CN113252290B - 一种超低压力输入高风速输出的火星低压超声速引射器 - Google Patents

一种超低压力输入高风速输出的火星低压超声速引射器 Download PDF

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Abstract

本发明提出一种超低压力输入高风速输出的火星低压超声速引射器，2、喉颈比是9，面积比是0.03，拐角采用圆角设计可以有效减小压力损失，可以实现在试验段1500pa下，只需要0.08mpa的压力，就可以实现180m/s的速度，且气体利用率也有1.9。解决了如何设计一款引射器结构来改善引射器的性能，使其在达到180m/s的风速下，只需要低的引射器压力以及产生的气体质量流量高的技术问题。本发明结构简单，安装方便。

Description

一种超低压力输入高风速输出的火星低压超声速引射器
技术领域
本发明涉及一种超低压力输入高风速输出的火星低压超声速引射器，属于空间环境模拟技术领域。
背景技术
对于风洞系统的动力源，常用的有风扇，还有引射器两种，风扇是采用电机控制的，火星环境模拟任务需要风速达到180m/s，这时所需风扇电机的功率过高，难以实现，而对于低风速的情况下，电机控制难度很大，对于大风速范围的风洞采用引射器的方式最恰当，但是会存在结构设计不合理，导致要达到想要的风速，所需要的引射器进口压力很大，同一喷管引射器进口压力大会导致气体利用率(试验段的质量流量/引射器的质量流量)低，且压力大的气体制备困难，对于空压机来说也是一种挑战，需要很高的花费，所以我们要设计合理的引射器结构来改善引射器的性能，使其在达到180m/s的风速下，只需要低的引射器压力以及产生的气体质量流量高。
发明内容
本发明为了解决如何设计一款引射器结构来改善引射器的性能，使其在达到180m/s的风速下，只需要低的引射器压力以及产生的气体质量流量高的技术问题，提出一种超低压力输入高风速输出的火星低压超声速引射器。
本发明提出一种超低压力输入高风速输出的火星低压超声速引射器，包括压力室和若干多喷嘴拉伐尔喷管，所述压力室内横向安装有若干多喷嘴拉伐尔喷管，每个多喷嘴拉伐尔喷管上设置有若干喷嘴，每个喷嘴出口面积与喉部面积之比为，若干喷嘴出口面积之和与混合段面积之比为0.03，每个喷嘴拐角设计为圆角形式。
本发明所述的超低压力输入高风速输出的火星低压超声速引射器的有益效果为：
1、本发明相比于现有技术的多喷嘴引射器，在试验段达到相同的质量流量，所需输入压力超低，而且引射器自身有更高的引射效率
2、本发明所述的超低压力输入高风速输出的火星低压超声速引射器，喉颈比是9，面积比是0.03，拐角采用圆角设计可以有效减小压力损失，可以实现在试验段1500pa下，只需要0.08mpa的压力，就可以实现180m/s的速度，且气体利用率也有1.9。
3、本发明所述的超低压力输入高风速输出的火星低压超声速引射器为栏杆式引射器，结构简单，安装方便。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。
在附图中：
图1为本发明所述的引射器内部喷管局部剖面图；
图2为单个引射器喷管的结构示意图；
图3为引射器整体的正视图；
图4为引射器整体的45°视图；
图5为引射器整体的侧视图；
图6为引射器整体的剖视图
图7为引射器在风洞系统中的应用图；
其中，1-压力室，2-多喷嘴拉伐尔喷管，2-1-喷嘴出口，2-2-喷嘴喉部，2-3-喷嘴拐角，3-风洞洞体，4-进气管，5-液态二氧化碳储罐，6-水浴式汽化器，7-稳压装置，8-缓冲罐，9-压力表，10-减压阀，11-电动球阀，12-稳压阀，13-回气阀，14-流量计，15-引射器，16-过滤器，17-控制阀组，18-真空泵组，19-消声器，20-手动阀，21-真空缓冲罐。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明：
具体实施方式一：参见图1-7说明本实施方式。本实施方式所述的超低压力输入高风速输出的火星低压超声速引射器，包括压力室1和若干多喷嘴拉伐尔喷管2，所述压力室1内横向安装有若干多喷嘴拉伐尔喷管2，每个多喷嘴拉伐尔喷管2上设置有若干喷嘴，每个喷嘴出口2-1面积与喉部面积之比为9，若干喷嘴出口2-1面积之和与混合段面积之比为0.03，每个喷嘴拐角2-3设计为圆角形式。所述混合段为风洞洞体3的一部分，引射器安装在风洞混合段上面。
引射器是安装在风洞的混合段，由压力室1和多喷嘴拉伐尔喷管2组成，多喷嘴拉伐尔喷管2又叫做超声速管，在喉部产生声速，在扩张段超越声速达到超声速，引射器是利用紊流扩散作用来进行动量交换，从而使周围气体压力减低，产生速度，根据流量守恒定律，整个回流型风洞都会产生风速，从而在试验段产生风速。
本发明设计引射器喷管的目标有两个，一个是达到相同的速度所需试验段进口压力要小，另一个是气体利用率要高，通过大量的仿真和试验我们设计出一种可以满足这两个条件的引射器。
设计喉颈比为9(喷嘴出口面积/喉部面积)，设计面积比为0.03(若干喷嘴出口面积之和/混合段面积)可以实现在1500pa压力下，引射器进口压力只需要0.08mpa，试验段就可以实现180m/s的风速，气体利用率(试验段的质量流量/引射器的质量流量)在试验段压力1000Pa、速度5～180m/s内随着风速增大而减小，在1.9～8之间，这个性能目前是国际上公开资料里面最好的。
拐角处采用圆角的设计可以有效减少至少10％的压力损失，从而进一步减少输入气体的压力值，设计喉颈比是9，引射器的引射比是随着喉颈比增大，面积比减小而减小的，但是不能盲目去增大喉颈比减小面积比，这样会导致要输入等量的试验段质量流量需要更高的引射器进口压力，同一个喷管，引射器进口压力越大，风洞的气体利用率就越低，这样很得不偿失，所以本发明不提供喉颈比与面积比的范围，只提供这一组数据，本发明是目前国际火星风洞使用引射器的风洞中，试验段100～1500Pa的压力下，所需引射器进口压力最低，而气体利用率极(最)高的。
所述的超低压力输入高风速输出的火星低压超声速引射器的操作方法：
1)首先进行真空系统检查，检查所有阀门处于关闭状态；
2)系统上电，检查各设备基本状态情况，运行良好；
3)真空泵组启动，抽取气体直接排放到空气中，试验段达到指定要求最低压力；
4)打开二氧化碳供气气源，稳压装置调节供气压力为1个大气压，打开电动球阀，调节减压阀，直至试验段达到想要的速度，阀门低流量维持试验段压力，真空泵组抽取多余气体到缓冲罐中。
以上所述的具体实施例，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明。所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，还可以是上述各个实施方式记载的特征的合理组合，凡在本发明精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (1)

1.一种超低压力输入高风速输出的火星低压超声速引射器，其特征在于，包括压力室(1)和若干多喷嘴拉伐尔喷管(2)，所述压力室(1)内横向安装有若干多喷嘴拉伐尔喷管(2)，每个多喷嘴拉伐尔喷管(2)上设置有若干喷嘴，每个喷嘴出口(2-1)面积与喉部面积之比为9，若干喷嘴出口(2-1)面积之和与混合段面积之比为0.03，每个喷嘴拐角(2-3)设计为圆角形式，
在1500pa压力下，引射器进口压力为0.08mpa，试验段风速为180m/s。
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