CN110645102A - 适用于补燃循环火箭发动机的高压燃气汇总稳定装置及方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种适用于补燃循环火箭发动机的燃气汇总稳定装置及方法，所述的装置包括三通体、弯通；所述的三通体具有两个燃气入口记为入口A、入口B以及一个混合出口；两个燃气入口的轴线平行，混合出口的轴线与燃气入口的轴线垂直；所述的弯通采取插入式结构从上述一个燃气入口A伸入，将输入的燃气方向改为平行于混合出口轴线方向。本发明具有稳定燃气、降低振动、防止燃气返腔的作用。

Description

适用于补燃循环火箭发动机的高压燃气汇总稳定装置及方法
技术领域
本发明涉及一种适用于低温高压补燃循环液体火箭发动机的燃气汇总稳定装置。
背景技术
液体火箭发动机一般使用高温高压燃气驱动涡轮做功。涡轮出口燃气的稳定性会影响涡轮的效率与性能，进而影响发动机的性能。对于双涡轮泵的液体火箭发动机，其燃气可能需要汇总处理。
两路燃气汇总时通常使用不等径三通结构，即两个入口及一个出口。燃气汇总时存在以下特点：两路燃气的质量流量往往不一致，因此两路燃气内径也不同；两路燃气的流量、物性在不同工况下往往不同。传统的汇总三通将两路燃气直接对冲汇总，存在以下问题：燃气直接冲击，会产生较大机械振动；燃气汇总后产生涡导致流场不稳定，影响涡轮效率；高流量燃气可能会导致低流量燃气返腔。如果分别排放，对于大推力火箭发动机，排放管路设计更加复杂，克服排放推力更加困难，尤其对于补燃循环发动机的分系统及半系统试验，发动机的安装、对接状态多样，更有必要考虑燃气的汇总排放。
发明内容
本发明解决的技术问题是：提供一种适用于低温高压补燃循环液体火箭发动机的燃气汇总稳定装置及方法，具有稳定燃气、降低振动、防止燃气返腔的作用。
本发明进一步解决的问题是：本发明装置具有良好的调整性。
本发明解决技术的方案是：一种适用于补燃循环火箭发动机的高压燃气汇总稳定装置，包括三通体、弯通；所述的三通体具有两个燃气入口记为入口A、入口B以及一个混合出口；两个燃气入口的轴线平行，混合出口的轴线与燃气入口的轴线垂直；所述的弯通采取插入式结构从上述一个燃气入口B伸入，插入燃气入口A，将输入的燃气方向改为平行于混合出口轴线方向。
优选的，还包括安装在混合出口处的变径环，所述的变径环入口内径与混合出口的通径相同，变径环的出口内径小于所述的入口内径。
优选的，所述的变径环入口内径与出口内径满足如下关系：
弯通入口截面积A1与三通体入口B截面积A2之和等于变径环出口截面积A4；
三通体出口截面积A3大于弯通入口截面积A1与三通体入口B截面积A2之和。
优选的，所述弯通的内型面包括两个相互垂直且内径相同的圆柱面，两个圆柱面之间通过与圆柱面内径相同的球面连接。
优选的，所述三通体的内型面为三个圆柱面与一个球面的相交后得到型面，所述的三个圆柱面为两个燃气入口以及一个混合出口的内型面，所述的球面以燃气入口B轴线与混合出口轴线的交点为球心，直径与燃气入口B的直径相同。
优选的，所述的弯通以不同的内径制成系列化弯通。
优选的，所述的弯通入口、三通体燃气入口B均通过法兰与补燃循环火箭发动机的涡轮燃气出口连接，混合出口/变径环出口通过出口法兰与排气管连接。
优选的，所述三通体燃气入口B的面积与弯通入口面积之和等于变径环出口面积。
优选的，所述三通体燃气入口B的内径大于弯通在平行混合出口轴线方向的最大外包络圆的内径。
一种适用于补燃循环火箭发动机的高压燃气汇总稳定装置的使用方法，其特征在于包括如下步骤：
根据实际试验的氧化剂涡轮泵涡轮出口尺寸，确定弯通入口尺寸，根据试验的燃料涡轮泵涡轮出口尺寸，确定三通体入口B尺寸；
根据三通体出口面积A3大于弯通入口面积A1与三通体入口B面积A2之和的原则，确定三通体出口面积；
根据弯通入口面积A1与三通体入口B面积A2之和等于变径环出口面积A4确定变径环出口面积；
