CN111219267A - 一种高温高速射流偏转装置 - Google Patents

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Abstract

一种高温高速射流偏转装置，其特征在于装置由干流管1、支流管2、导流叶片阵列3组成；所述的干流管1、支流管2、导流叶片阵列3均由粉末合金制造且内部有流路连通；所述的干流管1用于支撑支流管2、导流叶片阵列3；所述干流管1与冷却水管路连结并向支流管2、导流叶片阵列3输送发汗用冷却水。本装置可用于发动机摇摆试验的地面试验台结构热防护，也可用于高空模拟试验台上发动机摇摆试验的排气系统热防护。

Description

一种高温高速射流偏转装置
技术领域
本发明涉及一种发汗冷却式叶栅式气流偏转装置，能够改变高温高速射流流动方向，主要用于火箭发动机地面试验台和高空模拟试验台的热防护。
背景技术
大型液体火箭发动机研制试验过程中，摇摆试验是考察发动机性能的重要试验内容。无论发动机采用泵前摆或是泵后摆方案，试验过程中发动机喷管排出的超音速高温(最高可达3800K)射流均会在一定角度(通常0-10°)范围内摆动，这将导致部分非摇摆试验中力热负荷很低的结构承力件受到高温高速射流的直接冲刷，存在烧蚀损坏甚至危及试验台台体结构的危险，特别是对于新型火箭发动机，喷管摇摆角度可达30°，对现有试验台设备的危害更大，需要采取有效冷却措施进行热防护。
现有地面试验台导流装置多采用喷水冷却，若试验大角度摇摆的液体火箭发动机，则只能被动地增加喷水面积、水泵数量、水池容积，造成极大的土建、设备投资负担。对于高空模拟试验，由于喷管摇摆过程中超音速高温(最高可达3800K)对紧邻的流超音速扩压器的冲刷烧/侵蚀问题和气动性能大幅降低问题无法解决，因此高空模拟摇摆试验无法同时兼顾，造成了“高模不摇摆，摇摆不高模”的现状。此外，在装备矢量推力装置的航空发动机高空模拟试验台上，同样存在喷管摆动和高空模拟设备之间的矛盾。若能采取有效的热防护措施，则不但可以解决现有地面试验台试验新型大角度摇摆发动机的困难，而且可以克服高空模拟和摇摆之间的矛盾，推动发动机地面试验技术的进步。
CN
发明内容
本发明的技术解决问题：目前，现有地面试验台试验大角度摇摆的发动机时采用增加喷水面积、水泵数量、水池容积的方法，造成极大的土建、设备投资负担，而高空模拟试验台上摇摆试验则无法进行。针对上述问题，本发明提出了一种可实现高温高速射流流动方向偏转的装置，将其安装在需要热防护部件上游附近，可有效地进行热防护。
本发明的技术解决方案：本发明的技术解决方案是设计了一种基于流线型导流叶片的射流偏转装置，装置自身采用水或惰性气体(氮气)发汗冷却，摇摆过程的发动机高温高速排气射流流经叶栅时流动方向发生改变：地面试验台上，射流流动方向偏转至现有喷水冷却区域；高空模拟试验台上，射流流动方向偏转至发动机不摇摆时装置安装位置射流流动方向。
与现有试验台发动机排气射流热防护方式相比，本发明的优点如下：
(1)设计思想先进。传统的喷水冷却属于用“堵截”的方法，采用射流编撰装置则属于“疏导”方法。
(2)投资需求少。对于试验大角度摇摆发动机的地面试验台，无需大幅增加喷水面积、水泵数量、水池容积，只需增加少量水泵及管线用于偏转装置的水工质发汗冷却，无需土建投资，设备投资负担轻。
(3)气动损失小。采用流线型导流叶片的射流偏转装置的阻力系数为0.11-0.15，传统的喷水冷却阻力系数为0.85-0.95，阻力系数降低84％-87％。
附图说明
图1是本发明的装置结构示意图。
图2是导流叶片结构示意图。
图3是立式地面试验台上对发动机喷管射流进行流动转向的示意图。
具体实施方式
下面结合附图说明和具体实施方式对本发明作详细说明。
一种高温高速射流偏转装置，其特征在于装置由干流管1、支流管2、导流叶片阵列3组成；所述的干流管1、支流管2、导流叶片阵列3均由粉末合金制造且内部有流路连通；所述的干流管1用于支撑支流管2、导流叶片阵列3；所述干流管1与冷却水管路连结并向支流管2、导流叶片阵列3输送发汗用冷却水。
发明实施首先确定需要进行试验的发动机喷管出口直径De、速度Ue和压强Pe，确定射流偏转装置的安装位置处的气动参数，确定干流管1、支流管2、叶片阵列3的每片导流叶片的壁厚要求；其次，按试验现场尺寸确定导流叶片偏转角度，按导流叶片弦长S＝(0.5-1)De确定每片导流叶片弦长，按导流叶片间距δ＝(1/3-1/4)S确定相邻导流叶片间距，按导流叶片数量不少于3且导流叶片间流动通道面积总和不小于喷管出口面积确定导流叶片数量；再次，由导流叶片表面积参数和发汗冷却参数确定叶片发汗用冷却水流量，进而确定支流管2、干流管1的几何尺寸，并采用粉末合金加工干流管1、支流管2、导流叶片阵列3的所有导流叶片(图2)；最后，将偏转装置焊接成型，安装到地面试验台或超音速扩压器内，将干流管1与冷却水供应管路连接，供给冷却水后即可用于发动机地面或高空模拟摇摆试验。
实施实例。图3展示了液体火箭发动机立式地面试验台上本发明应用效果示意图。在发动机摇摆试验中，在最大摆角情况下，发动机排气射流将喷射到试验台立柱上，将造成立柱烧蚀而危及承力结构。在立柱和发动机之间加装偏转装置，则发动机排气射流被偏转到原有喷水冷却的区域，从而保护了试验台立柱。
在具备矢量推力的航空发动机地面试验台上也可用本实例的方案。
在发动机喷管面积较大、需要大面积热防护的场合，可以将多个中小型射流偏转装置进行组合，避免单个大型射流偏转装置加工难度困难。
综上，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种高温高速射流偏转装置，其特征在于装置由干流管(1)、支流管(2)、导流叶片阵列(3)组成；所述的干流管(1)、支流管(2)、导流叶片阵列(3)均由粉末合金制造且内部有流动通道连通；所述的干流管(1)用于支撑支流管(2)、导流叶片阵列(3)；所述干流管(1)与冷却水管路连结并向支流管(2)、导流叶片阵列(3)输送发汗用冷却水。
2.如权利要求1所述的一种高温高速射流偏转装置，其特征在于干流管(1)、支流管(2)、导流叶片阵列(3)的连接方式为焊接。
3.如权利要求1所述的一种高温高速射流偏转装置，其特征在于干流管(1)、支流管(2)、导流叶片阵列(3)的所有与高温高速射流接触表面均采用发汗冷却。
4.如权利要求1所述的一种高温高速射流偏转装置，其特征在于导流叶片阵列(3)至少由3片导流叶片组成，每片导流叶片均为相同的翼型结构，每片导流叶片弦长为试验发动机喷管出口直径的50％-100％，相邻导流叶片间距为导流叶片弦长的1/3-1/4。
5.如权利要求1所述的一种高温高速射流偏转装置，其特征在于干流管(1)依靠螺栓或焊接方式与地面试验台金属承力结构或高空模拟试验台的超音速扩压器金属内壁连结固定。
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