CN117646689A - 一种基于超超引射的高空模拟系统及其安装方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于超超引射的高空模拟系统及其安装方法，所述高空模拟系统包括：模拟舱，适于模拟发动机在高空飞行时的工作环境；发动机，设置在模拟舱内，适于在点火后产生第一超音速气流；扩压器，与模拟舱的出口相连通；引射器，固定于扩压器的外围，适于引入引射工质并转化为第二超音速气流喷出，使第二超音速气流与第一超音速气流混合；所述引射器的悬浮段内侧壁与扩压器的外侧壁之间设置有固定结构。本发明通过固定结构将引射器的悬浮段进行固定，保证了引射器的稳固性，增强了引射器的强度可靠性，在进行发动机高空模拟试验时，固定结构有效地降低了引射器的振动幅度，避免了引射器的喷嘴发生变形的可能性，延长了装置的使用寿命。
Description
技术领域
本发明涉及运载火箭发动机高空模拟试验技术领域，具体涉及一种基于超超引射的高空模拟系统及其安装方法。
背景技术
本部分提供的仅仅是与本公开相关的背景信息，其并不必然构成现有技术。
在运载火箭发动机高空模拟试验领域，超超引射是一种有效的引射手段，能够充分利用发动机自生燃气的动能，取得较高的效率。超超引射器是一种新型的超声速引射器，通过直接引射超声速气流，可以显著缩短扩压设备的尺寸，并存在提升引射性能的可能性。扩压器结合环形引射器是一种常见的超超引射方式，环形引射器喷嘴的面积越大，能够实现的模拟高度越高。
但是大面积比喷嘴面临设计和加工难度大的问题。大面积比喷嘴为3m～8m长度的悬挂结构，喷嘴的强度比较薄弱，而喷嘴内部的超音速流道不能有任何结构，一旦超音速流道内设置了加强结构，超音速流道就会被破坏掉，导致超音速流道引射的气流不再为超声速气流。喷嘴内部的超音速流道不能有任何结构所带来的问题是，喷嘴在喉道的下游无法与一侧壁连接形成刚性整体，喷嘴仅依靠法兰进行悬挂支撑，导致喷嘴的可靠性较差。在进行火箭发动机试验时，试验过程振动剧烈，喷嘴易发生变形。因此，如何防护喷嘴不变形及保证喷嘴的可靠性是目前面临的设计和加工难点。
发明内容
因此，本发明要解决的技术问题在于克服目前的大面积比喷嘴可靠性较差、易发生变形的缺陷，从而提供一种基于超超引射的高空模拟系统及其安装方法。
为实现上述目的，本发明采取的技术方案为：
一种基于超超引射的高空模拟系统，包括：
模拟舱，适于模拟发动机在高空飞行时的工作环境；
发动机，设置在模拟舱内，适于在点火后产生第一超音速气流；
扩压器，与模拟舱的出口相连通，适于将第一超音速气流减速增压；
引射器，固定于扩压器的外围，适于引入引射工质并转化为第二超音速气流喷出，使第二超音速气流与第一超音速气流混合；所述引射器的悬浮段内侧壁与扩压器的外侧壁之间设置有固定结构。
进一步优化技术方案，所述引射器包括：
喷嘴外筒，与扩压器的外侧壁连接；
喷嘴内筒，设置在喷嘴外筒内侧，所述喷嘴内筒的上游与喷嘴外筒的端部连接，所述喷嘴内筒的下游为悬浮段，所述喷嘴内筒的外侧壁与喷嘴外筒的内侧壁之间具有间距并构成第二超音速气流流道；所述第二超音速气流流道沿引射工质流向分设为喷嘴收缩段、环形喷嘴喉道和喷嘴扩张段；
引射工质集气环，设置在喷嘴外筒外围，所述引射工质集气环上具有至少一个与第二超音速气流流道连通的引射工质入口；
引射器筒体，与喷嘴外筒连接，并与扩压器和第二超音速气流流道连通。
进一步优化技术方案，所述固定结构为卡扣结构；所述卡扣结构包括：
至少一个卡扣，设置在喷嘴内筒的内侧壁上；
至少一个卡槽，设置在扩压器的外侧壁上并与卡扣卡装连接。
进一步优化技术方案，所述卡扣为工字形卡扣，所述卡槽为C形卡槽，所述工字形卡扣卡装在C形卡槽内；
和/或所述卡扣插入卡槽的方向与扩压器的中轴线方向平行；
和/或所述卡扣设置在临近喷嘴内筒出口的内侧壁上，所述卡槽设置在临近扩压器出口的外侧壁上。
进一步优化技术方案，所述喷嘴外筒和喷嘴内筒之间设置至少一个限位板，所述限位板适于保证环形喷嘴喉道宽度的精度。
进一步优化技术方案，所述限位板设置在喷嘴收缩段。
