CN113175395B - 一种液体火箭发动机燃烧稳定性鉴定试验装置 - Google Patents

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Abstract

一种液体火箭发动机燃烧稳定性鉴定试验装置，包括燃烧室头部、燃烧室身部、过渡环、上连接环、下连接环；燃烧室头部设置氧化剂进口；过渡环置于燃烧室头部和燃烧室身部之间，过渡环通过上连接环和下连接环分别连接燃烧室头部和燃烧室身部一端；燃烧室身部另一端设置燃料—冷却剂进口集液腔，燃料—冷却剂进口集液腔上设置燃料—冷却剂进口，燃烧室身部侧壁内设置燃料—冷却剂冷却通道，燃料—冷却剂冷却通道与下连接环内腔连通；过渡环通过燃料—冷却剂导流孔分别与上连接环、下连接环内腔导通。本发明真实反映再生冷却结果对燃烧稳定性的影响，并且能够满足起动、转级和关机不同阶段可靠激发的要求。

Description

一种液体火箭发动机燃烧稳定性鉴定试验装置
技术领域
本发明涉及一种液体火箭发动机燃烧稳定性鉴定试验装置。
背景技术
液体火箭发动机不稳定燃烧的发生具有很大的随机性，一般的发动机试车，即使多次不出现燃烧不稳定，也不能确定其动态稳定性满足要求。例如某四氧化二氮/混肼-50发动机在1800次试车中出现了9次高频不稳定燃烧，不稳定的概率为0.5％，这种发动机的稳定性水平是不能满足使用要求的。动态燃烧稳定性鉴定试验是一种可以用尽可能少的试验次数确定发动机燃烧稳定性裕度和边界的有效方法。其中关键技术之一就是鉴定试验装置的设计实现。
目前的动态燃烧稳定性鉴定常用的试验装置设计结构方式有：头部安装型和身部安装型两种。两种安装形势均存在很多不足：
(1)头部安装型，仅适用于爆炸弹扰动方式，爆炸弹的方位可能影响燃烧敏感性，壳体的非均匀性加热或烧蚀可能引入方向性效应。大多数传统的结构设计易于受热而引起爆炸，碎片可能对发动机造成破坏。
(2)身部安装型，受限于身部室壁结构，难于用到再生冷却发动机上。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种适用于低温液体火箭发动机的动态燃烧稳定性鉴定的试验装置，真实反映再生冷却结果对燃烧稳定性的影响，并且能够满足起动、转级和关机不同阶段可靠激发的要求。
本发明所采用的技术方案是：一种液体火箭发动机燃烧稳定性鉴定试验装置，包括燃烧室头部、燃烧室身部、过渡环、上连接环、下连接环；
燃烧室头部设置氧化剂进口；过渡环置于燃烧室头部和燃烧室身部之间，过渡环通过上连接环和下连接环分别连接燃烧室头部和燃烧室身部一端；燃烧室身部另一端设置燃料—冷却剂进口集液腔，燃料—冷却剂进口集液腔上设置燃料—冷却剂进口，燃烧室身部侧壁内设置燃料—冷却剂冷却通道，燃料—冷却剂冷却通道与下连接环内腔连通；
过渡环通过燃料—冷却剂导流孔分别与上连接环、下连接环内腔导通。
过渡环沿周向分布若干燃料—冷却剂导流孔，燃料—冷却剂导流孔为沿过渡环轴向的通孔。
过渡环上设置有扰动装置，扰动装置通过扰动装置接口安装，扰动装置接口采用焊接转接座形式连接到过渡环上。
过渡环上设置有高频速变室压传感器接口，高频速变室压传感器通过高频速变室压传感器接口安装，用于测量燃烧室的高频压力脉动；高频速变室压传感器接口采用焊接转接座形式连接到过渡环上。
过渡环包括内衬和外套，外套为环形结构，内衬设置在外套内圈；燃料—冷却剂导流孔开设在外套上。
内衬采用钨渗铜材料。
外套采用高温合金GH4169。
内衬和外套通过扩散焊连接。
氧化剂由氧化剂进口进入燃烧室头部内的氧化剂集液腔，进一步喷射入燃烧室身部；燃料—冷却剂由燃料—冷却剂进口进入燃料—冷却剂进口集液腔，进一步流过燃料—冷却剂冷却通道，由下连接环流出，通过过渡环上的燃料—冷却剂导流孔进入上连接环，最终喷射入燃烧室身部与氧化剂进行掺混燃烧。
本发明与现有技术相比的优点在于：
本发明的适用于低温液体火箭发动机的动态燃烧稳定性鉴定的试验装置，采用头部、过渡环、上/下连接环和身部的组合结构，既可以保持燃烧室真实的物理状态，又能满足燃烧稳定性鉴定扰动装置和测量安装的要求，克服了再生冷却燃烧室的结构限制，实现在最接近真实工作状态下的稳定性鉴定。
附图说明
图1为本发明的适用于液体火箭发动机的燃烧稳定性鉴定试验装置结构示意图。
图中：1.燃烧室头部；2.燃烧室身部；3.过渡环；4.上连接环；5.下连接环；6.氧化剂集液腔；7.扰动装置接口；8.高频速变室压传感器接口；9.燃料—冷却剂导流孔；10.氧化剂进口；11.燃料—冷却剂进口；12.燃料—冷却剂进口集液腔；13.燃料—冷却剂冷却通道；14.高频速变室压传感器；15.扰动装置；16.GH4169外套；17.钨渗铜内衬。
具体实施方式
下面结合附图及具体实施对本发明作进一步详细说明。
如图1所示，一种液体火箭发动机燃烧稳定性鉴定试验装置包括燃烧室头部1、燃烧室身部2、过渡环3、上连接环4、下连接环5和高频速变室压传感器14、扰动装置15。各部分采用螺接、法兰或焊接结构连接。
燃烧室头部1设置氧化剂进口10；过渡环3置于燃烧室头部1和燃烧室身部2之间，过渡环3通过上连接环4和下连接环5分别连接燃烧室头部1和燃烧室身部2一端。燃烧室身部2另一端设置燃料—冷却剂进口集液腔12，燃料—冷却剂进口集液腔12上设置燃料—冷却剂进口11，燃烧室身部2侧壁内设置燃料—冷却剂冷却通道13，燃料—冷却剂冷却通道13与下连接环5内腔连通。
过渡环3沿周向均匀分布若干燃料—冷却剂导流孔9，燃料—冷却剂导流孔9为沿过渡环3轴向的通孔，过渡环3通过燃料—冷却剂导流孔9分别与上连接环4、下连接环5内腔导通；过渡环3上设置有扰动装置15和高频速变室压传感器接口8，高频速变室压传感器14通过高频速变室压传感器接口8安装，用于测量燃烧室的高频压力脉动；扰动装置15通过扰动装置接口7安装，扰动装置接口7和高频速变室压传感器接口8通过焊接转接座形式连接到过渡环3上。
工作过程中，氧化剂由氧化剂进口10进入燃烧室头部1内的氧化剂集液腔6，进一步喷射入燃烧室身部2；燃料—冷却剂由燃料—冷却剂进口11进入燃料—冷却剂进口集液腔12，进一步流过燃料—冷却剂冷却通道13，由下连接环5流出，通过过渡环3上的燃料—冷却剂导流孔9进入上连接环4，最终喷射入燃烧室身部2与氧化剂进行掺混燃烧。
过渡环3由钨渗铜内衬17和GH4169外套16组成，二者通过扩散焊连接。GH4169外套16为环形结构，钨渗铜内衬17设置在GH4169外套16内圈，燃料—冷却剂导流孔9开设在GH4169外套16上。
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知技术。

