專利名稱：試驗(yàn)用固液火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于航天推進(jìn)領(lǐng)域，具體涉及一種試驗(yàn)用新型固液火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。
背景技術(shù)：
隨著現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)對(duì)導(dǎo)彈性能的要求越來(lái)越高，在導(dǎo)彈質(zhì)量和尺寸以及反應(yīng)時(shí)間等限制條件下，傳統(tǒng)的固體或液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)已經(jīng)很難滿足新一代空射導(dǎo)彈防區(qū)外發(fā)射及超視距攻擊的要求。因此，最近幾十年，各國(guó)紛紛將目光投向了吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)——沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。 最近，俄羅斯人提出一種新型固液火箭/吸氣式組合發(fā)動(dòng)機(jī)即固液火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)概念， 它結(jié)合了固體和液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)各自優(yōu)點(diǎn)，解決了單純固體或液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)所遇到的一些問(wèn)題。這種固液火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒效率明顯高于普通型沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。另外，其燃燒穩(wěn)定性和熄火極限范圍顯著的擴(kuò)大，振蕩燃燒的危險(xiǎn)將在很大程度上被抑制。所以，這種發(fā)動(dòng)機(jī)在寬廣變化的飛行馬赫數(shù)、飛行高度和大的油氣比范圍內(nèi)都能獲得極佳的性能，即使在大功角飛行，速度場(chǎng)嚴(yán)重畸變的條件下，仍能保持正常的工作。這些優(yōu)勢(shì)使其在新一代戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈上有廣泛的應(yīng)用前景。目前，國(guó)際上的固液火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)還是處于試驗(yàn)研究階段，需要有大量的相關(guān)試驗(yàn)對(duì)其進(jìn)行相應(yīng)的驗(yàn)證和優(yōu)化，國(guó)內(nèi)更是如此。因此，在今后很長(zhǎng)一段時(shí)間內(nèi)，一種設(shè)計(jì)合理，利于測(cè)試和研究各種參數(shù)和性能的試驗(yàn)用固液火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)是必不可少的。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是為了解決上述問(wèn)題，提供一種試驗(yàn)用固液混合沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。該發(fā)動(dòng)機(jī)采用串聯(lián)可拆卸式布局，各組件和零部件都能夠方便的拆裝更換，能夠適應(yīng)試驗(yàn)時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)各種參數(shù)的調(diào)節(jié)需要，可以方便模擬固液火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的多種結(jié)構(gòu)參數(shù)組合和多種工況下的工作情況。該發(fā)動(dòng)機(jī)安排、預(yù)留有多組重要測(cè)點(diǎn)，試驗(yàn)中能夠直接或間接的獲得固液火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)測(cè)試所需的各主要參數(shù)。