进一步优化技术方案，所述喷嘴内筒的出口边缘短于扩压器的出口边缘，以使喷嘴内筒被扩压器的侧壁遮挡。
进一步优化技术方案，还包括以下内容的至少一项：
所述喷嘴内筒出口处的侧壁与扩压器出口处的侧壁之间具有缝隙，所述喷嘴内筒与扩压器之间填充有胶泥层；
所述扩压器的侧壁分设为扩压器外壁和扩压器内壁，扩压器外壁和扩压器内壁之间构成通入有冷却介质的冷却介质夹层；所述冷却介质夹层连接有能够将冷却介质夹层内冷却介质抽出的抽吸结构；
所述引射工质集气环的内部设置有适于将从引射工质入口进入的引射工质进行分流的分流板。
一种基于超超引射的高空模拟系统的安装方法，包括以下步骤：
进行发动机、扩压器的安装：将发动机设置在模拟舱内，将扩压器与模拟舱出口连通；
进行引射器的安装：将引射器固定于扩压器的外围，并将引射器的悬浮段内侧壁与扩压器的外侧壁通过固定结构连接。
进一步优化技术方案，在进行引射器的安装前，还进行喷嘴喉道精度保证工艺，具体包括以下步骤：
制作喷嘴外筒；
制作喷嘴内筒；
精测喷嘴外筒内壁在环形喷嘴喉道投影位置的曲线，精测喷嘴内筒的环形喷嘴喉道的曲线；
对喷嘴外筒和喷嘴内筒的最优匹配角度进行仿真分析，确定出喷嘴外筒和喷嘴内筒的最优匹配角度；
基于喷嘴外筒和喷嘴内筒的最优匹配角度，对喷嘴外筒和喷嘴内筒进行固定。
进一步优化技术方案，所述喷嘴喉道精度保证工艺还包括以下步骤：
测量环形喷嘴喉道环缝的宽度偏差，判断环形喷嘴喉道是否需要进行修正；当环形喷嘴喉道需要进行修正时，基于预设的环形喷嘴喉道环缝精度要求对环形喷嘴喉道进行修正。
进一步优化技术方案，在进行引射器的安装后，在喷嘴内筒出口处的侧壁与扩压器出口处的侧壁之间填充胶泥层。
本发明技术方案，具有如下优点：
1.本发明提供的一种基于超超引射的高空模拟系统，将固定结构设置在引射器的悬浮段与扩压器之间，通过固定结构将引射器的悬浮段进行固定，进而保证了引射器的稳固性，增强了引射器的强度可靠性，在进行发动机高空模拟试验时，设置的固定结构有效地降低了引射器的振动幅度，避免了引射器的喷嘴发生变形的可能性，延长了装置的使用寿命。
2.本发明提供的一种基于超超引射的高空模拟系统，喷嘴内筒的出口边缘短于扩压器的出口边缘，使得整个喷嘴内筒被扩压器外壁挡住，从扩压器喷出的气体会向扩压器下游移动，进而从扩压器喷出的高温气体不会直接作用于喷嘴内筒上，使得喷嘴外筒和喷嘴内筒均可以采用单壁无热防护结构，解决了喷嘴热防护问题。
3.本发明提供的一种基于超超引射的高空模拟系统，喷嘴内筒与扩压器之间通过卡扣和卡槽连接，进而可降低喷嘴内筒在进行试验时的振动，并且设置在喷嘴内筒内侧壁上的卡扣并未设置在第二超音速气流流道内，不会对形成的第二超音速气流造成影响。此外，设置的卡扣和卡槽的结构简单，既节约了成本，又能够保证喷嘴内筒与扩压器连接的可靠性。
4.本发明提供的一种基于超超引射的高空模拟系统，卡扣为工字形卡扣，卡槽为C形卡槽，工字形卡扣卡装在C形卡槽内，喷嘴内筒所受到的径向和周向位置被约束，长度方向的热变形不被约束，振动大幅减小，能够避免发生环形喷嘴喉道变形的风险。
5.本发明提供的一种基于超超引射的高空模拟系统，卡扣设置在临近喷嘴内筒出口的内侧壁上，卡槽设置在临近扩压器出口的外侧壁上，进一步加强喷嘴内筒的下游悬浮段与扩压器之间的连接强度，尽可能地使得喷嘴内筒形成两端约束结构，减小振动。
6.本发明提供的一种基于超超引射的高空模拟系统，喷嘴外筒和喷嘴内筒之间设置至少一个限位板，限位板适于保证环形喷嘴喉道宽度的精度。限位板焊接在喷嘴内筒上，和喷嘴外筒仅仅是限位关系，能够避免喷嘴外筒和喷嘴内筒热变形不一致带来的应力。
7.本发明提供的一种基于超超引射的高空模拟系统，限位板设置在喷嘴收缩段，能够避免堵塞入口引射工质，也避免进入喉道下方超音速区而引起超音速气流激波损失。
8.本发明提供的一种基于超超引射的高空模拟系统，喷嘴内筒与扩压器之间填充有胶泥层，胶泥是一种非牛顿流体，不影响喷嘴内筒的热变形，而且能够通过自身的剪切吸收系统振动能量，从而减少系统振动，增强系统稳定性。
