CN102817744A - 六单元“瓦”状塞式喷管冷流试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种六单元“瓦”状塞式喷管冷流试验装置，包括塞锥、六个单元内喷管塞式喷管组件、堵块、燃烧室组件和测量组件；堵块与单元内喷管外形与尺寸相同。塞锥的左侧与右侧的型面结构对称，型面整体加工，每侧加工有一排圆孔，用于装配单元内喷管，装配后的单元内喷管的出口都与塞锥的“瓦”状曲面搭接。位于塞锥同一侧的三个单元内喷管的开口处安装有一个燃烧室组件。在试验过程中，根据试验需要，将单元内喷管替换为堵块。本发明提供一种多功能、结构简单、成本较低的缩比直排式“瓦”状塞式喷管冷流试验装置，满足不同的试验需求，可研究塞式喷管的高度补偿特性以及相关结构因素对高度补偿特性的影响等。

Description

六单元“瓦”状塞式喷管冷流试验装置

技术领域

本发明涉及航空航天发动机试验技术领域，具体的说是一种多功能的六单元“瓦”状塞式喷管冷流试验装置。

背景技术

喷管是航空航天推进系统中的重要组成部分，传统的喷管一般是一个固定面积比的钟形或锥形结构，仅在设计点具有较高的推力性能。随着航空航天技术的发展，各种新概念发动机均希望进一步提高性能，使喷管在非设计点高度也能获得较高的性能是一个有效的技术途径，而塞式喷管设计正是适应这一要求而发展的，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。

塞式喷管结构复杂，已提出多种结构方案，其中直排式“瓦”状塞式喷管就是一种典型的设计。目前，对直排式“瓦”状塞式喷管流动与推力性能的试验研究，国内外相关研究机构主要以单个单元二维或“瓦”状直排式喷管为研究对象开展高度补偿特性及其喷管结构参数影响研究。尽管单个单元喷管试验结构简单，但是可实现的试验内容有限，为了实现多种不同的试验目标，需要在原有试验装置基础上作较大改动或重新设计相对应的喷管试验装置。

发明内容

本发明为了研究塞式喷管的高度补偿特性以及相关结构因素对高度补偿特性的影响等，提出了一种与其他喷管试验不同的试验装置，具体是一种六单元“瓦”状塞式喷管冷流试验装置。本发明的试验装置具有功能多、结构简单、且成本较低的优点。

本发明的六单元“瓦”状塞式喷管冷流试验装置，包括：塞式喷管组件、吊杆组件、燃烧室组件和测量组件，塞式喷管组件包括塞锥和六个单元内喷管；吊杆组件包括吊杆和吊杆螺母；燃烧室组件包括燃烧室顶盖、燃烧室和燃烧室底板；测量组件包括推力传感器、燃烧室压强传感器和真空压强传感器。此外，本发明的试验装置还包括与单元内喷管外形与尺寸相同的堵块。

单元内喷管为钟形喷管，整体为一个圆柱形，在外壁上设置有四个橡胶密封圈安装槽。

塞锥的左侧与右侧的型面结构对称，型面整体加工，起始端都加工有一排圆孔，每排圆孔有三个，相隔的间距相同，圆孔的直径与单元内喷管的直径相同，单元内喷管的长度大于圆孔的长度，每个圆孔都对应一个“瓦”状曲面。在将单元内喷管安装到塞锥的圆孔上后，单元内喷管的扩张段与塞锥的“瓦”状曲面搭接。塞锥的前后两侧固定有前后两个盖板，盖板的高度要高于“瓦”状曲面的高度。在塞锥同一侧的三个单元内喷管的开口处安装有一个燃烧室组件，通过螺钉将燃烧室底板固定在塞锥上。

在塞锥顶端的中心连接有推力连接件，推力连接件的中心轴线与塞锥顶端的中心轴线相同。将单元内喷管装配到塞锥上之后，单元内喷管的中心轴线和推力连接件的中心轴线的夹角为30°。

