一种亚燃冲压发动机吞水试验喷水装置及系统制造方法及图纸

本发明专利技术提供一种亚燃冲压发动机吞水试验喷水装置及系统，以解决亚燃冲压发动机飞行过程因吞入液态水导致燃烧室熄火或无法点燃燃油气混合物的问题。包括进水管及集液环，集液环包括N个同心设置的环状管段，进水管沿环状管段的径向布设，且与各环状管段连通；集液环上设有M个喷嘴，环状管段的管壁上开有与喷嘴相通的开孔，其中M，N为正整数。本发明专利技术喷水装置已成功应用于某型亚燃冲压发动机吞水随试验中，模拟真实工况试车试验，验证了其工作的可行性和可靠性，保证了型号研制的进度。

【技术实现步骤摘要】
一种亚燃冲压发动机吞水试验喷水装置及系统
本专利技术涉及一种亚燃冲压发动机吞水试验喷水装置及试验系统。
技术介绍
导弹在低空飞行时可能会碰到下雨天气，亚燃冲压发动机飞行过程中吞入液态水后，会降低其进气道出口气流温度，使燃油气化困难，因此会导致燃烧室熄火或无法点燃燃油气混合物。吞水试验在航空发动机研制过程中是很重要的例行试验，新机设计定型之前都必须做吞水试验。吞水试验一般在发动机整机上进行，试验设备由布置在发动机正前方的多个喷嘴、导管、电动阀门、流量计、水泵及水箱组成。国内外航空发动机均对吞水试验进行过研究和详细分析。吞水设备要模拟喷出的雨滴尺寸和水量等，《英国民航适航行要求(BCAR)》和《苏联民航适航性标准》都对吞水试验时雨滴直径做过规定。冲压发动机布置在导弹后段，在吞水条件下工作与航空发动机有很大差别，含雨水的空气要经过很长的进气道后才进入发动机燃烧室内部，再进行点火和燃烧，因此针对航空发动机的吞水设备无法应用在冲压发动机的吞水实验过程中，冲压发动机进行地面吐水试验时，需要设计喷水装置，模拟发动机入口进入雨水的情况，现有技术中也还没有报道专门针对冲压发动机进行吞水试验的喷水装置。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是提供一种亚燃冲压发动机吞水试验喷水装置及试验系统，以解决亚燃冲压发动机飞行过程因吞入液态水导致燃烧室熄火或无法点燃燃油气混合物的问题。本专利技术的技术解决方案是提供一种亚燃冲压发动机吞水试验喷水装置，其特殊之处在于：包括进水管42及集液环41，上述集液环41包括N个同心设置的环状管段48，上述进水管42沿环状管段48的径向布设，且与各环状管段48连通；上述集液环41上设有M个喷嘴45，环状管段48的管壁上开有与喷嘴45相通的开孔46，其中M，N为正整数。进一步地，为了使得从集液环41喷出的高速水在喷嘴45腔体内进行降速，收集后再通过喷嘴45上的喷孔缓慢流出，以模拟雨水的喷出情况，上述开孔46的中心线与环状管段48的中轴线之间具有夹角。进一步地，为了固定该装置，喷水装置4还包括法兰8，沿法兰8径向开有使进水管42穿过的通孔，进水管42穿过所述通孔，进水管42的进水口伸出法兰8。进一步地，上述喷嘴45为具有开口的中空腔体，开口端扣设在环状管段48的管壁上，与开口端相对的壁上开有小孔47。进一步地，为了与实际雨水喷出情况近似，M个喷嘴45均布在集液环41上。进一步地，为了模拟不同雨滴的大小，上述小孔47孔径大小不一。进一步地，小孔47孔径为0.5mm～4mm。进一步地，该喷水装置4还包括设置在法兰8外周面的供水接嘴43，所述供水接嘴43与进水管42的进水口连接。本专利技术还提供一种亚燃冲压发动机吞水试验系统，包括依次设置的加热器1，混合器2，整流器3，喷水装置4，模拟进气道5及燃烧室6，上述喷水装置4为上述的喷水装置4。进一步地，喷水装置4通过法兰8固定在整流器3及模拟进气道5上。本专利技术的有益效果是：1、本专利技术喷水装置能够真实模拟雨水喷出情况；喷水装置的设计要能够模拟飞行弹道工况下发动机的吞水量，不同工况下雨水的量、雨滴尺寸等对吞水量的影响均有较大差别，本专利技术喷水装置能够真实模拟雨水中不同雨滴尺寸的大小及分布，还原雨水进入发动机的真实过程，为亚燃冲压发动机吞水量研究提供精确的数据支持；2、本专利技术喷水装置结构简单，巧妙，制造成本低；本专利技术使得进入喷嘴腔体的水以倾斜的方式喷入喷嘴内壁，从集液环喷出的高速水在喷嘴腔体内进行降速，收集后再通过喷嘴上的喷孔缓慢流出，真实模拟飞行高度下的当地雨滴含量。3、本专利技术喷水装置已成功应用于某型亚燃冲压发动机吞水随试验中，模拟真实工况试车试验，验证了其工作的可行性和可靠性，保证了型号研制的进度。其设计思想可为其他型号提供借鉴和参考；4、本专利技术喷水装置在试验系统中的位置合理，能够真实模拟飞行高度下弹上的雨水吞入方式，具有较高的可靠性。导弹在空中飞行时遇到下雨，雨水会进入冲压发动机中并参与燃烧，地面试验时，喷水装置布置的位置需要认真讨论，放在发动机入口还是进气道入口对发动机影响不同，本专利技术将喷水装置布设在整流器与模拟进气道之间，能够真实模拟飞行高度下弹上的雨水吞入方式，具有较高的可靠性。如果喷水装置放置在冲压发动机入口，则喷水后的空气混合物无法做到非常均匀，同时雨水进入到发动机时，无法完全气化，与真实工作差别较大。由于冲压发动机处于巡航导弹末端，飞行时，当含有雨水的空气进入导弹后，经经过很长的进气道然后到达冲压发动机，此时雨水已经完全气化，因此，地面试验时，将喷水装置放置在模拟进气道入口，能够更加真实的模拟导弹飞行时的工作状态，真实模拟飞行高度下导弹的雨水吞入方式。附图说明图1为吞水试验系统示意图；图2为喷水装置示意图；图3为集液环示意图；图4为供水入口局部示意图；图5为集液环径向截面及其上喷嘴局部示意图；图中附图标记为：1-加热器，2-混合器，3-整流器，4-喷水装置，5-模拟进气道，6-燃烧室，7-尾喷管，8-法兰；41-集液环，42-进水管，43-供水接嘴，44-进水管嘴，45-喷嘴，46-开孔，47-小孔，48-环状管段。具体实施方式以下结合附图及具体实施例对本专利技术做进一步地描述。从图2可以看出，本实施例喷水装置4主要包括进水管42、集液环41及法兰8，集液环41包括多个同心设置的环状管段48，进水管42沿环状管段48的径向布设，且与各环状管段48连通；集液环41上设有多个喷嘴45，具体个数根据喷水量多少计算获得，环状管段48的管壁上开有与喷嘴45相通的开孔46。从图4可以看出，沿法兰8径向开有使进水管42穿过的通孔，进水管42穿过通孔，与焊接在法兰8外周面的供水接嘴43连接，供水接嘴43的另一端设置进水管嘴44。本实施例中包括四根进水管42，分别沿法兰8径向均布，其他实施例中可以根据具体情况设置。从图3可以看出，本实施例中集液环41由两组同心圆环管段组成，其他实施例中，具体环数可根据实际需要而定。从图5可以看出，喷嘴45为具有开口的中空腔体，开口端扣设在环状管段48的管壁上，与开口端相对的壁上开有小孔47，且集液环41上开孔46的中心线与环状管段48的中轴线之间具有夹角。其中喷嘴45小孔47的大小不同可从0.5mm～4mm之间变化，以模拟不同雨滴的大小，同时喷嘴45在集液环41上的布置要均匀。供水管的水进入集液环41后，通过集液环41上的小孔47进入喷嘴45内，再通过喷嘴45上设置的大小不一的孔喷出，此种做法的目的是使得从集液环41喷出的高速水在喷嘴45腔体内进行降速，收集后再通过喷嘴45上的喷孔缓慢流出，以模拟雨水的喷出情况。从图1可以看出，吞水试验系统中，吞水试验系统包括依次设置的加热器1，混合器2，整流器3，喷水装置4，模拟进气道5及燃烧室6，喷水装置4布置在试验台上的模拟进气道5和整流器3之间，具体通过法兰8与整流器3的出口端及模拟进气道5的入口端连接，用以模拟飞行时雨水进入的位置。模拟进气道5用于模拟导弹飞行时的真实进气道，飞行时含雨水的空气从气道入口进入，喷水装置4布置在试验台上的模拟进气道5和整流器3之间，恰能模拟真实的雨水吸入位置，同时喷水装置喷水均匀，反映雨水的大小和含量，达到地面吞水试验模拟飞行条件的目的。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种亚燃冲压发动机吞水试验喷水装置，其特征在于：包括进水管(42)及集液环(41)，所述集液环(41)包括N个同心设置的环状管段(48)，所述进水管(42)沿环状管段(48)的径向布设，且与各环状管段(48)连通；所述集液环(41)上设有M个喷嘴(45)，环状管段(48)的管壁上开有与喷嘴(45)相通的开孔(46)，其中M，N为正整数。