对满足上述尺寸关系的试验装置进行弯通不同插入深度下的燃气稳定性试验与仿真，确定满足燃气稳定性的弯通插入深度；其中，弯通的插入深度在如下范围内选取：弯通球心位于三通体轴线靠近入口A一侧，距离轴线的距离介于0～1/4D之间，其中D为三通体出口直径；
在弯通入口、三通体入口B配备与涡轮泵涡轮出口尺寸相匹配的法兰零件，在变径环出口配备与排气管尺寸相匹配的法兰零件，并实现安装。
本发明与现有技术相比的有益效果在于：本发明设计了一种适用于低温高压补燃循环液体火箭发动机的燃气汇总稳定装置，由三通体、弯通、变径环、大端法兰、小段法兰、出口法兰几部分组成。其中弯通采用圆柱-球面外型面，可以直接插入三通体实现便捷的装配、可以通过改变插入深度调节燃气稳定效果、外型面可以稳定外部燃气流场；采用圆柱-球面内形面，可以稳定内部燃气的流场；弯通出口向下可以防止燃气返腔。三通体采用圆柱-球面内形面，与弯通外形面配合，可以稳定汇总后的流场。变径环可以在不同的工况下采用不同的面积比，以适应不同燃气流量、改善稳定效果。
附图说明
图1为本发明装置的装配图；
图2为本发明三通体的零件图；
图3为本发明弯通的零件图；
图中：1.三通体；2.弯通；3.变径环；4.大端法兰；5.小端法兰；6.出口法兰。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
如图1所示，所述的燃气汇总稳定装置包含不同直径的两个入口法兰及一个出口法兰。弯通2插入三通体1内，通过外部焊接固定。变径环3通过焊接与三通体1连接，大端法兰4、小端法兰5、出口法兰6通过焊接与其他零组件连接。
三通体1具有两个燃气入口记为入口A、入口B以及一个混合出口；两个燃气入口的轴线平行，混合出口的轴线与燃气入口的轴线垂直；所述的弯通2采取插入式结构从上述一个燃气入口B伸入三通体1，并插入三通1的入口A，将输入的燃气方向改为平行于混合出口轴线方向，通过调整内径适应燃气流量；通过调整插入深度改变燃气稳定效果。通过安装在混合出口处的变径环3改变出入口面积比，以适应不同的燃气流量，所述的变径环入口内径与混合出口的通径相同，变径环的出口内径小于所述的入口内径。弯通入口、三通体燃气入口B均通过法兰(小端法兰5、大端法兰4)与补燃循环液体火箭发动机的涡轮燃气出口连接，混合出口/变径环出口通过出口法兰(出口法兰6)与排气管连接。
弯通采用圆柱-球面外型面，如图3所示，弯通的内型面包括两个相互垂直且内径相同的圆柱面，两个圆柱面之间通过与圆柱面内径相同的球面连接。
三通体采用圆柱-球面内形面，与弯通外形面配合，可以稳定汇总后的流场。如图2所示，三通体的内型面为三个圆柱面与一个球面的相交后得到型面，所述的三个圆柱面为两个燃气入口以及一个混合出口的内型面，所述的球面以燃气入口B轴线与混合出口轴线的交点为球心，直径与燃气入口B的直径相同。
对于特定的使用条件，通过结构尺寸确定大端法兰、小端法兰和出口法兰的密封尺寸，通过工况确定其内径。对于特定的工况，通过计算确定弯通的插入深度，以实现燃气稳定的目的，通过计算确定变径环的面积比，以适应不同的燃气流量。具体上述相关零件的尺寸满足如下关系：
1.弯通入口面积A1与三通体入口B面积A2之和等于变径环出口面积A4；
2.三通体出口面积A3大于弯通入口面积A1与三通体入口B面积A2之和，实际中可取大50％左右；
3.变径环入口面积与三通出口面积相等。
调节尺寸适应燃气流量的方法：
当A2固定，对于不同的A1，可以根据上述关系1可以确定A4面积，从而适应不同的燃气流量。
通过仿真计算得到的结论为，弯通插入三通体后，弯通球心位于三通体轴线靠近入口A一侧，距离轴线的距离介于0～1/4D之间某处时，具有最好的稳定效果。其中D为三通体出口直径。
实际中根据具体的入口A、出口B的尺寸，确定其余尺寸后，利用仿真和试验可进一步确定具体插入深度。