燃烧室还焊接有压强测量管路，设置有燃烧室压强传感器。推力连接件上还连接有用来测量试验装置产生的轴向推力的推力传感器。

所述的试验装置在试验过程中，根据试验需要，将单元内喷管替换为堵块。

本发明具有如下优点和积极效果：

（1）研究范围广、可扩展性强：六单元喷管设计可研究多单元“瓦”状塞式喷管的高度特性；设计了内喷管堵块，可调节单元内喷管的个数，通过调节单元内喷管个数可研究单元个数对喷管性能的影响；通过小幅改进供气系统，还可以研究“瓦”状塞式喷管的差分流量调节推力矢量控制性能；通过改变燃烧室平衡管的粗细还可以研究燃烧室容积对喷管推力性能以及高度特性的影响。

（2）试验结果合理、可靠：试验装置是配备高精度推力传感器，保证力的测量精度；单边喷管共用一个燃烧室保证多个内喷管单元的入口参数相同，通过高精度压强传感器保证上、下燃烧室的供气参数。工质气体为空气，安全可靠。

（3）结构简单、成本较低：塞式喷管发动机的塞锥一体成型，试验装置部件较少，结构简单；工质气体为空气，试验件为缩比模型，材料选用普通碳钢和铝，成本较低。

附图说明

图1是本发明的六单元“瓦”状塞式喷管冷流试验装置的总体结构装配示意图；

图2是单元内喷管全剖示意图；

图3是堵块结构示意图；

图4是塞锥型面示意图；

图5是推力连接件全剖示意图；

图6是燃烧室顶盖的结构示意图；

图7是燃烧室的结构示意图；

图8是燃烧室底板的结构示意图。

图中：

1-推力连接件；2-塞锥；3-单元内喷管；4-吊杆；5-吊杆螺母；6-盖板；7燃烧室顶盖；8-燃烧室；9-燃烧室底板；10-堵块；11-安装孔；12橡胶密封圈安装槽；13平衡管管嘴；14-接管嘴；31-收敛部；32-喉部；33-扩张段。

具体实施方式

下面将结合附图和实例对本发明作进一步的说明。

如图1所示，本发明提供的一种六单元“瓦”状塞式喷管冷流试验装置，主要包括：塞式喷管组件、吊杆组件、燃烧室组件和测量组件。塞式喷管组件包括：塞锥2和六个单元内喷管3，如图1中的C-C剖面所示。吊杆组件包含：吊杆4和吊杆螺母5，如图1中的A向图所示。燃烧室组件包括燃烧室顶盖7、燃烧室8和燃烧室底板9，如图1中的A向图所示。测量组件包括推力传感器、燃烧室压强传感器和真空压强传感器。

本发明实施例中，图1中的A向图所示为塞锥2的左侧或右侧的示意图，C-C所示为塞锥2前侧或者后侧的部分示意图，塞锥2的顶端面积大于底端面积。塞锥2左侧型面与右侧型面的结构对称，前侧面与后侧面的结构对称。六个单元内喷管3，分为两组，左右对称地分布在塞锥2左右两侧的型面上，如图1中A向图所示，每一组单元内喷管3的开口处都设置有一个燃烧室组件，如图B-B所示，通过螺钉或螺栓将燃烧室底板9固定在塞锥2上，使得每组单元内喷管3对应一个燃烧室8，B-B中给出了燃烧室底板9上的安装孔。每组单元内喷管3共用一个燃烧室8以保证一组内的各个单元内喷管3具有相同的入口气流参数。

如图2所示，单元内喷管3为一个小的钟形喷管，包括收敛部31、喉部32和扩张段33，喉部32由双圆弧组成，扩张段33采用抛物线。单元内喷管3整体为一个圆柱形，在单元内喷管3的外壁上设置有四个橡胶密封圈安装槽12，将单元内喷管3安装在塞锥2上时，套上密封圈，起定位和密封作用。

如图3所示，本发明的试验装置设计了内喷管堵块10，堵块10的外形与单元内喷管3的外形相同，二者具有相同的直径。在堵块10的外壁上也有四个橡胶密封圈安装槽12。在实验过程中，通过将单元内喷管3用堵块10代替，使得增减单元内喷管3的个数，从而可以研究不同个数的单元内喷管3对喷管性能的影响。

