CN114352440A - 一种模块化固体火箭冲压发动机地面直连试验装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开的一种模块化固体火箭冲压发动机地面直连试验装置，属于固体火箭冲压发动机试验技术领域。本发明主要由燃气发生器、连杆、进气段、补燃室、尾喷管五个模块组成。通过更换不同模块、改变不同模块的结构，进行固体火箭冲压发动机结构参数对固体火箭冲压发动机性能影响试验，支撑优化改进固体火箭冲压发动机。各模块均能够长时间、多次使用，节省试验成本、缩短试验周期。补燃室段上侧开有条形观察窗和可与之替换的压力测量压板，根据试验测量需求，进行相应的选择，增加试验测量数据。一次燃气采用气体燃料燃烧代替固体推进剂，减小燃气发生器体积，同时燃气发生器采用水冷，有效降低壳体壁面温度，增加燃气发生器使用时间。
Description
技术领域
本发明属于固体火箭冲压发动机试验技术领域，具体涉及一种模块化的固体火箭冲压发动机地面直连试验装置。
背景技术
高超声速武器是未来世界军事竞争的战略制高点，适用于高超声速武器的动力装置一直是世界军事强国争先研究的重点。固体火箭冲压发动机相较于液体火箭冲压发动机具有结构简单、成本低、作战反应快、机动性及安全性好等优势，相较于固体燃料冲压发动机，则不存在点火及火焰稳定问题，其燃烧室工作参数受来流参数影响小。基于上述优势，固体火箭冲压发动机得到了国内外学者的广泛关注。
目前针对固体火箭冲压发动机的研究方法主要分为数值仿真和试验研究。其中数值仿真是对真实的物理过程利用计算机进行一个数值求解，具有成本低、周期短、可以快速得到结果等优点，同时可以获得丰富的流场信息，通常用于固体火箭冲压发动机理论方面的研究。试验研究主要包括地面试验和飞行试验研究。试验研究的目的主要用于检测数值仿真模型的正确性以及考核检测固体火箭冲压发动机的性能以及可靠性。现有的试验装置多是针对某一特定的试验工况进行设计，整体试验装置可更换性差，多为一次性消耗品，试验成本高。如若试验工况较多，必然会使得试验成本和研究周期急剧增加，不便于固体火箭冲压发动机的研究。
发明内容
针对上述试验技术存在不便拆卸、试验成本高的不足，便于开展固体火箭冲压发动机不同结构参数对固体火箭冲压发动机整体性能影响试验，本发明主要目的是提供一种模块化固体火箭冲压发动机地面直连试验装置，通过更换不同模块、改变不同模块的结构，进行固体火箭冲压发动机结构参数对固体火箭冲压发动机性能影响试验，支撑优化改进固体火箭冲压发动机，进而解决固体火箭冲压发动机应用领域相关工程技术问题。
本发明的目的是通过下述技术方案实现的。
本发明公开的一种模块化固体火箭冲压发动机地面直连试验装置，主要由燃气发生器、连杆、进气段、补燃室、尾喷管五个模块组成。
燃气发生器主要由燃气发生器燃烧室、燃气发生器端盖、燃气发生器喷管、点火器、进水口、出水口、进气口、测压孔与水冷通道组成。燃气发生器端盖与燃气发生器燃烧室通过法兰进行连接，端盖上开有用于连接供粉装置的通孔；燃烧室壳体头部有三个切向的进气口，用于将燃料和氧化剂通入到燃烧室内部，点火器位于三个通气孔的后端，用于点燃通入燃烧室内部的混合气体；在燃烧室壳体外部连接同心圆环腔体，与燃烧室壳体共同组成水流通道，并在燃烧室壳体的头部和尾部分别开有出水口和进水口，水流方向和燃气的流动方向相反，用于给燃烧室壳体降温，保证燃烧室壳体长时间工作；燃烧室喷管由喷管外壳和内部喷管组成，内部喷管位于喷管壳体内部，更换内部喷管喉径的大小能够改变燃气发生器内部的压力和燃气的流量，根据试验需要进行更换；燃烧室喷管外壳的尾部为内螺纹，用于连接螺纹连杆。
