴向静压分布和补燃室壁面平均温度可以计算补燃室燃气总温，流速等一系列热力学参数，进而评估燃气在补燃室的补燃情况。

尾喷管5采用普通的收敛扩张型拉瓦尔喷管。在尾喷管扩张段出口壁面预留有一个测压孔，用于测量尾喷管5出口燃气静压。在尾喷管5法兰盘上预留有四个安装孔，便于在尾喷管5出口安装测量装置测量喷管出口燃气热力学参数。

整个发动机各部分均为可拆卸更换部件，涉及到多处的连接密封。直流式燃料喷嘴15与补燃室头部3的燃料喷注孔12之间尺寸小，采用螺纹连接，并在喷嘴15端面与燃料喷注孔12端面间加紫铜垫圈13进行密封。另外的各处连接均采用法兰12连接，采用凹槽与凸台配合，凹槽内加紫铜垫圈13，试验装配时再在配合处抹硅橡胶腻子可完全保证密封。

试验前，在燃气发生器燃烧室1预埋点火药包，引线从燃气释放孔转接件17引出。试验时，先通过进气道给补燃室通与高空高速来流参数一致的热空气，模拟发动机工作环境。然后点燃点火药包，燃气发生器工作。富燃燃气进入补燃室头部3与热空气混合，在补燃室补充燃烧。然后通过燃料喷嘴15向补燃室喷入燃料，燃料与富燃燃气和热空气在补燃室头部3混合，在补燃室身部4补充燃烧。根据补燃室身部测得的静压分布和补燃室外壁平均温度，结合燃料，富燃燃气以及热空气喷入时的初始数据，可以计算出燃气热力学参数沿补燃室轴向的变化情况，进而评估发动机的各项性能。

本发明中燃气发生器燃烧室1、燃气发生器喷管2、补燃室头部3、补燃室身部4、尾喷管5各部分组件之间用法兰12连接，这种可拆卸结构保证了试验时既可以对单个组件进行测试研究，也可以组装起来对发动机整体性能进行测试研究。另外，进行整机的试验研究时，可以随时更换各组件，以研究不同结构的发动机的性能变化规律。

Claims

1.试验用固液火箭冲压发动机，其特征在于，包括燃气发生器燃烧室、燃气发生器喷管、补燃室头部、补燃室身部和尾喷管，燃气发生器燃烧室、燃气发生器喷管、补燃室头部、补燃室身部、尾喷管之间依次通过法兰串联连接，燃气发生器燃烧室头部的法兰固定连接推力架。

2.根据权利要求1所述的试验用固液火箭冲压发动机，其特征在于，燃气发生器燃烧室头部前一部分填充假药柱，后一部分填充真药柱。

3.根据权利要求2所述的试验用固液火箭冲压发动机，其特征在于，根据假药柱和真药柱不同长度的组合，控制燃气发生器工作时间。

4.根据权利要求1所述的试验用固液火箭冲压发动机，其特征在于，燃气发生器喷管收敛段之前预留有燃气发生器测压孔，燃气发生器测压孔连接压力传感器转接头，用于监测燃气发生器燃烧室的压强；燃气发生器测压孔对称位置开有燃气释放口，燃气释放口连接排气孔转接件，排气孔转接件连接燃气发生器，通过更换不同的排气孔转接件，能够转接更换不同喉部直径的燃气发生器。

5.根据权利要求4所述的试验用固液火箭冲压发动机，其特征在于，通过燃气发生器排气孔转接件引出真药柱的点火引线。

6.根据权利要求1所述的试验用固液火箭冲压发动机，其特征在于，补燃室头部中间段两侧对称位置设有一对带收敛段的空气入口，用于连接进气道出口，补燃室头部中间段设有两对燃料喷注孔，连接安装可拆卸的直流式燃料喷嘴。

7.根据权利要求6所述的试验用固液火箭冲压发动机，其特征在于，一对喷注孔位于补燃室头部中间上下完全相对的位置，另一对喷注孔位于空气入口接近补燃室头部圆柱段处。

8.根据权利要求1所述的试验用固液火箭冲压发动机，其特征在于，补燃室身部两侧沿轴向等距位置设有两排测压孔，每两个测压孔之间距离相等，测压孔靠近补燃室身部外壁一端预留沉头，补燃室身部外壁底部设有凹槽。

9.根据权利要求1所述的试验用固液火箭冲压发动机，其特征在于，尾喷管扩张段出口壁面预留一个测压孔，用于测量尾喷管出口燃气静压，尾喷管法兰盘上预留有安装孔，用于在尾喷管出口安装测量装置测量喷管出口燃气热力学参数。

10.根据权利要求1所述的试验用固液火箭冲压发动机，其特征在于，燃气发生器燃烧室、燃气发生器喷管、补燃室头部、补燃室身部、尾喷管之间的法兰采用凹槽与凸台配合，凹槽内加紫铜垫圈，试验装配时在配合处抹硅橡胶腻子进行密封。