塞锥2左右两侧的型面为整体加工，在起始端都加工有一排圆孔，每排圆孔有三个，相隔的间距相同，圆孔的直径与单元内喷管3的直径相同，单元内喷管3的长度（也就是圆柱高度）要大于圆孔的长度。每个圆孔都对应一个“瓦”状曲面，再将单元内喷管3安装到塞锥2上后，单元内喷管3的扩张段33与塞锥2的“瓦”状曲面搭接。塞锥2的前后两侧各有8个安装孔11，通过螺钉或者螺栓固定有前后两个盖板6，盖板6的高度要高于“瓦”状曲面的高度，以阻挡从单元内喷管3喷出的气流溢出到塞锥2的前后两侧。

在塞锥2顶端的中心连接有推力连接件1，推力连接件1的中心轴线与塞锥2顶端的中心轴线相同，且在将单元内喷管3装配到塞锥2上之后，单元内喷管3的中心轴线和推力连接件1的中心轴线的夹角为30°，如图4所示。

因为加工时六个单元内喷管3喉部尺寸略微有差别，在进行安装时尽量保证左右两排三个单元内喷管3的喉部面积和相等，喉部面积略大一些的单元内喷管3放在中间位置，同时左右尽量保证对称位置的单元内喷管3的面积差不多。安装密封橡胶圈时不要过紧，要慢慢装入，防止单元内喷管3不易取出。同时单元小喷管3扩张段33的出口与塞锥2搭接要尽量合理，搭接要尽量光滑无缝隙，如果不能完全光滑无缝隙，也要保证尽量不阻挡气流流动，使得塞锥的“瓦”状曲面比单元内喷管3的出口靠外。

每一组单元内喷管3的开口处都连通有一个燃烧室8，燃烧室顶盖7固定在燃烧室9的顶端，燃烧室底板9固定在燃烧室8的底端。如图6所示，燃烧室顶盖7设置有平衡管管嘴13，实现燃烧室8容积的调节。每个燃烧室8焊接有四个Ф20mm接管嘴14与高压空气管路连接，如图7所示。燃烧室8还焊接有压强测量管路，通过燃烧室压强传感器测量燃烧室8的压强。如图8所示，燃烧室底板9为环状，中间部分为大的通孔，使得燃烧室8和三个单元内喷管3连通，燃烧室底板9的周向上开有安装孔，通过螺纹将燃烧室底板9固定在塞锥2上。给燃烧室8供应的工质气体为空气。

塞锥2通过推力连接件1与推力架连接，如图5所示，为推力连接件1的结构示意图，推力连接件1上设置有安装孔11，通过螺纹连接塞锥2和推力连接件1。推力连接件1还通过螺纹连接连接有推力传感器，用来测量试验装置产生的轴向推力。

吊杆组件包括吊杆5和吊杆螺母4，将吊杆5通过吊杆螺母4安装在塞锥2的盖板6的侧面。本发明的实验装置中包含一对吊杆组件。利用钢丝和吊杆组件将试验装置吊起，以利于安装。

本发明的试验装置在试验时放置在真空仓内，并通过真空压强传感器测量真空仓内的环境压强。

利用本发明提出的试验装置进行了六单元“瓦”状塞式喷管发动机冷流试验，试验内容主要是通过改变单元内喷管3的个数，来考察多单元塞式喷管的高度特性，以及单元个数对喷管性能的影响，并通过改变燃烧室平衡管的粗细研究了燃烧室容积对喷管推力性能以及高度特性的影响。

本发明实施例中推力传感器的量程为10000N，两个燃烧室压强传感器的量程为10MPa，真空压强传感器的量程为-0.1MPa。所用的单元内喷管3的面积比为40，主要参数和型面方程为：

如图5所示，在单元内喷管的中心轴线上位于喉部的位置建立XOY坐标系，X轴与单元内喷管的中心轴线重合。x,y的单位均为m。

单元内喷管型面：

扩张段的抛物线方程为：y=0.0067069111+0.2981401x-2.95283x²，扩张段长度为x=41.609623；

塞锥型面：

型面曲线ABC由两段曲线：曲线AB和曲线BC组成，曲线AB与曲线BC在B点相切。XOY坐标系下，A(0.0416096,-0.014),B(0.2897959,0.0103426),C(0.3087477,0.01527127)。