连杆用于将燃气发生器产生的高温燃气导入到补燃室中。连杆外围有外螺纹，连杆两端有凹槽，用于放置密封圈，方便起到密封的作用。通过螺纹将燃气发生器和进气段连接起来。根据试验需要，更换不同出口角度的连杆，进行一次燃气不同喷射角度的试验研究；对于同一连杆，在不拆卸任何试验装置的情况下，通过调整连杆伸入进气段的距离，进行一次燃气不同进气距离的试验；在连杆的头部安装有燃气喷口，两者通过螺纹进行连接，根据试验需要，更换不同的燃气喷口，进行不同燃气喷口试验。
进气段由进气道端盖、进气段主体以及进气口接头组成。进气段端盖通过法兰和进气段主体进行连接，进气段端盖上开有通孔，用于连接连杆，端盖两端各设有固定螺母，配合螺纹连杆调整连杆伸入进气段的距离，同时起到固定的作用；进气段主体截面为矩形，主体四个端面上装有进气口接头，根据试验需要，通过调整的进气口接头数目，进行不同进气口数量试验；通过调整进气口接头距进气道端盖的距离，进行不同进气距离试验；通过调整进气口接头角度，进行不同进气角度试验。
补燃室由一段或多段矩形模块构成，不同段数的矩形模块构成不同长度的补燃室，各模块之间通过法兰进行连接，便于拆卸和安装。每段补燃室矩形模块前后两侧都有观察窗，用于观察记录补燃室内部的燃烧情况；模块上下两侧有静压、总压、温度测点，用于测量补燃室内部的压力和温度，同时上下两侧中部开有条形观察窗，便于进行光学测量，当不需要进行光学测量时，可将长条形矩形观察窗替换为压力测量压板，增加燃烧室压力测点；补燃室壳体内部粘贴有绝热层，用于对壳体进行热防护，保证补燃室壳体长时间工作。
尾喷管段由尾喷管外壳、收敛段、喉部、扩张段和尾喷管端盖组成。尾喷管外壳和尾喷管端盖通过法兰盘进行连接，共同组成尾喷管的外部壳体；收敛段、喉部、扩张段采用分块设计，安装在壳体内部，并和壳体同心，收敛段、喉部、扩张段采用分块设计可方便拆卸。在喉部块上有凹槽、在收敛段和扩张段上则有凸起，三者通过凹凸搭接进行连接和密封。根据试验需要，通过更换不同尺寸的喉部，进行不同补燃室压力的试验。
为了试验安全和试验管路系统简化，作为优选，所述燃料主要由甲烷、氧气和空气组成；
作为优选，燃烧室壳体与燃烧室壳体外部圆环腔体通过焊接方式进行连接；
作为优选，补燃室的观察窗材料均选择玻璃材料。
本发明公开的一种模块化固体火箭冲压发动机地面直连试验装置的工作方法为：甲烷、空气和氧气在燃气发生器点火燃烧产生高温燃气，供粉装置向燃气发生器中喷入固体粉末，模拟凝相组分，两者共同模固体推进剂一次燃烧的产物，一次燃烧产生的高温燃气和凝相组分通过连杆通入到进气道中，与通过进气道接口进来的空气在补燃室中进行二次掺混燃烧，产生高温燃气，通过补燃室上的静压、总压、温度测点，测量补燃室内部的静压、总压和温度。通过补燃室的观察窗，观测记录补燃室内部的燃烧情况；通过更换不同出口角度的连杆，进行一次燃气不同喷射角度的试验；通过调整同一连杆伸入进气段的距离，进行一次燃气不同进气距离的试验；通过更换连杆出口不同燃气喷口，进行一次燃气不同燃气喷口试验；通过调整的进气口接头数目，进行不同进气口数量试验；通过调整进气口接头距进气道端盖的距离，进行不同进气距离试验；通过调整进气口接头角度，进行不同进气角度试验。
有益效果：
1.本发明公开的一种模块化固体火箭冲压发动机地面直连试验装置，采用模块化设计，可根据试验需要更换不同模块，便于拆卸、安装。本发明中的各模块均可长时间、多次使用，节省试验成本、缩短试验周期。
2.本发明公开的一种模块化固体火箭冲压发动机地面直连试验装置，通过更换连杆结构、调整连杆进入进气段的距离和更换燃气喷口，能够开展一次燃气不同类型的试验，更换进气段结构，进行不同进气方式的试验，可实现较小范围更换零件开展多种试验，方便可靠。
3.本发明公开的一种模块化固体火箭冲压发动机地面直连试验装置，补燃室段上侧开有条形观察窗和可与之替换的压力测量压板，根据试验测量需求，进行相应的选择，增加试验测量数据。
