CN113049261B - 直连实验平台及测量冲压发动机推力的方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种直连实验平台以及测量冲压发动机推力的方法，直连实验平台包括基座以及引射段；基座设于引射段入口端的前方，用于固定待测发动机模型，基座上设有推力传感器，以测量发动机模型产生的推力；引射段用于对待测发动机模型进行引射，引射段上设有压力传感器，以测量引射段内的压力；其中，待测发动机模型的出口端伸入引射段的入口端内形成悬空对接，待测发动机模型的外壁与引射段的内壁之间形成气路通道，气路通道用于在直连试验过程中吸入外部大气，并在引射段的入口端形成气膜。方法采用直连实验平台进行测量，本发明提供的直连实验平台可以有效解决引射装置的冷却问题，且该引射装置不会对发动机的推力测量产生干扰。
Description
技术领域
本发明涉及试验装置技术领域，尤其涉及一种直连实验平台及测量冲压发动机推力的方法。
背景技术
冲压发动机是高超声速吸气式推进研究的核心，在正式飞行试验之前需要对冲压发动机进行大量的地面直连试验，地面直连试验是超燃冲压发动机研究与发展、试验与评估的主要手段。在直连试验过程中，需要将发动机喷管出口的压力与实际飞行高度的大气压力保持一致，以满足喷管的设计状态。
发动机喷管出口压力的模拟需要先在发动机模型的出口处安装引射装置，然后根据不同的出口压力工况调整其引射能力。目前的直连试验台引射装置与发动机模型的喷管出口之间均采用直接接触的固定连接方式，该连接方式在引射过程中会对发动机模型的推力测量产生干扰，进而影响实验的准确性；除此之外，发动机模型出口处的高温气体也会进入到引射装置内，对引射装置造成一定程度的损伤。
发明内容
本发明的目的之一在于克服现有技术中所述的缺陷，从而提供一种直连实验平台，该直连实验平台可以有效解决引射装置的冷却问题，且该引射装置不会对发动机的推力测量产生干扰。
本发明的另一目的在于提供一种测量冲压发动机推力的方法，该方法采用上述的直连实验平台对冲压发动机的推力进行测量，从而获得较为精准的推力数值。
为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：
一种直连实验平台，包括基座以及引射段；
所述基座设于所述引射段入口端的前方，用于固定待测发动机模型，所述基座上设有推力传感器，以测量所述发动机模型产生的推力；
所述引射段用于对所述待测发动机模型进行引射，所述引射段上设有压力传感器，以测量所述引射段内的压力；
其中，所述待测发动机模型的出口端伸入所述引射段的入口端内形成悬空对接，所述待测发动机模型的外壁与所述引射段的内壁之间形成气路通道，所述气路通道用于在直连试验过程中吸入外部大气，并在所述引射段的入口端形成气膜。
作为一种可实施的方式，所述引射段的真空度小于10kPa。
当引射段的真空度小于10kPa时，基本可以较优地模拟出发动机的工作条件，当然当真空度越小，模拟效果会越好。
作为一种可实施的方式，所述待测发动机模型与所述引射段同轴设置，所述气路通道的宽度为3-5mm。
当待测发动机模型的外壁与引射段的内壁的间距为3-5mm时，既可以保证引射段较好的引射效果，同时又能保证引射段的冷却效果，而当间距小于3mm时，则引射段与待测发动机模型之间会发生震动干扰，同时气路通道的进气量会变小，也会降低引射段的冷却效果；而当间距大于5mm时，引射效果不好，难以达到实验所需的真空度。
作为一种可实施的方式，所述引射段包括依次设置的前等直段、引射气流入口段、引射喷嘴段、后等直段和扩张段，所述前等直段位于所述引射段的入口端，用于与所述待测发动机模型的出口端悬空对接；所述引射气流入口段用于引射高压气流；所述引射喷嘴段用于加速所述高压气流；所述压力传感器设于所述后等直段上；所述扩张段用于将所述引射段内的气体排出。
作为一种可实施的方式，所述待测发动机模型直连试验段包括依次设置的入口段、燃烧室段和尾喷管段，所述入口段处设有气路控制装置，用于模拟高空飞行条件下发动机入口的总温、总压及马赫数；所述燃烧室段用于提供来流与燃料混合燃烧的空间；所述尾喷管段伸入所述引射段并与所述引射段的入口端悬空对接，用于伸入所述引射段，并为所述待测发动机模型提供推力。