实施例
在具有双涡轮泵的高压补然循环液体火箭发动机中，涡轮排气需进入推力室进一步燃烧。在该种发动机的涡轮泵试验中，由于没有推力室，需要设计一个试验装置用于燃气汇总。
本发明所述的装置，根据实际试验的氧化剂涡轮泵涡轮出口尺寸，确定本装置的弯通入口尺寸，根据试验的燃料涡轮泵涡轮出口尺寸，确定本装置的三通体入口B尺寸，然后根据(三通体出口面积A3大于弯通入口面积A1与三通体入口B面积A2之和，实际中可取大50％左右)的原则，确定三通体出口面积，最后根据(弯通入口面积A1与三通体入口B面积A2之和等于变径环出口面积A4)确定变径环出口面积。然后对给定的试验装置进行燃气稳定性试验与仿真，确定弯通的插入深度。
在弯通入口、三通体入口B配备与涡轮泵尺寸相匹配的法兰零件，在变径环出口配备与排气管尺寸相匹配的法兰零件。
至此，即完成了本装置的使用。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (10)

1.一种适用于补燃循环火箭发动机的高压燃气汇总稳定装置，其特征在于：包括三通体、弯通；所述的三通体具有两个燃气入口记为入口A、入口B以及一个混合出口；两个燃气入口的轴线平行，混合出口的轴线与燃气入口的轴线垂直；所述的弯通采取插入式结构从上述一个燃气入口B伸入，插入燃气入口A，将输入的燃气方向改为平行于混合出口轴线方向。
2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于：还包括安装在混合出口处的变径环，所述的变径环入口内径与混合出口的通径相同，变径环的出口内径小于所述的入口内径。
3.根据权利要求2所述的装置，其特征在于：所述的三通体出口截面积A3大于弯通入口截面积A1与三通体入口B截面积A2之和。
4.根据权利要求2所述的装置，其特征在于：所述三通体燃气入口B的面积与弯通入口面积之和等于变径环出口面积。
5.根据权利要求1或2所述的装置，其特征在于：所述弯通的内型面包括两个相互垂直且内径相同的圆柱面，两个圆柱面之间通过与圆柱面内径相同的球面连接。
6.根据权利要求1或2所述的装置，其特征在于：所述三通体的内型面为三个圆柱面与一个球面的相交后得到的型面，所述的三个圆柱面为两个燃气入口以及一个混合出口的内型面，所述的球面以燃气入口B轴线与混合出口轴线的交点为球心，直径与燃气入口B的直径相同。
7.根据权利要求1或2所述的装置，其特征在于：所述的弯通以不同的内径制成系列化弯通。
8.根据权利要求1或2所述的装置，其特征在于：所述的弯通入口、三通体燃气入口B均通过法兰与补燃循环液体火箭发动机的涡轮燃气出口连接，混合出口/变径环出口通过出口法兰与排气管连接。
9.根据权利要求1或2所述的装置，其特征在于：所述三通体燃气入口B的内径大于弯通在平行混合出口轴线方向的最大外包络圆的内径。
10.一种适用于补燃循环火箭发动机的高压燃气汇总稳定装置的使用方法，其特征在于包括如下步骤：
根据实际试验的氧化剂涡轮泵的涡轮出口尺寸，确定弯通入口尺寸，根据试验的燃料涡轮泵的涡轮出口尺寸，确定三通体入口B尺寸；
根据三通体出口面积A3大于弯通入口面积A1与三通体入口B面积A2之和的原则，确定三通体出口面积；
根据弯通入口面积A1与三通体入口B面积A2之和等于变径环出口面积A4确定变径环出口面积；
对满足上述尺寸关系的试验装置进行弯通不同插入深度下的燃气稳定性试验与仿真，确定满足燃气稳定性的弯通插入深度；其中，弯通的插入深度在如下范围内选取：弯通球心位于三通体轴线靠近入口A一侧，距离轴线的距离介于0～1/4D之间，其中D为三通体出口直径；
在弯通入口、三通体入口B配备与涡轮泵涡轮出口尺寸相匹配的法兰零件，在变径环出口配备与排气管尺寸相匹配的法兰零件，并实现安装。
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