CN109339983A

CN109339983A - 固体火箭发动机虚拟高模试验环境模型的验证装置

Info

Publication number: CN109339983A
Application number: CN201811401164.XA
Authority: CN
Inventors: 陈欣欣; 姚志成; 钱程远; 韩用
Original assignee: INNER MONGOLIA INSTITUTE OF AEROSPACE POWER MACHINERY TEST
Current assignee: INNER MONGOLIA INSTITUTE OF AEROSPACE POWER MACHINERY TEST
Priority date: 2018-11-22
Filing date: 2018-11-22
Publication date: 2019-02-15

Abstract

本发明涉及固体火箭发动机虚拟高模试验环境模型的验证装置，包括缩比高空舱、缩比喷管模型和缩比扩压器模型，缩比模型喷管通过台架连接安置于缩比高空舱内，缩比高空舱与缩比扩压器模型连接，缩比喷管模型的出口部分伸入缩比扩压器模型的入口直筒段内；所述缩比扩压器模型分为入口直筒段、收敛段、二次喉道段和扩散段。本发明无需进行点火试验，可以反复使用，成本更低，且无污染，更加安全；可测量扩压器各个截面气动参数，为虚拟高模环境模型修正提高可靠数据，而点火试验中，各截面气动参数无法连续完整测量。通过对不同型面参数的扩压器模型试验验证可为虚拟高模试验环境模型修正提供大量的试验数据支撑。

Description

固体火箭发动机虚拟高模试验环境模型的验证装置

技术领域

本发明涉及一种验证装置，特别涉及一种固体火箭发动机虚拟高模试验环境模型的验证装置。

背景技术

固体火箭发动机虚拟高模试验环境是固体火箭发动机虚拟高模试车的关键环节。虚拟高模试验环境的气动特性是最重要的环境因素之一，通过固体火箭发动机虚拟高模试验环境模型验证装置，可以针对虚拟高模试验环境数学模型的气动环境因素变量加载具体数值，从而对虚拟高模试验气动流场数值分析以及理论计算进行模型修正，以验证模型的置信度，并为地面试车提供可靠验证依据。

冷流试验模型验证是研究虚拟高模试验环境气动特性的重要手段，针对理论计算和数值仿真分析得到的虚拟高模环境模型，利用几何相似和气动相似原理设计模型验证装置，并通过冷流试验验证模型的置信度和可靠性。几何相似即模型验证装置必须与实际扩压器在几何形状上相似，气动相似是指在某些特征截面上某些气动参数相等。在雷诺数、普朗特数、等熵指数、马赫数等四个表征流动特性的参数中，与边界层有关雷诺数与传热有关的普朗特数都不是影响气动性能的主要因素，因此可以不予考虑；须保证喷管出口和扩压器入口两个截面上的气流马赫数保持相等。

高模试验环境数学模型气动特性通过理论计算进行设计，利用数值仿真进行气动可压缩流场分析。理论计算设计主要针对被动引射高模试验原理进行引射器结构形式、气动特性、抗热性能、结构强度进行设计分析。常用的二次喉道式被动引射扩压器由入口直筒段、收敛段、直筒段、扩散段组成，针对各个截面通过将牛顿第二运动定律和质量守恒定律应用于运动流体得到的动量方程和连续方程，利用这两个基本方程得到各阶段的气动参数，最终得到最小气动压强、极限收缩比、舱压等参数。

高模试验环境模型的数值仿真主要基于有限体积法构建固体火箭发动机喷管出口-高空舱-扩压器三维两相流场数值计算模型，分析高模试验全过程高空舱、扩压器流场分布特性和变化过程。

目前对于环境模型的研制以及修正，主要利用地面高模热试车试验数据，具有小子样、高成本的特点。针对固体火箭发动机虚拟高模试验环境模型被动引射气动特性，仅通过理论计算和数值仿真只能初步解决气动参数设计，而通过地面高模热试车试验数据对高模环境模型的验证与修正，通过地面高模热试车的方式需消耗大量的人力资源和物力资源，同时扩压器不可反复使用、成本高、安全性低且造成了环境污染。尤其是对于燃烧室压力较低，喷管膨胀比较大的发动机，对扩压器气动性能要求非常苛刻，仅通过少量热试车数据和经验数据可靠性不能满足要求。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供固体火箭发动机虚拟高模试验环境模型的验证装置，以解决为固体火箭发动机虚拟高模试验环境模型提供验证的问题。

为解决存在的技术问题，本发明采用的技术方案为：固体火箭发动机虚拟高模试验环境模型的验证装置，包括缩比高空舱、缩比喷管模型和缩比扩压器模型，缩比模型喷管通过台架连接安置于缩比高空舱内，缩比高空舱与缩比扩压器模型连接，缩比喷管模型的出口部分伸入缩比扩压器模型的入口直筒段内；所述缩比扩压器模型分为入口直筒段、收敛段、二次喉道段和扩散段，所述入口直筒段的直径与缩比喷管模型出口直径相匹配，气流从缩比喷管模型的喉部到入口直筒段端面全部为自由等熵膨胀过程，经过入口直筒段的壁面后发生反射形成斜激波；所述收敛段的内壁面曲线形状与缩比喷管模型的收缩形式相近，为锥段形式，收敛段的入口直径与入口直筒段直径相同，气流经入口直筒段反射后进入收敛段内，反射后的气流在轴线上相交后形成反射激波；所述二次喉道段为直筒形状，直径与收敛段的出口直径相同，气流在该区域不断反射、相交而形成一系列的激波串，从而实现减速增压，以亚声速从扩散段排出。

