一种火箭冲压组合进气道模拟实验装置

技术领域

本发明涉及吸气式组合推进系统领域，特别涉及一种火箭冲压组合进气道模拟实验装置。

背景技术

火箭基组合循环(Rocket-Based Combined Cycle，缩写为RBCC)发动机将高推重比的火箭发动机以及高比冲的吸气式冲压发动机有机集成于同一流道内，可兼容引射、亚燃、超燃以及纯火箭模态，实现宽速域和大空域的高性能工作。

对于任何吸气式发动机，进气道的顺利起动是实现其高比冲工作的前提条件，也是其能够正常工作的基础。不同于常规进气道，火箭冲压组合进气道的工作状态性能不仅与来流条件有关，同时还受到内置火箭以及燃烧室反压的影响。

现有的对火箭冲压组合发动机进气道的研究多集中于方案设计和定型点的性能考核，对火箭冲压组合进气道的起动特性的研究与性能分析也多采取和常规进气道相同的方法。为了研究在内置火箭与燃烧室反压的共同影响下真实工作环境中火箭冲压组合进气道的起动特性以及工作性能，需要通过实验的手段对所研究的规律及调控方案进行验证，但目前所应用的实验装置其无法有效确定内置火箭和燃烧室反压共同影响下的进气道性能。

发明内容

有鉴于此，本发明所要解决的技术问题是：如何提供一种可用于风洞实验和地面直连实验的火箭冲压组合进气道模拟实验装置，进而确定内置火箭和燃烧室反压共同影响下的进气单元的性能。

为实现上述目的，本发明提供一种火箭冲压组合进气道模拟实验装置，包括：进气单元、实验观测单元、模拟反压装置，其中：

所述进气单元、所述实验观测单元、所述模拟反压装置依次连接，气流由所述进气单元入口进入，经过所述实验观测单元后，由连接于所述实验观测单元尾部的所述模拟反压装置流出；

所述进气单元为进气道压缩段或设备喷管；

所述实验观测单元包括隔离段和燃烧室，所述隔离段与所述燃烧室的连接处设内置火箭；

所述内置火箭的端部设置气源接口，所述气源接口用于连接高压气源；

所述实验观测单元的两侧壁面设置有透明视窗，所述透明视窗由视窗挡板固定在所述实验观测单元两侧；

所述实验观测单元的上下壁面上设有测压孔；

所述模拟反压装置由尾锥、尾锥架、滑轨、丝杆组成，所述丝杆驱动所述尾锥在所述尾锥架上沿所述滑轨的长度方向移动，所述尾锥容纳于所述燃烧室的出口流道，通过所述尾锥的移动以调节所述燃烧室的出口流道的通流面积。

