CN117759459A - 一种带中心体的高空模拟引射器及其设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种带中心体的高空模拟引射器及其设计方法。引射器包括发动机喷管、带中心体的二次喉道扩压器和机舱；发动机喷管位于机舱内，发动机喷管处套接带中心体二次喉道超音速扩压器，扩压器一端与机舱相接。喷管喉部至喷管小膨胀比处不设置中心体，中心体轴向上从喷管大膨胀比处开始至二次喉道出口结束，小膨胀为能够满足被动引射的膨胀比，大膨胀为不能够满足被动引射的膨胀比。加入中心体后，在喷管内形成的弓形激波与喷管不干涉。由此满足高膨胀比发动机主级被动引射的高空模拟试验需求。

Description

一种带中心体的高空模拟引射器及其设计方法

技术领域

本申请涉及液体火箭发动机的技术领域，特别是一种带中心体的高空模拟引射器及其设计方法。

背景技术

高喷管膨胀比液体火箭发动机进行地面试车时，喷管内会出现燃气分离现象，与实际飞行状态存在较大差异，无法考核发动机真实性能，并且燃气分离会导致喷管振动加剧，严重时会导致喷管损坏。

为了解决上述问题，需要在喷管出口设计引射装置使喷管内燃气满流，这种通过引射装置实现喷管满流，从而模拟发动机真实飞行状态的试验称为高空模拟试验。如果引射装置仅通过发动机自身燃气即可正常工作，则称为被动引射系统，如果引射装置需要外来工质才能正常工作，则称为主动引射系统。主动引射系统需要供应大量的气体工质，试验系统复杂，试车成本高；被动引射系统不需要额外供应气体工质，试验系统简单，试车成本低，但大多应用于喷管膨胀比较小、室压较高的情况，应用范围有限。

发明内容

本申请提供一种带中心体的高空模拟引射器及其设计方法，满足高膨胀比发动机主级被动引射的高空模拟试验需求。

第一方面，提供了一种带中心体的高空模拟引射器，包括发动机喷管、带中心体的二次喉道扩压器和机舱；发动机喷管位于机舱内，发动机喷管处套接带中心体二次喉道超音速扩压器，扩压器一端与机舱相接。

结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，喷管喉部至喷管小膨胀比处不设置中心体，中心体轴向上从喷管大膨胀比处开始至二次喉道出口结束，小膨胀为能够满足被动引射的膨胀比，大膨胀为不能够满足被动引射的膨胀比。

结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，中心体起始位置满足到此处的截短喷管能够实现被动引射。

结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，加入中心体后，在喷管内形成的弓形激波与喷管不干涉。

结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，从中心体头部处喷管至喷管出口的燃气流通面积与喷管喉部面积之比保持不变。

结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，喷管出口至二次喉道内中心体直径维持不变。

结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，二次喉道内中心体长度为圆环直径的6～8倍。

结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，中心体内部设置水冷降温系统。

第二方面，提供了一种如上述第一方面中的任意一种实现方式中所述的带中心体的高空模拟引射器的设计方法，所述方法包括：

设计喷管内中心体型面，使得加入中心体后，保证从中心体头部处喷管至喷管出口的燃气流通面积与喷管喉部面积之比保持不变。

结合第二方面，在第二方面的某些实现方式中，所述方法满足：

式中：S_p，喷管横截面；S_z，中心体横截面；S_h，喷管喉部面积；x，中心体头部处喷管膨胀比。

与现有技术相比，本申请提供的方案至少包括以下有益技术效果：

1)采用带有中心体的引射器进行高空模拟试车时，能够用于高喷管膨胀比火箭发动机，且试车时间不受蒸汽引射系统的限制。

2)设备建设成本较低，能够在满足发动机高空模拟试验要求的情况下节约大量试验成本。

3)带有中心体的引射器形成了圆环形二次喉道，具有相对较小的流通直径，所以在实现同样扩压比的情况下，需要较小的扩压器长度，有利于降低垂直试车台高度。

附图说明

图1为带中心体的高空模拟引射器示意图。图中：1.机舱；2.喷管；3.混合室；4.二次喉道；5.中心体；6.冷却水输送管路。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本申请作进一步详细的描述。