作为一种可实施的方式，所述气路控制装置用于控制氢气、氧气和空气的流量。
作为一种可实施的方式，所述推力传感器通过螺钉固定在所述基座上。
一种测量冲压发动机推力的方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、将待测发动机模型固定于所述基座上，使所述待测发动机模型的尾喷管段悬空伸入所述引射段的入口，并在所述尾喷管段的外壁与所述引射段的内壁之间形成气路通道；
S2、启动所述引射段，完成所述引射段的准备阶段；
S3、当所述压力传感器显示引射段内的压力满足发动机出口的压力需求时，启动所述待测发动机模型；
S4、当所述待测发动机模型模拟出高空飞行条件下发动机入口的总温、总压及马赫数时，读取所述推力传感器的读数。
作为一种可实施的方法，S2中所述准备阶段的操作步骤包括：通过所述引射段的引射气流入口段引射高压气流，使高压气流经所述引射段的引射喷嘴进行加速，并依次经过所述引射段的后等直段和扩张段排入大气。
作为一种可实施的方法，S4中所述模拟的步骤包括：
调控所述待测发动机模型入口段的气路控制装置，向所述待测发动机模型的燃烧室段12内通入试验所需量的氢气、氧气和空气，从而模拟出高空飞行条件下发动机入口的总温、总压及马赫数。
作为一种可实施的方法，S4中至少在实验过程中读取三次所述推力传感器的读数，并取平均值以获得冲压发动机的推力值。
与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
本发明提供的直连实验平台中待测发动机模型与引射段之间为悬空对接，即二者是非直接接触的连接方式，从而解决了现有直连试验台引射装置在工作过程中会对发动机推力测量产生干扰的问题，提高了发动机推力测量的精度；除此之外，待测发动机模型的外壁与引射段的内壁之间还会形成气路通道，在直连试验过程中，气路通道会吸入外部的空气，在前等直段形成气膜，将高温气体和壁面隔开，因此，气路通道的设置一方面能避免高温气体与壁面的热量交换；另一方面，所形成冷的气膜能够带走一部分高温气体的热量，进而有效解决引射装置的冷却问题。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
图1为本发明实施例所提供的直连实验平台的结构示意图。
附图标记说明：
1、待测发动机模型；11、入口段；12、燃烧室段；13、尾喷管段；2、引射段；21、前等直段；22、引射气流入口段；23、引射喷嘴段；24、后等直段；25、压力传感器；26、扩张段；3、基座；31、推力传感器；4、气路通道。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。需要说明的是，本发明中箭头方向代指气体的流动方向，其中a代指氢气、氧气和空气；b代指大气；c代指引射的高压气流。
如图1所示，本发明提供了一种直连实验平台，包括基座3以及引射段2；基座3设于所述引射段2入口端的前方，用于固定待测发动机模型1，待测发动机模型1用于模拟发动机的运行状态，待测发动机模型1包括依次设置的入口段11、燃烧室段12和尾喷管段13，入口段11、燃烧室段12和尾喷管段13一体成型，入口段11为凸设在燃烧室12入口的一段管道，入口段11的直径明显小于燃烧室段12入口的直径，入口段11与燃烧室段12入口之间形成明显的台阶状，其中本实施例在入口段11处设有气路控制装置(未在图中示出)，气路控制装置主要用于控制进入燃烧室段12的氢气、氧气和空气(参阅图1中的标记a)的流量，从而模拟高空飞行条件下发动机入口的总温、总压及马赫数；燃烧室段12用于提供来流与燃料混合燃烧的空间；尾喷管段13则是由燃烧室段12的出口平缓扩张而成的，尾喷管段13用于连接引射段2，并为发动机提供推力；