9.本发明提供的一种基于超超引射的高空模拟系统，冷却介质夹层连接有能够将冷却介质夹层内冷却介质抽出的抽吸结构，从扩压器法兰上方的扩压器外壁上伸入一根抽吸管，一直接近扩压器的底部，用于抽净扩压器夹层内部的冷却水，防止环境气温低于0℃时，扩压器内部结冰，冻坏扩压器，对扩压器起到保护作用。
10.本发明提供的一种基于超超引射的高空模拟系统的安装方法，通过对喷嘴外筒和喷嘴内筒的最优匹配角度进行仿真分析，确定出喷嘴外筒和喷嘴内筒的最优匹配角度的方法，十分精确地保证了喷嘴环缝的精度。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式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，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，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他的附图。
图1是本发明提供的一种基于超超引射的高空模拟系统的结构示意图；
图2是本发明提供的一种基于超超引射的高空模拟系统的局部结构示意图；
图3是本发明引射器喷嘴的剖面图；
图4是本发明引射器喷嘴的第二视角剖面图；
图5是本发明引射器喷嘴的外部结构示意图；
图6是本发明引射器喷嘴的喷嘴内筒的剖开图；
图7是本发明固定结构的结构示意图。
附图标记：
1、喷嘴上法兰，2、引射工质集气环，3、环形喷嘴喉道，4、喷嘴扩张段，5、喷嘴下法兰，6、卡扣，7、引射工质入口，8、分流板，9、限位板，10、喷嘴外筒，11、喷嘴内筒，12、模拟舱，13、发动机，14、扩压器，15、扩压器外壁，16、扩压器内壁，17、扩压器法兰，18、引射器喷嘴段，19、扩压器底部，20、引射器筒体，21、引射器筒体法兰，22、喷嘴内筒出口边缘，23、缝隙，24、梯形加强筋板，25、卡槽，26、抽吸管。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施方式。虽然附图中显示了本公开的示例性实施方式，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。需要说明的是，本发明在引射器与扩压器之间设置固定结构阐述本发明的高空模拟系统只是一个优选实施例，并不是对高空模拟系统的保护范围限制。
应理解的是，文中使用的术语仅出于描述特定示例实施方式的目的，而无意于进行限制。除非上下文另外明确地指出，否则如文中使用的单数形式“一”、“一个”以及“”也可以表示包括复数形式。术语“包括”、“包含”以及“具有”是包含性的，并且因此指明所陈述的特征、元件和/或部件的存在，但并不排除存在或者添加一个或多个其它特征、元件、部件、和/或它们的组合。
尽管可以在文中使用术语第一、第二等来描述多个元件、部件、区域、层和/或部段，但是，这些元件、部件、区域、层和/或比段不应被这些术语所限制。这些术语可以仅用来将一个元件、部件、区域、层或部段与另一区域、层或部段区分开。除非上下文明确地指出，否则诸如“第一”、“第二”之类的术语以及其它数字术语在文中使用时并不暗示顺序或者次序。另外，在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“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，或一体式连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域技术人员而言，可根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
为了便于描述，可以在文中使用空间相对关系术语来描述如图中示出的一个元件或者特征相对于另一元件或者特征的关系，这些相对关系术语例如为“前”、“后”、“中”、“内”、“纵向”、“横向”、“侧”、“竖”、“外”等。这种空间相对关系术语意于包括除图中描绘的方位之外的在使用或者操作中机构的不同方位。例如，如果在图中的机构翻转，那么描述为“在其它元件或者特征下面”或者“在其它元件或者特征下方”的元件将随后定向为“在其它元件或者特征上面”或者“在其它元件或者特征上方”。因此，示例术语“在……下方”可以包括在上和在下的方位。机构可以另外定向(旋转90度或者在其它方向)并且文中使用的空间相对关系描述符相应地进行解释。