4.本发明公开的一种模块化固体火箭冲压发动机地面直连试验装置，一次燃气采用气体燃料燃烧代替固体推进剂，减小燃气发生器体积，同时燃气发生器采用水冷，有效降低壳体壁面温度，增加燃气发生器使用时间。
附图说明
图1为固体火箭冲压发动机地面试验装置三维结构示意图；
图2为固体火箭冲压发动机地面试验装置剖面结构示意图；
图3为实施方案中不同连杆结构示意图；
图4为实施方案中不同喷口距离结构示意图
图5为实施方案中不同燃气喷口结构示意图
图6为实施方案中不同补燃室长度示意图；
图7为实施方案中不同进气段结构示意图。
其中，1—燃气发生器端盖、2—燃气发生器供粉口、3—燃气发生器燃烧室壳体、4—进气口、5—点火器、6—冷却水通道、7—进水口、8—出水口、9—燃气发生器测压孔、10—燃气发生器喷管壳体、11—燃气发生器喷管、12—连杆、13—六角螺母、14—进气段端盖、15—燃气喷口、16—进气段、17—进气接口、18—补燃室第Ⅰ段、19—条形玻璃观察窗Ⅰ、20—补燃室第Ⅱ段、21—条形玻璃观察窗Ⅱ、22—补燃室喷管外壳、23—补燃室喷管收敛段、24—补燃室喷管喉部、25—补燃室喷管扩张段、26—补燃室喷管端盖、27—绝热层、28—玻璃观察窗、29—热电偶接孔、30—总压测压孔、31—静压测压孔、32—可替换压力测量压板Ⅰ、33—可替换压力测量压板Ⅱ。
具体实施方式
为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合图1-图7具体的实施例来对本发明进行进一步的说明。
如图1和图2所示，本实例公开的一种模块化固体火箭冲压发动机地面直连试验装置，包括燃气发生器、连杆、进气段、补燃室、尾喷管五个模块组成。其中：燃气发生器端盖1与燃气发生器燃烧室壳体3通过法兰进行连接，燃气发生器端盖1上开有燃气发生器供粉口2，用于连接供粉装置；燃气发生器燃烧室壳体3头部有三个切向进气口4，用于将甲烷、氧气和空气通入到燃气发生器燃烧室壳体3内部，点火器5位于三个通气孔的后端，用于点燃通入燃烧室内部的混合气体；在燃气发生器燃烧室壳体3的外部焊接3mm厚度的钢板，与燃气发生器燃烧室壳体3共同形成冷却水通道6，燃气发生器燃烧室壳体3的头部和尾部分别开有进水口7和出水口8，在进水口7的对称位置有燃气发生器测压孔9，用于测量燃气发生器燃烧室3内部的压力，燃气发生器喷管壳体10通过法兰和燃气发生器壳体3进行连接，燃气发生器喷管11位于燃气发生器喷管壳体10的内部，连杆12左端通过螺纹和燃气发生器喷管壳体10进行连接，连杆12右端通过两个六角螺母13和进气道端盖14进行连接，燃气喷口15通过螺纹连接于连杆12的最右端，通过连12和燃气喷口15，将燃气发生器产生的高温燃气喷入到进气段16中，进气段16通过法兰和进气段端盖13进行连接，进气段上下左右四个侧面均有一个进气接口17；补燃室第Ⅰ段18和进气段16通过法兰进行连接，补燃室第Ⅰ段18上侧开有条形玻璃窗口Ⅰ19，可进行光学测量，在不进行光学测量时，更换可替换压力测量压板Ⅰ33，补燃室第Ⅰ段18上侧下侧及上侧其他位置安装有温度测压孔29、总压测压孔30和静压测压孔31，用于测量补燃室内部的温度和压力，补燃室第Ⅰ段18前后两侧各装有玻璃观察窗28，用于观测记录补燃室内部的燃烧情况，补燃室第Ⅱ段20和补燃室第Ⅰ段18通过法兰进行连接，补燃室第Ⅱ段20上亦有条形玻璃窗口Ⅱ19、更换可替换压力测量压板Ⅱ33、温度测压孔29、总压测压孔30、静压测压孔31和玻璃观察窗28，补燃室喷管外壳22与补燃室第Ⅱ段20通过法兰进行连接、补燃室喷管收敛段23、补燃室喷管喉部24、补燃室喷管扩张段25均在补燃室喷管外壳22内部，三者各段之间通过凹凸界面相连，补燃室喷管端盖26和补燃室喷管外壳22通过法兰进行连接，起到固定补燃室喷管收敛段23、补燃室喷管喉部24、补燃室喷管扩张段25的作用，在进气段16、补燃室第Ⅰ段18、补燃室第Ⅰ段20、补燃室喷管22的左端通过粘结剂粘贴有绝热层27，对补燃室和喷管壳体进行热防护。