試驗(yàn)用固液火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，包括燃?xì)獍l(fā)生器燃燒室、燃?xì)獍l(fā)生器噴管、補(bǔ)燃室頭部、補(bǔ)燃室身部和尾噴管，燃?xì)獍l(fā)生器燃燒室、燃?xì)獍l(fā)生器噴管、補(bǔ)燃室頭部、補(bǔ)燃室身部、 尾噴管之間依次通過(guò)法蘭串聯(lián)連接，燃?xì)獍l(fā)生器燃燒室頭部的法蘭固定連接推力架。本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于(1)發(fā)動(dòng)機(jī)采用新概念固液火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的布局和工作模式，能夠模擬固液火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)，從而驗(yàn)證固液火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)相比傳統(tǒng)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒的高效率和高穩(wěn)定性；(2)本發(fā)動(dòng)機(jī)采用分塊可拆卸式結(jié)構(gòu)，試驗(yàn)既可以針對(duì)單一組件，也可以針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)整體；試驗(yàn)中不僅可以方便的更換發(fā)動(dòng)機(jī)組件，也可以方便的更換組件中的部件，從而研究發(fā)動(dòng)機(jī)各部分結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)組件或者整機(jī)的性能影響；(3)發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)留了足夠多的常規(guī)壓力和溫度測(cè)量接口，可以直接或間接的測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)各主要壓力和溫度參數(shù)。


圖1為本發(fā)明的總裝示意圖；圖2為本發(fā)明的圖1沿軸線橫向剖視示意圖；圖3為本發(fā)明的圖1沿軸線縱向剖視示意圖；圖中1-燃?xì)獍l(fā)生器燃燒室2-燃?xì)獍l(fā)生器噴管 3-補(bǔ)燃室頭部4-補(bǔ)燃室身部 5-尾噴管6-法蘭7-假藥柱8-真藥柱9-燃?xì)獍l(fā)生器測(cè)壓孔10-空氣入口11-補(bǔ)燃室身部測(cè)壓孔12-燃料噴注孔13-紫銅墊圈14-測(cè)壓轉(zhuǎn)接頭15-直流式燃料噴嘴16-溫度測(cè)點(diǎn)凹槽 17-燃?xì)獍l(fā)生器排氣孔轉(zhuǎn)接件
具體實(shí)施例方式下面結(jié)合附圖詳細(xì)說(shuō)明本發(fā)明的原理、結(jié)構(gòu)和裝配方式。本發(fā)明的一種試驗(yàn)用固液火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，總裝結(jié)構(gòu)如圖1所示，整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)由 五部分串聯(lián)組成，分別為燃?xì)獍l(fā)生器燃燒室1、燃?xì)獍l(fā)生器噴管2、補(bǔ)燃室頭部3、補(bǔ)燃室身 部4和尾噴管5。各部分之間均通過(guò)法蘭6連接，便于拆卸和更換。整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)由燃?xì)獍l(fā)生 器燃燒室1頭部的法蘭6固定于推力架上。如圖1、圖2、圖3所示，燃?xì)獍l(fā)生器燃燒室1采用相對(duì)較大的長(zhǎng)細(xì)比結(jié)構(gòu)，頭部設(shè) 有法蘭6，前一部分填充假藥柱7，后一部分填充真藥柱8，真藥柱8采用富燃端燃雙基藥，試 驗(yàn)時(shí)可以根據(jù)試驗(yàn)要求選擇不同長(zhǎng)度的假藥柱7和真藥柱8組合，以控制燃?xì)獍l(fā)生器工作 時(shí)間。燃?xì)獍l(fā)生器噴管2收斂段之前預(yù)留有燃?xì)獍l(fā)生器測(cè)壓孔9，燃?xì)獍l(fā)生器測(cè)壓孔9焊 接壓カ傳感器轉(zhuǎn)接頭14，用于監(jiān)測(cè)燃?xì)獍l(fā)生器燃燒室1的壓強(qiáng)。