需要说明的是，喷嘴内筒的内侧壁指的是靠近喷嘴内筒中心轴线的侧壁，喷嘴内筒的外侧壁指的是远离喷嘴内筒中心轴线的侧壁；喷嘴外筒的内侧壁指的是靠近喷嘴外筒中心轴线的侧壁，喷嘴外筒的外侧壁指的是远离喷嘴外筒中心轴线的侧壁；引射器的悬浮段指的是喷嘴内筒未进行连接的一端。
下面结合本发明第一方面的基于超超引射的高空模拟系统以及发明第二方面的基于超超引射的高空模拟系统的安装方法详细阐述本发明的具体实施例。
实施例1
需要说明的是，本发明第一方面的基于超超引射的高空模拟系统只是本发明的优选实施例，本发明的高空模拟系统既可采用本发明第一方面的基于超超引射的高空模拟系统，也可采用其他结构，为了方便阐述，下面对本发明第一方面的基于超超引射的高空模拟系统进行阐述。
如图1至图7所示，本实施例公开了一种基于超超引射的高空模拟系统，包括模拟舱12、发动机13、扩压器14和引射器。模拟舱12适于模拟发动机13在高空飞行时的工作环境，工作环境包括真空度、推力、压力等。发动机13设置在模拟舱12内，发动机13为超音速发动机，适于在点火后产生第一超音速气流。扩压器14与模拟舱12的出口相连通，适于将第一超音速气流减速增压，扩压器14和发动机13喷出的高温燃气直接接触。引射器为大面积比环形引射器，引射器固定于扩压器14的外围，适于引入引射工质并转化为第二超音速气流喷出，使第二超音速气流与第一超音速气流混合；引射器的悬浮段内侧壁与扩压器14的外侧壁之间设置有固定结构。
在本实施例中，将固定结构设置在引射器的悬浮段与扩压器14之间，通过固定结构将引射器的悬浮段进行固定，进而保证了引射器的稳固性，增强了引射器的强度可靠性，在进行发动机高空模拟试验时，设置的固定结构有效地降低了引射器的振动幅度，避免了引射器的喷嘴发生变形的可能性，延长了装置的使用寿命。
在一些实施例中，引射器包括喷嘴外筒10、喷嘴内筒11、引射工质集气环2和引射器筒体20。
喷嘴外筒10与扩压器14的外侧壁连接，本实施例中的喷嘴外筒10设置为圆筒状。
喷嘴内筒11设置在喷嘴外筒10内侧，喷嘴内筒11的上游与喷嘴外筒10的端部连接，喷嘴内筒11的下游为悬浮段，喷嘴内筒11的外侧壁与喷嘴外筒10的内侧壁之间具有间距并构成第二超音速气流流道；第二超音速气流流道沿引射工质流向分设为喷嘴收缩段、环形喷嘴喉道3和喷嘴扩张段4。
引射工质集气环2设置在喷嘴外筒10外围，引射工质集气环2上具有至少一个与第二超音速气流流道连通的引射工质入口7，如图5所示。
引射器筒体20与喷嘴外筒10连接，并与扩压器14和第二超音速气流流道连通，第一超音速气流和第二超音速气流在引射器筒体20内汇聚，且第二超音速气流包裹于第一超音速气流外围。
在本实施例中，喷嘴外筒10、喷嘴内筒11和引射工质集气环2构成引射器喷嘴。引射工质可以为氮气或水蒸气或燃气，本实施例采用的引射工质为酒精、液氧、水，引射工质从引射工质入口7进入后，能够在引射器喷嘴内部形成环形超音速气流。
在一些实施例中，固定结构为卡扣结构，需要说明的是，本实施例仅给出了固定结构的一种具体的实施方式，固定结构不仅可采用卡扣结构，还可采用其他结构，此处不对其具体结构进行限制。卡扣结构包括卡扣6和卡槽25。卡扣6和卡槽25分别设置有至少一个，卡扣6设置在喷嘴内筒11的内侧壁上，卡槽25设置在扩压器14的外侧壁上并与卡扣6卡装连接。
在本实施例中，喷嘴内筒11与扩压器14之间通过卡扣6和卡槽25连接，进而可降低喷嘴内筒11在进行试验时的振动，并且设置在喷嘴内筒11内侧壁上的卡扣6并未设置在第二超音速气流流道内，不会对形成的第二超音速气流造成影响。此外，本实施例中设置的卡扣6和卡槽25的结构简单，既节约了成本，又能够保证喷嘴内筒11与扩压器14连接的可靠性。