进一步地，在进行风洞实验时，所述进气单元为进气道压缩段，在进行地面实验时，所述进气单元为设备喷管。

进一步地，所述进气单元为设备喷管时，所述进气单元为拉瓦尔喷管。

进一步地，所述进气道压缩段与所述实验观测单元连接处设有密封圈。

进一步地，所述隔离段和所述燃烧室为等截面流道。

进一步地，所述内置火箭的喷管为拉瓦尔喷管

进一步地，通过所述尾锥的移动以调节所述燃烧室的出口流道的通流面积，进而调整所述燃烧室的出口流道的阻塞比的范围在0～100％之间。

进一步地，所述丝杆与步进电机相连，由所述步进电机驱动所述丝杆转动。

进一步地，所述尾锥朝向于所述燃烧室的出口流道的一端为锥状设置。

与相关技术相比，本发明提供一种火箭冲压组合进气道模拟实验装置，其包括进气单元、实验观测单元、模拟反压装置；进气单元、实验观测单元、模拟反压装置依次连接，气流由进气单元入口进入，经过实验观测单元后流出，通过位于实验观测单元尾部的模拟反压装置流出；进气单元由进气道压缩段或设备喷管组成，进行风洞实验时使用进气道压缩段研究进气道性能，或在地面实验时使用设备喷管模拟进气道出口气流条件进行研究；实验观测单元包含隔离段和燃烧室，隔离段与燃烧室连接位置设有一内置火箭，内置火箭有一气源接口，通过法兰与高压气源连接，通过调节接入高压气体的压强来模拟工作中的内置火箭；实验观测单元两侧壁面为透明视窗，透明视窗由视窗挡板固定在实验观测单元两侧，可以通过透明视窗进行纹影、全息摄影等光学观测；实验观测单元上下壁面设有测压孔，可对壁面压强进行测量；模拟反压部分由尾锥、尾锥架、滑轨、丝杆组成，所述丝杆控制所述尾锥通过所述滑轨在尾锥架上前后移动，通过对出口处流道面积的堵塞产生高压，以此模拟真实工作条件下燃烧室内燃烧产生的压力，该实验装置通过采用一种火箭组合发动机构型，使得在内置火箭开启和燃烧室产生反压时，进气道的性能将相应地发生改变，以此来研究在内置火箭和燃烧室反压共同影响下的进气道性能。

附图说明

图1为本发明实施例中火箭冲压组合进气道模拟实验装置的结构示意图；

图2为本发明实施例中火箭冲压组合进气道模拟实验装置的侧视图；

图3为本发明实施例中火箭冲压组合进气道模拟实验装置的模拟反压装置细节图；

图4为本发明实施例中火箭冲压组合进气道模拟实验装置在进气单元为进气道时的实验观测单元沿竖直方向截面示意图。

图5为本发明实施例中火箭冲压组合进气道模拟实验装置在进气单元为设备喷管时的实验观测单元沿竖直方向截面示意图。

具体实施方式

下面结构附图和具体实施方式对本发明做进一步详细说明。

请参见图1-5所示，本发明提供一种火箭冲压组合进气道模拟实验装置，其包括：进气单元10、实验观测单元20、模拟反压装置30。

进气单元10、实验观测单元20、模拟反压装置30依次连接，气流由进气单元10入口进入，参考方向为图2中I向所示，经过实验观测单元20后流出，通过位于实验观测单元20尾部的模拟反压装置30流出。

进气单元10为进气道压缩段11或设备喷管12。具体地，在进行风洞实验时使用进气道压缩段11研究进气道性能，在地面实验时使用设备喷管12模拟进气道出口气流条件进行研究。

实验观测单元20包含隔离段21和燃烧室22，隔离段21与燃烧室22连接位置设有一内置火箭23。

内置火箭23内设置气源接口24，气源接口24通过法兰25与高压气源连接，以使得高压气体接入方向为图2中II向所示。

实验观测单元20两侧壁面为透明视窗26，透明视窗26由视窗挡板27固定在实验观测单元20的两侧。

进气道压缩段11和实验观测单元20上下壁面设有测压孔28，测压孔28与压强传感器连接，进行上下壁面的压强测量。

模拟反压装置30由尾锥41、尾锥架42、滑轨43、丝杆44组成，丝杆44控制尾锥41通过滑轨43在尾锥架42上前后移动。具体地，丝杆44的端部为连接端45，连接端45用于与驱动电机相连，由驱动电机实现对丝杆44的转动驱动，在尾锥41的连接端设置底座，底座上设置滑动座，滑动座与丝杆螺纹连接，底座的两侧设置连接座，连接座与滑轨43相连，由丝杆44的转动驱动底座沿滑轨43的延伸方向移动，进而使得尾锥41相对于出口流道221内所移动，通过调整出口流道221内的通流面积以实现对燃烧室22的阻塞比的调整。

进气单元10和实验观测单元20通过法兰51相连，实验观测单元20和模拟反压装置30的通过法兰52相连，也可以是其他可拆卸机构，本实施例在此不做详细说明。

当进行风洞实验时，如图4所示，进气单元10为进气道压缩段11，进气道压缩段11为混压式进气道。当进行地面直连实验时，如图5所示，进气单元10为设备喷管12，设备喷管12为拉瓦尔喷管，压缩平面位于竖直平面上，其出口参数用于模拟进气道出口参数。

进气道压缩段11与实验观测单元20连接处、火箭气源接口24与法兰25连接处设有密封结构和密封圈，以保证端口连接处的密封稳定性。

进气道压缩段11、隔离段21、燃烧室22、内置火箭23的宽度尺寸可设置为相同宽度，在本实施例中，进气道压缩段11、隔离段21、燃烧室22、内置火箭23宽度为30mm。