在燃?xì)獍l(fā)生器測(cè)壓孔9對(duì) 稱位置開(kāi)有燃?xì)忉尫钮恚細(xì)忉尫钮磉B接排氣孔轉(zhuǎn)接件17，排氣孔轉(zhuǎn)接件17連接燃?xì)獍l(fā)生 器，通過(guò)更換不同的排氣孔轉(zhuǎn)接件17，能夠轉(zhuǎn)接更換不同喉部直徑的燃?xì)獍l(fā)生器，燃?xì)獍l(fā)生 器提供真藥柱8燃燒所需要的燃?xì)?，燃?xì)獍l(fā)生器能夠控制釋放燃?xì)饬?，進(jìn)而控制燃?xì)獍l(fā)生 器燃燒室1壓強(qiáng)和由燃?xì)獍l(fā)生器噴管2進(jìn)入補(bǔ)燃室頭部3的富燃燃?xì)饬髁俊Ａ硗猓嫠幹?8的點(diǎn)火引線也可以從燃?xì)獍l(fā)生器排氣孔轉(zhuǎn)接件17引出。如圖2所示，補(bǔ)燃室頭部3為燃料、氧化劑、富燃燃?xì)獾幕旌蠀^(qū)，燃?xì)獍l(fā)生器噴管2 將富燃燃?xì)庵苯訃娙胙a(bǔ)燃室頭部3。補(bǔ)燃室頭部3中間段兩側(cè)對(duì)稱位置設(shè)有ー對(duì)帶收斂段 的空氣入口 10，用于連接進(jìn)氣道出口。在補(bǔ)燃室頭部3中間段上下位置各安排有兩個(gè)燃料 噴注孔12，可以通過(guò)螺紋連接安裝可拆卸的直流式燃料噴嘴15。這四個(gè)燃料噴注孔12分別 位于補(bǔ)燃室頭部3幾個(gè)典型的燃料噴注位置，可以測(cè)試不同燃料噴注位置對(duì)燃料霧化和混 合效果的影響，進(jìn)而研究不同噴注位置對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響。其中有ー對(duì)噴注孔位于補(bǔ)燃 室頭部3中間上下完全相対的位置，試驗(yàn)時(shí)可以測(cè)試互擊噴注的霧化和混合效果。另ー對(duì) 噴注孔12分別位于空氣入口 10接近補(bǔ)燃室頭部3圓柱段處，如圖2中的噴注孔12。此處 噴注孔12用于研究空氣入口噴注燃料時(shí)高速流動(dòng)氣體對(duì)燃料的霧化和混合的促進(jìn)作用。補(bǔ)燃室頭部3中各部分氣體在補(bǔ)燃室頭部3混合后進(jìn)入補(bǔ)燃室身部4繼續(xù)燃燒，補(bǔ)燃室身部4為重點(diǎn)測(cè)試區(qū)域，燃料在此區(qū)域的燃燒放熱情況表征了固液火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作性能。在補(bǔ)燃室身部4兩側(cè)沿軸向等距位置設(shè)有兩排測(cè)壓孔11，測(cè)壓孔11之間距離相等。為了防止測(cè)壓孔11被燃?xì)忸w粒堵塞，孔徑不能太小，為了盡量減小測(cè)壓孔11對(duì)補(bǔ)燃室身部4流場(chǎng)的影響，孔徑不能太大，本發(fā)動(dòng)機(jī)測(cè)壓孔11孔徑取1. 5mm。測(cè)壓孔11靠近補(bǔ)燃室身部4外壁一端預(yù)留直徑3mm沉頭，便于焊接測(cè)壓管進(jìn)行補(bǔ)燃室身部4的測(cè)壓。在補(bǔ)燃室身部4外壁底部與水平面距離最短的軸線上的中間位置預(yù)留一直徑2mm凹槽16，便于埋熱電偶敏感頭，測(cè)量補(bǔ)燃室身部4外壁平均溫度。在已知進(jìn)入補(bǔ)燃室身部4各組分氣體參數(shù)的情況下，通過(guò)測(cè)量補(bǔ)燃室身部4軸向靜壓分布和補(bǔ)燃室壁面平均溫度可以計(jì)算補(bǔ)燃室燃?xì)饪倻兀魉俚纫幌盗袩崃W(xué)參數(shù)，進(jìn)而評(píng)估燃?xì)庠谘a(bǔ)燃室的補(bǔ)燃情況。尾噴管5采用普通的收斂擴(kuò)張型拉瓦爾噴管。在尾噴管擴(kuò)張段出口壁面預(yù)留有一個(gè)測(cè)壓孔，用于測(cè)量尾噴管5出口燃?xì)忪o壓。在尾噴管5法蘭盤(pán)上預(yù)留有四個(gè)安裝孔，便于在尾噴管5出口安裝測(cè)量裝置測(cè)量噴管出口燃?xì)鉄崃W(xué)參數(shù)。整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)各部分均為可拆卸更換部件，涉及到多處的連接密封。直流式燃料噴嘴15與補(bǔ)燃室頭部3的燃料噴注孔12之間尺寸小，采用螺紋連接，并在噴嘴15端面與燃料噴注孔12端面間加紫銅墊圈13進(jìn)行密封。