在一些实施例中，如图7所示，卡扣6为工字形卡扣，卡槽25为C形卡槽，工字形卡扣卡装在C形卡槽内。在本实施例中，具体限定了卡扣6和卡槽25的结构，工字形卡扣包括第一板体、第二板体和连接板体，连接板体用于将第一板体和第二板体连接，第一板体与喷嘴内筒11相固定，第二板体插入至C形卡槽内部，并能够沿C形卡槽方向移动。
为避免喷嘴内筒11受到强振动、引射工质强推力作用，发生喉道变形的风险，喷嘴内筒11靠近扩压器14的一侧上一圈均布焊接n个工字形卡扣；扩压器外壁15上靠近喷嘴的一侧上一圈均布焊接n个C形卡槽；当把引射器喷嘴段18和扩压器14对接安装时，调整好角度，n个C形卡槽和n个工字形卡扣恰好卡在一起。这样喷嘴内筒11所受到的径向和周向位置被约束，长度方向的热变形不被约束，振动大幅减小。
在一些实施例中，卡扣6插入卡槽25的方向与扩压器14的中轴线方向平行。在本实施例中，在对卡扣6与卡槽25连接时，可沿着扩压器14的中轴线方向移动，进而十分方便地将卡扣6与卡槽25进连接行定位。
在一些实施例中，卡扣6设置在临近喷嘴内筒11出口的内侧壁上，即卡扣的位置设置在靠近喷嘴内筒11的出口附近，又不与卡扣与扩压器14干涉的位置，卡槽25设置在临近扩压器14出口的外侧壁上。在本实施例中，将卡扣结构设置在喷嘴内筒11与扩压器14的下游开口处，进一步加强喷嘴内筒11的下游悬浮段与扩压器14之间的连接强度，尽可能地使得喷嘴内筒11形成两端约束结构，减小振动。
在一些实施例中，如图4所示，喷嘴外筒10和喷嘴内筒11之间设置至少一个限位板9，限位板9适于保证环形喷嘴喉道3宽度的精度。限位板9焊接在喷嘴内筒11上，和喷嘴外筒10仅仅是限位关系，能够避免喷嘴外筒10和喷嘴内筒11热变形不一致带来的应力。
在一些具体的实施方式中，限位板9的数量可设置多个，多个限位板9设置有一圈并均匀布置。
在一些实施例中，限位板9设置在喷嘴收缩段。在本实施例中，限位板9的位置在引射工质集气环2下方、环形喷嘴喉道3的上方，能够避免堵塞入口引射工质，也避免进入喉道下方超音速区而引起超音速气流激波损失。
在一些实施例中，喷嘴外筒10的上游端部设置有喷嘴上法兰1，喷嘴外筒10的下游端部设置有喷嘴下法兰5，扩压器14的外侧壁上设置有扩压器法兰17，引射器筒体20的外侧壁上设置有引射器筒体法兰21，喷嘴上法兰1位于扩压器法兰17下游并与扩压器法兰17通过螺栓配对连接，喷嘴上法兰1与扩压器法兰17之间还采用真空密封结构进行密封，喷嘴下法兰5位于引射器筒体法兰21上游并与引射器筒体法兰21通过螺栓配对连接。在本实施例中，通过设置的各连接法兰，将引射器喷嘴进行定位。
在一些实施例中，喷嘴上法兰1通过焊接和喷嘴内筒11连接，并采用多片梯形加强筋板24对其连接处进行加强，设置的梯形加强筋板能够提升喷嘴内筒11与喷嘴上法兰1之间的连接强度。
发动机13排出气体的温度为3000℃，扩压器14的壁面可以承受发动机的高温气体，而引射器喷嘴的材质通常为不锈钢材质，耐受温度为300℃。发动机13排出的气体直接作用于引射器喷嘴上时会影响引射器喷嘴的使用寿命。因此，存在发动机燃气温度3000℃以上带来的喷嘴热防护问题。
为了解决上述技术问题，在一些实施例中，如图2所示，喷嘴内筒11的出口边缘短于扩压器14的出口边缘，即喷嘴内筒11的底部高于扩压器底部19，以使喷嘴内筒11被扩压器14的侧壁遮挡。在本实施例中，使得整个喷嘴内筒11被扩压器14外壁挡住，从扩压器14喷出的气体会向扩压器下游移动，进而从扩压器14喷出的高温气体不会直接作用于喷嘴内筒11上，使得喷嘴外筒10和喷嘴内筒11均可以采用单壁无热防护结构。本实施例采用扩压器壁面来遮挡引射器喷嘴接触的高温燃气，解决了喷嘴热防护问题。
在一些实施例中，喷嘴内筒出口边缘22和扩压器外壁15之间设置了一条宽度5mm～10mm缝隙23，既解决引射器喷嘴段18和扩压器14之间的安装问题，也给填充胶泥留下入口。
在一些实施例中，喷嘴内筒11与扩压器14之间填充有胶泥层。在本实施例中，填入的胶泥进一步地稳定引射器喷嘴段18和扩压器14，胶泥是一种非牛顿流体，不影响喷嘴内筒11的热变形，而且能够通过自身的剪切吸收系统振动能量，从而减少系统振动。
在一些实施例中，胶泥填充的量在使得其高度超过卡扣6的高度即可，可以减少系统重量。