曲线AB的函数为：

y＝-0.010769502-0.1028684x+0.6063579x²；

曲线BC的函数为：

y＝-0.031854074+0.034586377x+0.4111022x²-0.096615128x³；

在试验过程中，将6个单元内喷管3都装配到塞锥2上，可以测试多个单元内喷管的特性，使用堵块10替换不同数量的单元内喷管3，实现了单元内喷管3数量的调整，且操作简单，可以测试不同数量的单元内喷管的性能影响。另外，用堵块10替换左右两侧不同数量的单元内喷管3，本试验装置还可以用于差分流量调节推力矢量控制性能研究，可扩展性强。通过试验，采用本发明的试验装置进行试验，前后两次实验数据重复性好，试验测量精度高。

本发明试验装置采用六单元设计，考虑了不同单元气流之间的相互干扰作用，对于空间轨道飞行器的动力需求而言，实际应用的塞式喷管发动机也将采用多单元内喷管设计，相比于一个单元的喷管而言，多单元设计更接近实际应用。

Claims (7)

1.一种六单元“瓦”状塞式喷管冷流试验装置，其特征在于，包括：塞式喷管组件、燃烧室组件和测量组件；塞式喷管组件包括塞锥和六个单元内喷管；燃烧室组件包括燃烧室顶盖、燃烧室和燃烧室底板；测量组件包括推力传感器和燃烧室压强传感器；所述的试验装置还包括与单元内喷管外形与尺寸相同的堵块；

单元内喷管为钟形喷管，整体为一个圆柱形，在外壁上设置有四个橡胶密封圈安装槽；塞锥的左侧与右侧的型面结构对称，型面整体加工，起始端都加工有一排圆孔，每排圆孔有三个，相隔的间距相同，圆孔的直径与单元内喷管的直径相同，单元内喷管的长度大于圆孔的长度，每个圆孔都对应一个“瓦”状曲面；在将单元内喷管安装到塞锥的圆孔上后，单元内喷管的扩张段与塞锥的“瓦”状曲面搭接；塞锥的前后两侧固定有前后两个盖板，盖板的高度要高于“瓦”状曲面的高度；位于塞锥同一侧的三个单元内喷管的开口处安装有一个燃烧室组件，通过螺纹将燃烧室底板固定在塞锥上；

塞锥顶端的中心位置连接有推力连接件，推力连接件的中心轴线与塞锥顶端的中心轴线相同，且在将单元内喷管装配到塞锥上之后，单元内喷管的中心轴线和推力连接件的中心轴线的夹角为30°；燃烧室还焊接有压强测量管路，设置有燃烧室压强传感器；推力连接件上还连接有用来测量试验装置产生的轴向推力的推力传感器；

所述的试验装置在试验过程中，根据试验需要，将单元内喷管替换为堵块。

2.根据权利要求1所述的冷流试验装置，其特征在于，所述的试验装置还包括一对吊杆组件，吊杆组件包括吊杆和吊杆螺母；将吊杆通过吊杆螺母安装在塞锥的前后两侧的盖板上。

3.根据权利要求1所述的冷流试验装置，其特征在于，所述的燃烧室内供应的工质气体为空气。

4.根据权利要求1所述的冷流试验装置，其特征在于，所述的单元内喷管，在轴向剖面上，单元内喷管的喉部为双圆弧，单元内喷管的扩张段为抛物线。

5.根据权利要求1所述的冷流试验装置，其特征在于，所述的燃烧室顶盖上设置有平衡管管嘴，用于调节燃烧室容积。

6.根据权利要求1所述的冷流试验装置，其特征在于，所述的燃烧室焊接有四个直径为20毫米的接管嘴，用于连接高压空气管路。

7.根据权利要求1所述的冷流试验装置，其特征在于，所述的燃烧室底板，为环状，装配在塞锥上后，使得燃烧室与三个单元内喷管连通，燃烧室底板的周向上开有安装孔，通过螺纹固定在塞锥上。

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