Claims (10)

1.一种液体火箭发动机燃烧稳定性鉴定试验装置，其特征在于，包括燃烧室头部（1）、燃烧室身部（2）、过渡环（3）、上连接环（4）、下连接环（5）；
燃烧室头部（1）设置氧化剂进口（10）；过渡环（3）置于燃烧室头部（1）和燃烧室身部（2）之间，过渡环（3）通过上连接环（4）和下连接环（5）分别连接燃烧室头部（1）和燃烧室身部（2）一端；燃烧室身部（2）另一端设置燃料—冷却剂进口集液腔（12），燃料—冷却剂进口集液腔（12）上设置燃料—冷却剂进口（11），燃烧室身部（2）侧壁内设置燃料—冷却剂冷却通道（13），燃料—冷却剂冷却通道（13）与下连接环（5）内腔连通；
过渡环（3）通过燃料—冷却剂导流孔（9）分别与上连接环（4）、下连接环（5）内腔导通；过渡环（3）上设置有扰动装置（15）；过渡环（3）上设置有高频速变室压传感器接口（8），高频速变室压传感器（14）通过高频速变室压传感器接口（8）安装，用于测量燃烧室的高频压力脉动。
2.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机燃烧稳定性鉴定试验装置，其特征在于，过渡环（3）沿周向分布若干燃料—冷却剂导流孔（9），燃料—冷却剂导流孔（9）为沿过渡环（3）轴向的通孔。
3.根据权利要求1或2所述的一种液体火箭发动机燃烧稳定性鉴定试验装置，其特征在于，扰动装置（15）通过扰动装置接口（7）安装，扰动装置接口（7）采用焊接转接座形式连接到过渡环（3）上。
4.根据权利要求3所述的一种液体火箭发动机燃烧稳定性鉴定试验装置，其特征在于，高频速变室压传感器接口（8）采用焊接转接座形式连接到过渡环（3）上。
5.根据权利要求4所述的一种液体火箭发动机燃烧稳定性鉴定试验装置，其特征在于，过渡环（3）包括内衬（17）和外套（16），外套（16）为环形结构，内衬（17）设置在外套（16）内圈。
6.根据权利要求5所述的一种液体火箭发动机燃烧稳定性鉴定试验装置，其特征在于，燃料—冷却剂导流孔（9）开设在外套（16）上。
7.根据权利要求6所述的一种液体火箭发动机燃烧稳定性鉴定试验装置，其特征在于，内衬（17）采用钨渗铜材料。
8.根据权利要求7所述的一种液体火箭发动机燃烧稳定性鉴定试验装置，其特征在于，外套（16）采用高温合金GH4169。
9.根据权利要求8所述的一种液体火箭发动机燃烧稳定性鉴定试验装置，其特征在于，内衬（17）和外套（16）通过扩散焊连接。
10.根据权利要求9所述的一种液体火箭发动机燃烧稳定性鉴定试验装置，其特征在于，氧化剂由氧化剂进口（10）进入燃烧室头部（1）内的氧化剂集液腔（6），进一步喷射入燃烧室身部（2）；燃料—冷却剂由燃料—冷却剂进口（11）进入燃料—冷却剂进口集液腔（12），进一步流过燃料—冷却剂冷却通道（13），由下连接环（5）流出，通过过渡环（3）上的燃料—冷却剂导流孔（9）进入上连接环（4），最终喷射入燃烧室身部（2）与氧化剂进行掺混燃烧。
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