在一些实施例中，扩压器14的侧壁分设为扩压器外壁15和扩压器内壁16，扩压器外壁15和扩压器内壁16之间构成通入有冷却介质的冷却介质夹层。冷却介质夹层连接有能够将冷却介质夹层内冷却介质抽出的抽吸结构。在本实施例中，冷却介质为冷却水，冷却介质夹层之间通冷却水进行防护高温燃气。抽吸结构包括抽吸管26和抽吸泵，从扩压器法兰17上方的扩压器外壁15上伸入一根抽吸管26，一直接近扩压器14的底部，用于抽净扩压器夹层内部的冷却水，防止环境气温低于0℃时，扩压器14内部结冰，冻坏扩压器14。
在一些实施例中，如图5所示，引射工质集气环2的内部设置有分流板8。在本实施例中，分流板8适于将从引射工质入口7进入的引射工质进行分流。
上述基于超超引射的高空模拟系统的工作原理如下：
引射工质采用酒精、液氧、水，一起烧至压力2MPa左右，温度300℃左右，往引射器喷嘴腔内灌入。在引射器喷嘴腔内形成环形超音速气流，在下喷时继续膨胀，而后闭合，闭合之后超音速气流的压力就比较低，大概在5－15Kpa(10Kpa左右)，会将整个扩压器14抽成真空状态。即在发动机启动之前，扩压器14内部被下游的超音速气流抽成真空。
发动机在点火后，也会形成一股超音速气流，发动机的超音速气流就会和下游引射工质的超音气流混合。
发动机喷出的超音速气流比较弱，如果没有引射工质的那一股超音速气流，仅依靠发动机喷出的超音速气流无法填充引射器筒体20的腔体，导致超音速气流无法维持。如果有了引射工质的那一股超音速气流，引射工质的超音速气流包裹在发动机喷出的超音速气流外面，两股超音速气流掺混以后，会在引射器筒体里面形成多道波，每过一道波压力就升高，使得引射器筒体的出口附近的压力与大气压平衡，进而使得整个系统结构会十分稳定，整个气流的流场会十分稳定，因为引射器筒体的下游一直在进行气体的抽吸，稳定之后形成效果是模拟舱12内部形成真空。进而可模拟发动机在太空点火，模拟舱12的环境是真空的，与发动机真正的工作环境保持一致。
超音速气流一旦高速流动以后，它的静压是非常低的。发动机喷管有个效果是喷管里面的气流填充满整个喷管时为满流。如果没有采用本发明的这套装置，发动机喷管里面的气流不满流，不满流带来的效果是发动机的推力和它上天的推力就不一致。所以采用本发明这套装置以后测量的推力就是发动机在高空飞行的推力，并且发动机喷管的热环境以及发动机的启动环境都与其在太空中的环境一致。
实施例2
需要说明的是，本发明第二方面的基于超超引射的高空模拟系统的安装方法只是本发明的优选实施例，本发明的高空模拟系统既可采用本发明第二方面的基于超超引射的高空模拟系统的安装方法进行安装，也可采用其他方法进行安装，为了方便阐述，下面对本发明第二方面的基于超超引射的高空模拟系统的安装方法进行阐述。
本实施例公开了一种基于超超引射的高空模拟系统的安装方法，包括以下步骤：进行发动机13、扩压器14的安装：将发动机13设置在模拟舱12内，将扩压器14与模拟舱12出口连通。进行引射器的安装：将引射器固定于扩压器14的外围，并将引射器的悬浮段内侧壁与扩压器14的外侧壁通过固定结构连接。
在本实施例中，在进行引射器的安装时，可通过固定结构实现引射器的悬浮段与扩压器14之间的安装定位，进而加强引射器的安装稳定性，在进行试验时有效地降低引射器发生振动的可能性。
喷嘴筒体直径达到1m～5m这个量级，喉道环缝宽度5mm～30mm，要求误差在为0.5mm内，环形喷嘴喉道为缝隙，因喷嘴筒体较大，而环形喷嘴喉道很小，在进行加工时保证环形喷嘴喉道的宽度精度会十分困难，如何保证喷嘴喉道的加工安装精度是一个难点。
在一些实施例中，为了保证喷嘴喉道的加工安装精度，在进行引射器的安装前，还进行喷嘴喉道精度保证工艺，本实施例采用设计、加工、安装工艺保证了喷嘴环缝的精度，具体包括以下步骤：
S1.制作喷嘴外筒10：卷制喷嘴外筒10，并将卷制的筒体焊接成整筒。在本步骤中，喷嘴外筒10内壁留有切削余量，进一步对喷嘴外筒10内壁切削，切削过程控制喷嘴外筒10直径，保证其具有较高的精度。