另外的各處連接均采用法蘭12連接，采用凹槽與凸臺(tái)配合，凹槽內(nèi)加紫銅墊圈13，試驗(yàn)裝配時(shí)再在配合處抹硅橡膠膩?zhàn)涌赏耆ＷC密封。試驗(yàn)前，在燃?xì)獍l(fā)生器燃燒室1預(yù)埋點(diǎn)火藥包，引線從燃?xì)忉尫趴邹D(zhuǎn)接件17引出。 試驗(yàn)時(shí)，先通過(guò)進(jìn)氣道給補(bǔ)燃室通與高空高速來(lái)流參數(shù)一致的熱空氣，模擬發(fā)動(dòng)機(jī)工作環(huán)境。然后點(diǎn)燃點(diǎn)火藥包，燃?xì)獍l(fā)生器工作。富燃燃?xì)膺M(jìn)入補(bǔ)燃室頭部3與熱空氣混合，在補(bǔ)燃室補(bǔ)充燃燒。然后通過(guò)燃料噴嘴15向補(bǔ)燃室噴入燃料，燃料與富燃燃?xì)夂蜔峥諝庠谘a(bǔ)燃室頭部3混合，在補(bǔ)燃室身部4補(bǔ)充燃燒。根據(jù)補(bǔ)燃室身部測(cè)得的靜壓分布和補(bǔ)燃室外壁平均溫度，結(jié)合燃料，富燃燃?xì)庖约盁峥諝鈬娙霑r(shí)的初始數(shù)據(jù)，可以計(jì)算出燃?xì)鉄崃W(xué)參數(shù)沿補(bǔ)燃室軸向的變化情況，進(jìn)而評(píng)估發(fā)動(dòng)機(jī)的各項(xiàng)性能。本發(fā)明中燃?xì)獍l(fā)生器燃燒室1、燃?xì)獍l(fā)生器噴管2、補(bǔ)燃室頭部3、補(bǔ)燃室身部4、尾噴管5各部分組件之間用法蘭12連接，這種可拆卸結(jié)構(gòu)保證了試驗(yàn)時(shí)既可以對(duì)單個(gè)組件進(jìn)行測(cè)試研究，也可以組裝起來(lái)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)整體性能進(jìn)行測(cè)試研究。另外，進(jìn)行整機(jī)的試驗(yàn)研究時(shí)，可以隨時(shí)更換各組件，以研究不同結(jié)構(gòu)的發(fā)動(dòng)機(jī)的性能變化規(guī)律。
權(quán)利要求
1.試驗(yàn)用固液火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于，包括燃?xì)獍l(fā)生器燃燒室、燃?xì)獍l(fā)生器噴管、補(bǔ)燃室頭部、補(bǔ)燃室身部和尾噴管，燃?xì)獍l(fā)生器燃燒室、燃?xì)獍l(fā)生器噴管、補(bǔ)燃室頭部、 補(bǔ)燃室身部、尾噴管之間依次通過(guò)法蘭串聯(lián)連接，燃?xì)獍l(fā)生器燃燒室頭部的法蘭固定連接推力架。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的試驗(yàn)用固液火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于，燃?xì)獍l(fā)生器燃燒室頭部前一部分填充假藥柱，后一部分填充真藥柱。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的試驗(yàn)用固液火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于，根據(jù)假藥柱和真藥柱不同長(zhǎng)度的組合，控制燃?xì)獍l(fā)生器工作時(shí)間。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的試驗(yàn)用固液火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于，燃?xì)獍l(fā)生器噴管收斂段之前預(yù)留有燃?xì)獍l(fā)生器測(cè)壓孔，燃?xì)獍l(fā)生器測(cè)壓孔連接壓力傳感器轉(zhuǎn)接頭，用于監(jiān)測(cè)燃?xì)獍l(fā)生器燃燒室的壓強(qiáng)；燃?xì)獍l(fā)生器測(cè)壓孔對(duì)稱位置開(kāi)有燃?xì)忉尫趴?，燃?xì)忉尫趴谶B接排氣孔轉(zhuǎn)接件，排氣孔轉(zhuǎn)接件連接燃?xì)獍l(fā)生器，通過(guò)更換不同的排氣孔轉(zhuǎn)接件，能夠轉(zhuǎn)接更換不同喉部直徑的燃?xì)獍l(fā)生器。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的試驗(yàn)用固液火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于，通過(guò)燃?xì)獍l(fā)生器排氣孔轉(zhuǎn)接件弓I出真藥柱的點(diǎn)火引線。