如图3所示，通过更换连杆12-1、连杆12-2、连杆12-3可进行一次燃气不同喷射角度的试验，如图4所示，通过连杆12和两个六角螺母13调整伸入进气段16内部的长度，进行一次燃气不同喷口距离的试验。如图5所示，通过更换燃气喷口15-1、燃气喷口15-2、燃气喷口15-3进行一次燃气不同燃气喷口试验。
如图6所示，通过更换补燃室第Ⅰ段18或者补燃室第Ⅱ段20的长度，进行不同补燃室长度的试验。
如图7所示，通过更换进气段16-1、进气段16-2、进气段16-3进行不同进气距离、不同进气角度、不同进气个数的试验。
以上描述对本发明的目的、技术方案和优点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方式，用于解释本发明，并不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 (8)
1.一种模块化固体火箭冲压发动机地面直连试验装置，其特征在于：主要由燃气发生器、连杆、进气段、补燃室、尾喷管五个模块组成；
燃气发生器主要由燃气发生器燃烧室、燃气发生器端盖、燃气发生器喷管、点火器、进水口、出水口、进气口、测压孔与水冷通道组成；燃气发生器端盖与燃气发生器燃烧室通过法兰进行连接，端盖上开有用于连接供粉装置的通孔；燃烧室壳体头部有三个切向的进气口，用于将燃料和氧化剂通入到燃烧室内部，点火器位于三个通气孔的后端，用于点燃通入燃烧室内部的混合气体；在燃烧室壳体外部连接同心圆环腔体，与燃烧室壳体共同组成水流通道，并在燃烧室壳体的头部和尾部分别开有出水口和进水口，水流方向和燃气的流动方向相反，用于给燃烧室壳体降温，保证燃烧室壳体长时间工作；燃烧室喷管由喷管外壳和内部喷管组成，内部喷管位于喷管壳体内部，更换内部喷管喉径的大小能够改变燃气发生器内部的压力和燃气的流量，根据试验需要进行更换；燃烧室喷管外壳的尾部为内螺纹，用于连接螺纹连杆；
连杆用于将燃气发生器产生的高温燃气导入到补燃室中；连杆外围有外螺纹，连杆两端有凹槽，用于放置密封圈，方便起到密封的作用；通过螺纹将燃气发生器和进气段连接起来；根据试验需要，更换不同出口角度的连杆，进行一次燃气不同喷射角度的试验研究；对于同一连杆，在不拆卸任何试验装置的情况下，通过调整连杆伸入进气段的距离，进行一次燃气不同进气距离的试验；在连杆的头部安装有燃气喷口，两者通过螺纹进行连接，根据试验需要，更换不同的燃气喷口，进行不同燃气喷口试验。
2.如权利要求1所述的一种模块化固体火箭冲压发动机地面直连试验装置，其特征在于：进气段由进气道端盖、进气段主体以及进气口接头组成；进气段端盖通过法兰和进气段主体进行连接，进气段端盖上开有通孔，用于连接连杆，端盖两端各设有固定螺母，配合螺纹连杆调整连杆伸入进气段的距离，同时起到固定的作用；进气段主体截面为矩形，主体四个端面上装有进气口接头，根据试验需要，通过调整的进气口接头数目，进行不同进气口数量试验；通过调整进气口接头距进气道端盖的距离，进行不同进气距离试验；通过调整进气口接头角度，进行不同进气角度试验。
3.如权利要求2所述的一种模块化固体火箭冲压发动机地面直连试验装置，其特征在于：补燃室由一段或多段矩形模块构成，不同段数的矩形模块构成不同长度的补燃室，各模块之间通过法兰进行连接，便于拆卸和安装；每段补燃室矩形模块前后两侧都有观察窗，用于观察记录补燃室内部的燃烧情况；模块上下两侧有静压、总压、温度测点，用于测量补燃室内部的压力和温度，同时上下两侧中部开有条形观察窗，便于进行光学测量，当不需要进行光学测量时，可将长条形矩形观察窗替换为压力测量压板，增加燃烧室压力测点；补燃室壳体内部粘贴有绝热层，用于对壳体进行热防护，保证补燃室壳体长时间工作。