S2.制作喷嘴内筒11：卷制喷嘴内筒11，并将卷制的筒体焊接成整筒。在本步骤中，喷嘴内筒11的环形喷嘴喉道3附近留有切削余量，进一步对喷嘴内筒11的环形喷嘴喉道3壁面切削，切削过程控制喷嘴内筒11直径，保证其具有较高的精度。
S3.因喷嘴外筒10与喷嘴内筒11之间为环形喷嘴喉道，喷嘴外筒10与喷嘴内筒11可进行匹配，当喷嘴外筒10与喷嘴内筒11之间的转动角度不同时，喷嘴外筒10与喷嘴内筒11之间形成的环形喷嘴喉道会不同，且喷嘴外筒10与喷嘴内筒11转动至某一角度时，存在最优的环形喷嘴喉道。因此，本实施例精测喷嘴外筒10内壁在环形喷嘴喉道3投影位置的曲线，精测喷嘴内筒11的环形喷嘴喉道3的曲线。相当于将环形喷嘴喉道切开，得到两条环缝隙。
S4.采用电脑建模仿真软件对喷嘴外筒10和喷嘴内筒11的最优匹配角度进行仿真分析，确定出喷嘴外筒10和喷嘴内筒11的最优匹配角度。在最优匹配角度时，环形喷嘴喉道环缝均匀度最优。在本实施例中，相当于将步骤S3中的两条环缝隙进行旋转，旋转的角度不同，两条环缝隙之间的宽度误差不同。当旋转到某一位置时，两条环缝隙之间的宽度误差是最小的，即为最优匹配角度。
S5.基于喷嘴外筒10和喷嘴内筒11的最优匹配角度，对喷嘴外筒10和喷嘴内筒11进行固定。按照该最优匹配角度将喷嘴上法兰1和喷嘴外筒10、喷嘴内筒11点焊在一起，焊接过程中保证喷嘴上法兰1和喷嘴外筒10、喷嘴内筒11的垂直且中轴线重合。
S6.将喷嘴上法兰1和喷嘴外筒10满焊接，加工多块限位板9，并均布试装，试装的同时测量环形喷嘴喉道环缝的宽度偏差，不断切削调整限位板9的尺寸，最终将限位板9焊接在喷嘴内筒11上。
S7.喷嘴内筒11和喷嘴上法兰1满焊。
S8.喷嘴上法兰1和喷嘴内筒11连接处，焊接多片梯形加强筋板对其连接处进行加强。
S9.测量环形喷嘴喉道环缝的宽度偏差，如有需要可以局部打磨环形喷嘴喉道3位置，确保环缝精度满足要求。
S10.将喷嘴下法兰5和喷嘴外筒10焊接，同样二者垂直，中轴线重合。
S11.在喷嘴内筒靠近扩压器14的一侧壁上沿周向方向均布焊接多个工字形卡扣。将引射器喷嘴段18和扩压器14套接在一起，套接过程中确保工字形卡扣和C形卡槽恰好套住，将喷嘴上法兰1和扩压器法兰17采用螺栓螺母固定。
S11.在扩压器14和喷嘴内筒11之间的空隙中填入胶泥，进一步的稳定引射器喷嘴段18和扩压器14，胶泥是一种非牛顿流体，不影响喷嘴内筒11的热变形，而且能够通过自身的剪切吸收系统振动能量，从而减少系统振动。
显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其他不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引申出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。
Claims (12)
1.一种基于超超引射的高空模拟系统，其特征在于，包括：
模拟舱(12)，适于模拟发动机(13)在高空飞行时的工作环境；
发动机(13)，设置在模拟舱(12)内，适于在点火后产生第一超音速气流；
扩压器(14)，与模拟舱(12)的出口相连通，适于将第一超音速气流减速增压；
引射器，固定于扩压器(14)的外围，适于引入引射工质并转化为第二超音速气流喷出，使第二超音速气流与第一超音速气流混合；所述引射器的悬浮段内侧壁与扩压器(14)的外侧壁之间设置有固定结构。
2.根据权利要求1所述的一种基于超超引射的高空模拟系统，其特征在于，所述引射器包括：
喷嘴外筒(10)，与扩压器(14)的外侧壁连接；
喷嘴内筒(11)，设置在喷嘴外筒(10)内侧，所述喷嘴内筒(11)的上游与喷嘴外筒(10)的端部连接，所述喷嘴内筒(11)的下游为悬浮段，所述喷嘴内筒(11)的外侧壁与喷嘴外筒(10)的内侧壁之间具有间距并构成第二超音速气流流道；所述第二超音速气流流道沿引射工质流向分设为喷嘴收缩段、环形喷嘴喉道(3)和喷嘴扩张段(4)；
引射工质集气环(2)，设置在喷嘴外筒(10)外围，所述引射工质集气环(2)上具有至少一个与第二超音速气流流道连通的引射工质入口(7)；