隔离段21、燃烧室22为等截面流道，以保证气流在内壁贴合流动过程的稳定。其中，隔离段21的长度尺寸为其高度尺寸的4到6倍，燃烧室22的长度尺寸为其高度尺寸的4到6倍，其中，隔离段21的高度为30mm、燃烧室22高度为44mm。

隔离段21下壁面设有一吸除孔211，吸除孔211可减小隔离段21中激波与附面层的干扰影响，改善进气道性能、流动稳定性和出口流场畸变，进而提高进气道的起动能力。

内置火箭喷管231为拉瓦尔喷管，内置火箭喷管231的出口高度尺寸视模型大小而定，火箭喷管231沿水平方向朝向于燃烧室22的内部设置。

尾锥41调节所述燃烧室22气流压强的方式是通过前后移动调节燃烧室22的出口流道的阻塞比的调整范围为0～100％，由此，尾锥41在丝杆44的驱动下可直线移动并使得尾锥41对出口流道221内的通流面积的调整为线性调节，保证调节稳定性，防止压力突变。

位于丝杆44的端部的连接端45通过联轴器与步进电机相连，由步进电机经由连接轴与连接端45相连，并由步进电机驱动丝杠44进行转动，从而精确控制尾锥的位置，以保证尾锥41相对于出口流道的端口的位置稳定，进而燃烧室22内的阻塞比稳定，以保证实验性能和参数的稳定性。

本发明用于研究在内置火箭23射流及燃烧室22反压共同影响下的进气单元10性能以及内部流动特性，具体地，通过设置可相对于燃烧室22的出口流道进行移动的尾锥41的移动位置，调整燃烧室22的出口流道的阻塞比，进而实现对燃烧室22反压的调整。

具体地，进行风洞实验时，进气单元10为进气道压缩段11，通过改变风洞来流的攻角、马赫数等条件研究所选进气道构型在不同内置火箭状态与燃烧室条件下的起动特性及工作性能。

具体地，进行地面直连实验时，进气单元10为设备喷管12，设备喷管12与特定自由来流条件下进气道压缩段11的出口参数进行匹配，其入口与转换接头13连接，使接入的高压气体在经过其型面后达到所需的状态，从而在地面实验条件下模拟风洞实验中经过进气道压缩段11后的流动条件，从而可以对不同内置火箭状态和燃烧室条件下的流动特性进行研究。

具体地，内置火箭23用于模拟火箭冲压组合发动机真实工作时的内置火箭，其气体来源由外接高压气源提供，由气源接口24接入，通过对接入气源的压强、流量调节，从而改变内置火箭23的燃烧室室压，模拟不同工作条件下的内置火箭状态，研究不同内置火箭状态下的进气道性能。

具体地，燃烧室22出口处的尾锥41通过丝杆44调节，可在轴向前后移动，改变对燃烧室22的出口流道221的阻塞比，其中，阻塞比的调整范围从0～100％，使得流道内的气体在燃烧室出口处受压缩而进行增压，从而模拟火箭冲压组合发动机燃烧室在真实工作过程中由于发生燃烧使得压强增大的情况。

通过尾锥41的移动来改变燃烧室压力的增加倍率，研究不同燃烧室反压影响下的进气道性能，进一步地，尾锥41朝向于燃烧室22的出口流道的一端为锥状设置，或者，尾椎41朝向于燃烧室22的出口流道的一端为合页状设置，也即尾椎41包括合页状的上下可转动的两端板，两个端板在靠近于出口流道的一侧转动相连并形成合页连接状，通过转动调节两端板之间的张开角度以调整位于出口流道内的阻塞比，其中，呈合页连接状的上下可转动的两端板可由气缸或电机等驱动部件所驱动进行转动。

尾锥41在朝向于燃烧室22的出口流道的一端的沿竖直方向的截面形状为三角形，通过伺服电机、丝杆等传动部件，可实现尾锥41沿丝杆的轴线方向在出口流道内移动，进而调整出口流道的阻塞比，实现对燃烧室22内的压力调整，该装置运动结构简单，方便用户操作。

具体地，透明视窗26由石英玻璃或其他高强度透明材料制成，实验过程中可透过透明视窗26进行纹影、全息摄影等光学方法进行观测，透明视窗26设置于燃烧室22的两侧，方便用户观测燃烧室内部反应状态。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。