4.如权利要求3所述的一种模块化固体火箭冲压发动机地面直连试验装置，其特征在于：尾喷管段由尾喷管外壳、收敛段、喉部、扩张段和尾喷管端盖组成；尾喷管外壳和尾喷管端盖通过法兰盘进行连接，共同组成尾喷管的外部壳体；收敛段、喉部、扩张段采用分块设计，安装在壳体内部，并和壳体同心，收敛段、喉部、扩张段采用分块设计可方便拆卸；在喉部块上有凹槽、在收敛段和扩张段上则有凸起，三者通过凹凸搭接进行连接和密封；根据试验需要，通过更换不同尺寸的喉部，进行不同补燃室压力的试验。
5.如权利要求1、2、3或4所述的一种模块化固体火箭冲压发动机地面直连试验装置，其特征在于：为了试验安全和试验管路系统简化，所述燃料主要由甲烷、氧气和空气组成。
6.如权利要求1、2、3或4所述的一种模块化固体火箭冲压发动机地面直连试验装置，其特征在于：燃烧室壳体与燃烧室壳体外部圆环腔体通过焊接方式进行连接。
7.如权利要求1、2、3或4所述的一种模块化固体火箭冲压发动机地面直连试验装置，其特征在于：补燃室的观察窗材料均选择玻璃材料。
8.如权利要求5所述的一种模块化固体火箭冲压发动机地面直连试验装置，其特征在于：甲烷、空气和氧气在燃气发生器点火燃烧产生高温燃气，供粉装置向燃气发生器中喷入固体粉末，模拟凝相组分，两者共同模固体推进剂一次燃烧的产物，一次燃烧产生的高温燃气和凝相组分通过连杆通入到进气道中，与通过进气道接口进来的空气在补燃室中进行二次掺混燃烧，产生高温燃气，通过补燃室上的静压、总压、温度测点，测量补燃室内部的静压、总压和温度；通过补燃室的观察窗，观测记录补燃室内部的燃烧情况；通过更换不同出口角度的连杆，进行一次燃气不同喷射角度的试验；通过调整同一连杆伸入进气段的距离，进行一次燃气不同进气距离的试验；通过更换连杆出口不同燃气喷口，进行一次燃气不同燃气喷口试验；通过调整的进气口接头数目，进行不同进气口数量试验；通过调整进气口接头距进气道端盖的距离，进行不同进气距离试验；通过调整进气口接头角度，进行不同进气角度试验。
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Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115112376A (zh) * | 2022-07-05 | 2022-09-27 | 南昌航空大学 | 一种燃气喷射与推进剂耦合作用观测试验装置 |
| CN115680943A (zh) * | 2022-10-31 | 2023-02-03 | 北京航天试验技术研究所 | 火箭发动机热辐射测量装置 |
| CN116625694A (zh) * | 2023-07-21 | 2023-08-22 | 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 | 一种超燃冲压发动机光学观测玻璃的快速更换装置 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1533511A1 (en) * | 2003-11-18 | 2005-05-25 | Nederlandse Organisatie Voor Toegepast-Natuurwetenschappelijk Onderzoek Tno | Process for igniting a rocket engine and rocket engine |
| CN102400814A (zh) * | 2011-10-27 | 2012-04-04 | 北京航空航天大学 | 试验用固液火箭冲压发动机 |
| CN105952552A (zh) * | 2016-04-29 | 2016-09-21 | 北京航空航天大学 | 一种小型火箭发动机光学诊断用的矩形透明燃烧室 |