本发明分别建立固体火箭发动机虚拟高模被动引射系统依据几何相似和启动相似原理设计喷管缩比模型以及扩压器缩比模型，通过超声速冷流源作用于该模型验证装置提供前室压强（发动机燃烧室压强），测量试验舱体压强、扩压器各截面气动压强，最终得到扩压器型面参数与启动压强间的关系，并将测试参数反馈到虚拟高模试验环境模型中对理论仿真和数值仿真结果进行迭代修正。

本发明是为了验证理论计算得到的虚拟高模环境模型的可靠性以及数值仿真分析的置信度能否达到虚拟试验应用要求。验证过程通过改变超声速冷流源，对模型验证装置进行试验验证，测量前室压强与舱体压强，获得验证模型的启动压强，综合三者压强，对虚拟高模试验的扩压器内型面数据进行修正，进而得到可靠的虚拟高模气动环境模型。

有益效果

本发明可以为固体火箭发动机虚拟高模试验环境模型提供验证，用于理论计算与数值分析模型修正与置信度评估。本发明适用于不同型号的固体火箭发动机虚拟高模试验环境模型验证，使用次数不受限制，测试得到的验证试验数据可靠。本发明与现有模型验证方式所用固体火箭发动机高模点火试验系统相比，有以下几点优势：

（1）本发明无需进行点火试验，可以反复使用，成本更低，且无污染，更加安全；

（2）本发明可测量扩压器各个截面气动参数，为虚拟高模环境模型修正提高可靠数据，而点火试验中，各截面气动参数无法连续完整测量。

（3）本发明通过对不同型面参数的扩压器模型试验验证可为虚拟高模试验环境模型修正提供大量的试验数据支撑。

附图说明

图1 固体火箭发动机虚拟高模试验环境模型验证装置示意图，图中包括：缩比高空舱1，缩比喷管模型2，入口直筒段3，收敛段4，二次喉道段5，扩散段6；

图2收敛段结构示意图，图中：α为收敛角，L_st为收敛段长度，D_st为收敛段出口直径，L_d为入口直筒段长度，D_d为入口直筒段直径。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步说明。

1 系统组成

如附图1所示，本发明的固体火箭发动机虚拟高模试验环境模型的验证装置，由缩比高空舱1、缩比喷管模型2、缩比扩压器模型组成，其中缩比扩压器模型又由入口直筒段3、收敛段4、二次喉道段5、扩散段6组成。

缩比高空舱1为模型验证提供高空低压环境，缩比喷管模型2通过台架连接置于缩比高空舱1内，缩比高空舱1与缩比扩压器模型连接。

缩比喷管模型2设计的主要目的是模拟发动机出口参数，主要包括：发动机出口马赫数、出口半角及扩压器入口参数。缩比喷管模型2的出口部分伸入缩比扩压器模型的入口直筒段3。气流以超声速喷入缩比扩压器模型内，经过反射、相交而形成激波，在激波的作用下实现减压增速。

缩比扩压器模型为被动引射式高空模拟试验的核心部件的缩比模型，由入口直筒段3、收敛段4、二次喉道段5、扩散段6组成，缩比喷管模型2的出口部分伸入缩比扩压器模型的入口直筒段3。

入口直筒段3的直径尽可能与缩比喷管模型2出口直径相匹配，气流从缩比喷管模型2的喉部到入口直筒段3端面全部为自由等熵膨胀过程，经过入口直筒段3的壁面后发生反射形成斜激波。

收敛段4的曲线形状理论上与缩比喷管模型2的收缩形式相近，设计为锥段形式，其入口直径与入口直筒段3直径相同，气流经入口直筒段3反射后进入收敛段4内，反射后的气流在轴线上相交后形成反射激波。

二次喉道段5为直筒形状，直径与收敛段4的出口直径相同，气流在该区域不断反射、相交而形成一系列的激波串，从而实现减速增压，以亚声速从扩散段6排出。

亚声速气流流经扩散段6时，其速度进一步降低，压力进一步升高，其流动恰好与气流在喷管缩比模型2内的流动相反。

如附图2所示，本发明的核心部件为收敛段4。收敛段4为一体成型，对形位公差和表面粗糙度要求较高，图中标注尺寸α为收敛角；L_st为收敛段4的长度；D_st为收敛段4的出口直径；L_d为入口直筒段3的长度；D_d为入口直筒段3的直径，与收敛段4的入口直径相等；A _d和A _st分别为收敛段4的入口截面和出口截面的截面积；为收缩比。需要指出的是：缩比扩压器模型的启动压力随收缩比减小而降低，启动压力越低则其有效模拟时间越长。但是，当收缩比小到一定程度时，扩压器反而不能启动，通常将这个极限值称为极限收缩比，记做。极限收缩比可根据激波发生在缩比扩压器模型的最大直径处，按正激波理论和面积比计算得出。