引射器筒体(20)，与喷嘴外筒(10)连接，并与扩压器(14)和第二超音速气流流道连通。
3.根据权利要求2所述的一种基于超超引射的高空模拟系统，其特征在于，所述固定结构为卡扣结构；所述卡扣结构包括：
至少一个卡扣(6)，设置在喷嘴内筒(11)的内侧壁上；
至少一个卡槽(25)，设置在扩压器(14)的外侧壁上并与卡扣(6)卡装连接。
4.根据权利要求3所述的一种基于超超引射的高空模拟系统，其特征在于，所述卡扣(6)为工字形卡扣，所述卡槽(25)为C形卡槽，所述工字形卡扣卡装在C形卡槽内；
和/或所述卡扣(6)插入卡槽(25)的方向与扩压器(14)的中轴线方向平行；
和/或所述卡扣(6)设置在临近喷嘴内筒(11)出口的内侧壁上，所述卡槽(25)设置在临近扩压器(14)出口的外侧壁上。
5.根据权利要求2所述的一种基于超超引射的高空模拟系统，其特征在于，所述喷嘴外筒(10)和喷嘴内筒(11)之间设置至少一个限位板(9)，所述限位板(9)适于保证环形喷嘴喉道(3)宽度的精度。
6.根据权利要求5所述的一种基于超超引射的高空模拟系统，其特征在于，所述限位板(9)设置在喷嘴收缩段。
7.根据权利要求2所述的一种基于超超引射的高空模拟系统，其特征在于，所述喷嘴内筒(11)的出口边缘短于扩压器(14)的出口边缘，以使喷嘴内筒(11)被扩压器(14)的侧壁遮挡。
8.根据权利要求2－7中任一项所述的一种基于超超引射的高空模拟系统，其特征在于，还包括以下内容的至少一项：
所述喷嘴内筒(11)出口处的侧壁与扩压器(14)出口处的侧壁之间具有缝隙，所述喷嘴内筒(11)与扩压器(14)之间填充有胶泥层；
所述扩压器(14)的侧壁分设为扩压器外壁(15)和扩压器内壁(16)，扩压器外壁(15)和扩压器内壁(16)之间构成通入有冷却介质的冷却介质夹层；所述冷却介质夹层连接有能够将冷却介质夹层内冷却介质抽出的抽吸结构；
所述引射工质集气环(2)的内部设置有适于将从引射工质入口(7)进入的引射工质进行分流的分流板(8)。
9.一种基于超超引射的高空模拟系统的安装方法，其特征在于，所述方法为权利要求1－8中任一项所述的基于超超引射的高空模拟系统的安装方法，包括以下步骤：
进行发动机(13)、扩压器(14)的安装：将发动机(13)设置在模拟舱(12)内，将扩压器(14)与模拟舱(12)出口连通；
进行引射器的安装：将引射器固定于扩压器(14)的外围，并将引射器的悬浮段内侧壁与扩压器(14)的外侧壁通过固定结构连接。
10.根据权利要求9所述的一种基于超超引射的高空模拟系统的安装方法，其特征在于，在进行引射器的安装前，还进行喷嘴喉道精度保证工艺，具体包括以下步骤：
制作喷嘴外筒(10)；
制作喷嘴内筒(11)；
精测喷嘴外筒(10)内壁在环形喷嘴喉道(3)投影位置的曲线，精测喷嘴内筒(11)的环形喷嘴喉道(3)的曲线；
对喷嘴外筒(10)和喷嘴内筒(11)的最优匹配角度进行仿真分析，确定出喷嘴外筒(10)和喷嘴内筒(11)的最优匹配角度；
基于喷嘴外筒(10)和喷嘴内筒(11)的最优匹配角度，对喷嘴外筒(10)和喷嘴内筒(11)进行固定。
11.根据权利要求10所述的一种基于超超引射的高空模拟系统的安装方法，其特征在于，所述喷嘴喉道精度保证工艺还包括以下步骤：
测量环形喷嘴喉道环缝的宽度偏差，判断环形喷嘴喉道是否需要进行修正；当环形喷嘴喉道需要进行修正时，基于预设的环形喷嘴喉道环缝精度要求对环形喷嘴喉道进行修正。
12.根据权利要求9－11中任一项所述的一种基于超超引射的高空模拟系统的安装方法，其特征在于，在进行引射器的安装后，在喷嘴内筒(11)出口处的侧壁与扩压器(14)出口处的侧壁之间填充胶泥层。
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| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN117646689B (zh) | 2024-07-02 |
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