| CN110185555A (zh) * | 2019-05-17 | 2019-08-30 | 北京理工大学 | 内嵌火箭冲压发动机冷流实验系统 |
| CN112798284A (zh) * | 2021-01-06 | 2021-05-14 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种模块化的固体火箭超燃冲压发动机试验平台 |
| CN113446133A (zh) * | 2021-08-30 | 2021-09-28 | 西安航天动力研究所 | 富氧富甲烷气气喷注单元地面筛选试验装置及试验方法 |
-
2022
- 2022-01-07 CN CN202210015001.8A patent/CN114352440A/zh active Pending
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1533511A1 (en) * | 2003-11-18 | 2005-05-25 | Nederlandse Organisatie Voor Toegepast-Natuurwetenschappelijk Onderzoek Tno | Process for igniting a rocket engine and rocket engine |
| CN102400814A (zh) * | 2011-10-27 | 2012-04-04 | 北京航空航天大学 | 试验用固液火箭冲压发动机 |
| CN105952552A (zh) * | 2016-04-29 | 2016-09-21 | 北京航空航天大学 | 一种小型火箭发动机光学诊断用的矩形透明燃烧室 |
| CN110185555A (zh) * | 2019-05-17 | 2019-08-30 | 北京理工大学 | 内嵌火箭冲压发动机冷流实验系统 |
| CN112798284A (zh) * | 2021-01-06 | 2021-05-14 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种模块化的固体火箭超燃冲压发动机试验平台 |
| CN113446133A (zh) * | 2021-08-30 | 2021-09-28 | 西安航天动力研究所 | 富氧富甲烷气气喷注单元地面筛选试验装置及试验方法 |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115112376A (zh) * | 2022-07-05 | 2022-09-27 | 南昌航空大学 | 一种燃气喷射与推进剂耦合作用观测试验装置 |
| CN115680943A (zh) * | 2022-10-31 | 2023-02-03 | 北京航天试验技术研究所 | 火箭发动机热辐射测量装置 |
| CN116625694A (zh) * | 2023-07-21 | 2023-08-22 | 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 | 一种超燃冲压发动机光学观测玻璃的快速更换装置 |
| CN116625694B (zh) * | 2023-07-21 | 2023-10-13 | 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 | 一种超燃冲压发动机光学观测玻璃的快速更换装置 |
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