2 系统验证工作原理

本发明以超声速冷流的干燥冷空气为工作介质，为置于缩比高空舱1内的缩比喷管模型2提供压力输入，对缩比扩压器模型进行吹风气动试验验证。试验前，根据要求将缩比高空舱1抽至预定真空度，冷流经由缩比喷管模型2入口流入，流经入口直筒段3、收敛段4、二次喉道段5、扩散段6最终排至大气环境中。通过气动参数测量得到缩比扩压器模型型面参数与启动压强之间的关系，具体如下：

（1）缩比喷管模型设计方法。缩比喷管模型设计遵循以下设计方法：

1）按与被模拟的发动机的缩比关系确定缩比喷管模型2的喉径或出口直径；

2）按与被模拟的发动机的出口马赫数相等的原则确定缩比喷管模型2的膨胀比；

3）按与被模拟的发动机的出口半角相等的原则确定缩比喷管模型2的长度。

喷管模型设计的主要目的是模拟发动机出口参数，根据气动相似与几何相似特点设计喷模型，在风洞冷流试验中喷管模型主要模拟发动机出口马赫数、出口半角及扩压器入口参数。喷管的亚声段一般设计为形状简单、加工方便的维氏曲线，喷管模型超音速段结构长度比较小，一般设计为锥形。喷管喉径尺寸应控制在1‰内。通过边界层厚度的计算，与气流对管道截面的变化敏感来确定喷管喉部公差。

（2）缩比扩压器模型设计方法。缩比扩压器模型设计遵循以下设计方法：

1）按与缩比喷管模型2的收缩形式几何相似原理确定收敛段4的内壁面型面结构；

2）按入口马赫数与缩比喷管模型2的出口马赫数相等的原则确定入口直筒段3的入口直径；

3）确定收敛段4的收缩比，进而确定二次喉道段5的直径；

4）确定二次喉道段5的长度，满足喉部长度和直径比为5~8的要求。

缩比扩压器模型的作用，一是使在其中流动的超声速气流产生压力恢复（即增压），到出口截面上气流静压恢复到当地大气压，而后排到大气中；二是利用发动机的燃气流抽吸试验舱内的空气，起到引射作用，从而达到保持喷管满流和维持试验舱内稳定的低气压环境的目的。缩比扩压器模型的型面及气动特性根据各个截面的运动流体的动量方程和连续方程进行设计。

本发明可通过在缩比扩压器模型的各个截面处安装传感器实现对气动参数的测量。

（3）数据处理。冷流试验数据做如下处理：

1）根据测量数据绘制特性曲线；

2）根据数据公布情况判断是否处于稳定工作状态；

3）根据特性曲线确定其最小启动压强；

4）根据试验结果推算实际扩压器的启动压强；

5）根据试验数据分析扩压器气动特性，并反馈到虚拟高模试验环境模型进行模型修正。

利用本发明对构建固体火箭发动机虚拟高模试验环境模型进行了验证，先后选取5种不同型号发动机，共20个样本数，结果表明，模型置信度可达90%以上，满足该项目任务书所提技术指标要求。

本发明既可以进行超声速冷流试验验证，又可以进行气动热试验验证。

Claims

1.固体火箭发动机虚拟高模试验环境模型的验证装置，包括缩比高空舱（1）、缩比喷管模型（2）和缩比扩压器模型，其特征在于：

所述缩比喷管模型（2）通过台架连接安置于缩比高空舱（1）内，缩比高空舱（1）与缩比扩压器模型连接，缩比喷管模型（2）的出口部分伸入缩比扩压器模型的入口直筒段（3）内；

所述缩比扩压器模型分为入口直筒段（3）、收敛段（4）、二次喉道段（5）和扩散段（6），所述入口直筒段（3）的直径与缩比喷管模型（2）出口直径相匹配，气流从缩比喷管模型（2）的喉部到入口直筒段（3）端面全部为自由等熵膨胀过程，经过入口直筒段（3）的壁面后发生反射形成斜激波；所述收敛段（4）的内壁面曲线形状与缩比喷管模型（2）的收缩形式相近，为锥段形式，收敛段（4）的入口直径与入口直筒段（3）直径相同，气流经入口直筒段（3）反射后进入收敛段（4）内，反射后的气流在轴线上相交后形成反射激波；所述二次喉道段（5）为直筒形状，直径与收敛段（4）的出口直径相同，气流在该区域不断反射、相交而形成一系列的激波串，从而实现减速增压，并以亚声速从扩散段（6）排出。

2.根据权利要求1所述的验证装置，其特征在于：所述二次喉道段（5）的长度和直径比为5~8。