基座3主要用于单独承载待测发动机模型1，同时在基座3上还设有推力传感器31，推力传感器31用于测量发动机产生的推力，其中为了保证测量的准确性，推力传感器31刚性固定在基座3上，例如通过螺栓固定；
引射段2主要用于对待测发动机模型1进行引射，包括依次设置的前等直段21、引射气流入口段22、引射喷嘴段23、后等直段24和扩张段26，其中，前等直段21位于引射段2的入口端，用于与尾喷管段13悬空对接，即待测发动机模型1的出口端伸入引射段2的入口端内，待测发动机模型1的外壁与引射段2的内壁之间形成气路通道4，气路通道4在直连试验过程中可以吸入外部大气，并在引射段2的入口端形成气膜，从而对前等直段21形成冷却效果，避免与燃烧室段12连通的尾喷管段13的高温气体进入引射段2内，对引射段2造成一定程度的损伤；前等直段21与引射气流入口段22连接，引射气流入口段22的内径可略大于前等直段21的外径，从而可形成高压气流(请参阅附图1中的标记b)的入口，即引射气流入口段22可以通过该入口引射高压气流，当高压气流流动至引射喷嘴段23时，可以被引射喷嘴段23进行加速，其中引射喷嘴段23位于引射气流入口段22与后等直段24之间，呈内凹形状，引射气流入口段22的内径略大于后等直段24的内径，可以将引射喷嘴段23看做入口直径大于出口直径的内凹形状，而后等直段24主要用于为压力传感器25提供安装位点，从而可以通过压力传感器25测量后等直段24的压力，后等直段24的出口端与扩张段26连通，扩张段26呈喇叭状，用于将引射段内的气体排出到大气中。
本申请的直连实验平台中待测发动机模型1与引射段2之间为悬空对接，即二者是非直接接触的连接方式，从而可以解决现有直连试验台引射装置在工作过程中会对发动机推力测量产生干扰的问题，提高了发动机推力测量的精度；除此之外，待测发动机模型1的外壁与引射段2的内壁之间还会形成气路通道4，在直连试验过程中，气路通道4会吸入外部的空气，在前等直段21形成气膜，将高温气体和壁面隔开，因此，气路通道4的设置一方面能避免高温气体与壁面的热量交换；另一方面，所形成冷的气膜能够带走一部分高温气体的热量，进而有效解决引射装置的冷却问题。
当然，在直连试验过程中除了将待测发动机模型1与引射段2之间进行悬空对接，还应当将引射段2的真空度设置为小于10kPa，若引射段2的真空度大于10kPa，则无法有效模拟发动机的工作状态，考虑到实际试验过程中，设备的局限性，无法完全做到真空状态，根据本申请人多次试验发现，当引射段2的真空度设置为小于10kPa，基本可以较优地模拟出发动机的工作条件，当然根据实际情况进行设置，当真空度越小，模拟效果会越好。
另外，待测发动机模型1与引射段2之间的悬空对接，还应当考虑引射效果、冷却效果和测量误差多重因素，对气路通道4的宽度进行优化，本申请人发现当该宽度为3-5mm时，既可以保证引射段较好的引射效果，同时又能保证引射段2的冷却效果，而当间距小于3mm时，则引射段2与待测发动机模型1之间会发生震动干扰，同时气路通道4的进气量会变小，也会降低引射段2的冷却效果；而当间距大于5mm时，引射效果不好，难以达到实验所需的真空度。
实施例2
本实施例提供了一种测量冲压发动机推力的方法，该方法采用上述直连实验平台进行，包括以下步骤：：
1、将待测发动机模型1固定于基座3上，使待测发动机模型1的尾喷管段13悬空伸入所述引射段2的入口，并在尾喷管段13的外壁与引射段2的内壁之间形成气路通道4；在试验过程中，首先将引射段2开始工作，通过引射气流入口段22引射高压气流，然后经引射喷嘴23加速，并进入后等直段24和扩张段26，完成引射装置的准备阶段；
2、通过设置于后等直段24上的压力传感器25监控后等直段24内的压力，当压力满足发动机喷管出口的压力需求时，开始启动待测发动机模型1，启动过程包括调控入口段11的气路控制装置，向燃烧室段12内通入试验所需的氢气、氧气和空气的流量，从而模拟出高空飞行条件下发动机入口的总温、总压及马赫数；
3、待待测发动机模型1正式启动后，在引射段2与待测发动机模型1非接触的引射作用下，通过推力传感器31多次测量发动机产生的推力，求取各次数据的平均值，进而获得精度较高的推力。