在传统设计中，当喷管膨胀比较小、室压较高时可以采用被动引射方案进行高空模拟；当喷管膨胀比较高、室压较低时，需要采用主动引射进行高空模拟。本发明基于对高喷管膨胀比火箭发动机高空模拟过程的认识，提出了一种新的高空模拟引射器设计方法，满足高膨胀比发动机主级被动引射的高空模拟试验需求。

高空模拟试验系统包括发动机喷管2、带中心体5的二次喉道扩压器4和机舱1。发动机喷管2位于机舱1内，发动机喷管2处套接带中心体5二次喉道超音速扩压器4，扩压器4一端与机舱1相接，详见附图1。采用此方法可降低喷管2出口燃气膨胀比，使发动机主级工作段通过被动引射即可实现喷管2满流。

1)中心体5型面设计方法：

中心体5与发动机喷管2同轴设置，喷管2喉部至喷管2小膨胀比(能够满足被动引射的膨胀比)处不设置中心体5，中心体5轴向上从喷管2大膨胀比(不能够满足被动引射的膨胀比)内开始至二次喉道4出口结束。中心体5起始位置应满足到此处的截短喷管2能够实现被动引射，同时满足加入中心体5后，在喷管2内形成的弓形激波与喷管2不干涉。

设计喷管2内中心体5型面，使得加入中心体5后，保证从中心体5头部处喷管2至喷管2出口的燃气流通面积与喷管2喉部面积之比保持不变，由此降低喷管2膨胀比，具体算法为：

式中：S_p，喷管2横截面；S_z，中心体5横截面；S_h，喷管2喉部面积；x，中心体5头部处喷管2膨胀比。

喷管2出口至二次喉道4内中心体5直径维持不变，二次喉道4内中心体5长度为圆环直径的6～8倍。

在一些实施例中，为了避免高温燃气烧蚀中心体5，中心体5内部可以设置水冷降温系统6，见图1。

本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改，因此，本发明的保护范围应当以本发明权利要求所界定的范围为准。

Claims (10)

1.一种带中心体的高空模拟引射器，其特征在于，包括发动机喷管、带中心体的二次喉道扩压器和机舱；发动机喷管位于机舱内，发动机喷管处套接带中心体二次喉道超音速扩压器，扩压器一端与机舱相接。

2.根据权利要求1所述的引射器，其特征在于，喷管喉部至喷管小膨胀比处不设置中心体，中心体轴向上从喷管大膨胀比处开始至二次喉道出口结束，小膨胀为能够满足被动引射的膨胀比，大膨胀为不能够满足被动引射的膨胀比。

3.根据权利要求1所述的引射器，其特征在于，中心体起始位置满足到此处的截短喷管能够实现被动引射。

4.根据权利要求1所述的引射器，其特征在于，加入中心体后，在喷管内形成的弓形激波与喷管不干涉。

5.根据权利要求1所述的引射器，其特征在于，从中心体头部处喷管至喷管出口的燃气流通面积与喷管喉部面积之比保持不变。

6.根据权利要求1所述的引射器，其特征在于，喷管出口至二次喉道内中心体直径维持不变。

7.根据权利要求1所述的引射器，其特征在于，二次喉道内中心体长度为圆环直径的6～8倍。

8.根据权利要求1所述的引射器，其特征在于，中心体内部设置水冷降温系统。

9.一种如权利要求1至8中任一项所述的带中心体的高空模拟引射器的设计方法，其特征在于，所述方法包括：

设计喷管内中心体型面，使得加入中心体后，保证从中心体头部处喷管至喷管出口的燃气流通面积与喷管喉部面积之比保持不变。

10.根据权利要求9所述的引射器，其特征在于，所述方法满足：

式中：S_p，喷管横截面；S_z，中心体横截面；S_h，喷管喉部面积；x，中心体头部处喷管膨胀比。