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的試驗(yàn)用固液火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于，補(bǔ)燃室頭部中間段兩側(cè)對(duì)稱位置設(shè)有一對(duì)帶收斂段的空氣入口，用于連接進(jìn)氣道出口，補(bǔ)燃室頭部中間段設(shè)有兩對(duì)燃料噴注孔，連接安裝可拆卸的直流式燃料噴嘴。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的試驗(yàn)用固液火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于，一對(duì)噴注孔位于補(bǔ)燃室頭部中間上下完全相對(duì)的位置，另一對(duì)噴注孔位于空氣入口接近補(bǔ)燃室頭部圓柱段處。
8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的試驗(yàn)用固液火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于，補(bǔ)燃室身部?jī)蓚?cè)沿軸向等距位置設(shè)有兩排測(cè)壓孔，每?jī)蓚€(gè)測(cè)壓孔之間距離相等，測(cè)壓孔靠近補(bǔ)燃室身部外壁一端預(yù)留沉頭，補(bǔ)燃室身部外壁底部設(shè)有凹槽。
9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的試驗(yàn)用固液火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于，尾噴管擴(kuò)張段出口壁面預(yù)留一個(gè)測(cè)壓孔，用于測(cè)量尾噴管出口燃?xì)忪o壓，尾噴管法蘭盤(pán)上預(yù)留有安裝孔，用于在尾噴管出口安裝測(cè)量裝置測(cè)量噴管出口燃?xì)鉄崃W(xué)參數(shù)。
10.根據(jù)權(quán)利要求1所述的試驗(yàn)用固液火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于，燃?xì)獍l(fā)生器燃燒室、燃?xì)獍l(fā)生器噴管、補(bǔ)燃室頭部、補(bǔ)燃室身部、尾噴管之間的法蘭采用凹槽與凸臺(tái)配合，凹槽內(nèi)加紫銅墊圈，試驗(yàn)裝配時(shí)在配合處抹硅橡膠膩?zhàn)舆M(jìn)行密封。
全文摘要
本發(fā)明公開(kāi)了一種試驗(yàn)用固液火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，包括燃?xì)獍l(fā)生器燃燒室、燃?xì)獍l(fā)生器噴管、補(bǔ)燃室頭部、補(bǔ)燃室身部和尾噴管，燃?xì)獍l(fā)生器燃燒室、燃?xì)獍l(fā)生器噴管、補(bǔ)燃室頭部、補(bǔ)燃室身部、尾噴管之間依次通過(guò)法蘭串聯(lián)連接，燃?xì)獍l(fā)生器燃燒室頭部的法蘭固定連接推力架。該發(fā)動(dòng)機(jī)采用串聯(lián)可拆卸式布局，各組件和零部件都能夠方便的拆裝更換，能夠適應(yīng)試驗(yàn)時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)各種參數(shù)的調(diào)節(jié)需要，可以方便模擬固液火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的多種結(jié)構(gòu)參數(shù)組合和多種工況下的工作情況。該發(fā)動(dòng)機(jī)安排、預(yù)留有多組重要測(cè)點(diǎn)，試驗(yàn)中能夠直接或間接的獲得固液火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)測(cè)試所需的各主要參數(shù)。
文檔編號(hào)F02K9/72GK102400814SQ201110331538
公開(kāi)日2012年4月4日 申請(qǐng)日期2011年10月27日 優(yōu)先權(quán)日2011年10月27日
發(fā)明者林震, 梁樹(shù)強(qiáng), 覃粒子, 郭志海 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)