以上仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (10)
1.一种直连实验平台，其特征在于，包括基座以及引射段；
所述基座设于所述引射段入口端的前方，用于固定待测发动机模型，所述基座上设有推力传感器，以测量所述发动机模型产生的推力；
所述引射段用于对所述待测发动机模型进行引射，所述引射段上设有压力传感器，以测量所述引射段内的压力；
其中，所述待测发动机模型的出口端以非直接接触的连接方式伸入所述引射段的入口端内形成悬空对接，所述待测发动机模型的外壁与所述引射段的内壁之间形成气路通道，所述气路通道用于在直连试验过程中吸入外部大气，并在所述引射段的入口端形成气膜。
2.根据权利要求1所述的直连实验平台，其特征在于，所述引射段的真空度小于10kPa。
3.根据权利要求1或2所述的直连实验平台，其特征在于，所述待测发动机模型与所述引射段同轴设置，所述气路通道的宽度为3-5mm。
4.根据权利要求1所述的直连实验平台，其特征在于，所述引射段包括依次设置的前等直段、引射气流入口段、引射喷嘴段、后等直段和扩张段，所述前等直段位于所述引射段的入口端，用于与所述待测发动机模型的出口端悬空对接；所述引射气流入口段用于引射高压气流；所述引射喷嘴段用于加速所述高压气流；所述压力传感器设于所述后等直段上；所述扩张段用于将所述引射段内的气体排出。
5.根据权利要求1所述的直连实验平台，其特征在于，所述待测发动机模型包括依次设置的入口段、燃烧室段和尾喷管段，所述入口段处设有气路控制装置，用于模拟高空飞行条件下发动机入口的总温、总压及马赫数；所述燃烧室段用于提供来流与燃料混合燃烧的空间；所述尾喷管段伸入所述引射段并与所述引射段的入口端悬空对接，用于为所述待测发动机模型提供推力。
6.根据权利要求5所述的直连实验平台，其特征在于，所述气路控制装置用于控制氢气、氧气和空气的流量。
7.一种采用如权利要求1-6中任一项所述直连实验平台测量冲压发动机推力的方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、将待测发动机模型固定于所述基座上，使所述待测发动机模型的尾喷管段以非直接接触的连接方式悬空伸入所述引射段的入口，并在所述尾喷管段的外壁与所述引射段的内壁之间形成气路通道；
S2、启动所述引射段，完成所述引射段的准备阶段；
S3、当所述压力传感器显示引射段内的压力满足发动机出口的压力需求时，启动所述待测发动机模型；
S4、当所述待测发动机模型模拟出高空飞行条件下发动机入口的总温、总压及马赫数时，读取所述推力传感器的读数。
8.根据权利要求7所述测量冲压发动机推力的方法，其特征在于，S2中所述准备阶段的操作步骤包括：通过所述引射段的引射气流入口段引射高压气流，使高压气流经所述引射段的引射喷嘴进行加速，并依次经过所述引射段的后等直段和扩张段排入大气。
9.根据权利要求7所述测量冲压发动机推力的方法，其特征在于，S4中所述模拟的步骤包括：
调控所述待测发动机模型入口段的气路控制装置，向所述待测发动机模型的燃烧室段12内通入试验所需量的氢气、氧气和空气，从而模拟出高空飞行条件下发动机入口的总温、总压及马赫数。
10.根据权利要求7所述测量冲压发动机推力的方法，其特征在于，S4中至少在实验过程中读取三次所述推力传感器的读数，并取平均值以获得冲压发动机的推力值。
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- 2021-03-08 CN CN202110249294.1A patent/CN113049261B/zh not_active Expired - Fee Related
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| CN113049261A (zh) | 2021-06-29 |
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