【技术特征摘要】
1.一种亚燃冲压发动机吞水试验喷水装置，其特征在于：包括进水管(42)及集液环(41)，所述集液环(41)包括N个同心设置的环状管段(48)，所述进水管(42)沿环状管段(48)的径向布设，且与各环状管段(48)连通；所述集液环(41)上设有M个喷嘴(45)，环状管段(48)的管壁上开有与喷嘴(45)相通的开孔(46)，其中M，N为正整数。2.根据权利要求1所述的亚燃冲压发动机吞水试验喷水装置，其特征在于：所述开孔(46)的中心线与环状管段(48)的中轴线之间具有夹角。3.根据权利要求2所述的亚燃冲压发动机吞水试验喷水装置，其特征在于：还包括法兰(8)，沿法兰(8)径向开有使进水管(42)穿过的通孔，进水管(42)穿过所述通孔，进水管(42)的进水口伸出法兰(8)。4.根据权利要求2所述的亚燃冲压发动机吞水试验喷水装置，其特征在于：所述喷嘴(45)为具有开口的中空腔体，开口端扣设在环状管段(48)的管壁上，与开口端相对的壁上开...

【专利技术属性】
技术研发人员：周杰，穆杨，吴宝元，梁俊龙，陈开拓，许军民，杨磊，任加万，杨振鹏，
申请(专利权)人：西安航天动力研究所，
类型：发明
国别省市：陕西,61