火星探测姿控发动机稀薄来流高空模拟试验系统技术方案

本发明专利技术的火星探测姿控发动机稀薄来流高空模拟试验系统，包括稀薄来流模拟装置及二氧化碳生产供应装置；二氧化碳生产供应装置是为模拟火星大气成份及压力，稀薄来流模拟装置是为发动机高模试验过程营造逆向稀薄来流环境，稀薄来流模拟装置包括来流喷气组件及来流回流腔；来流喷气组件包括喷气环、导流筒及第一固定组件，喷气环位于扩压器中，喷气环包括同轴嵌套设置的内环筒和外环筒，内环筒与外环筒的一端封闭，另一端为敞口，封闭的一端对称设置有多个进气口，敞口的一端为出气口；本发明专利技术解决了现有发动机高空模拟试验系统无法进行火星探测姿控发动机在稀薄来流条件下的高空模拟试验的问题。

【技术实现步骤摘要】
火星探测姿控发动机稀薄来流高空模拟试验系统
本专利技术涉及液体火箭发动机试验
，涉及一种姿控发动机高空模拟试验系统。
技术介绍
自1964年美国成功发射的飞行器Marine揭开了现代探索火星的序幕以来，美、俄、日、印、欧等国家积极进行火星探测方面的研究，美国作为先进航天强国已多次完成火星表面的探测任务，并取得了一定成就的研究成果。我国在向航天大国逐步发展的道路上，也已取得了“探月工程”及“载人航天工程”等多项研究成果。火星探测器进入火星大气环境着陆飞行过程中，由于火星表面存在一定高度的稀薄大气层，稀薄大气会对火星探测器产生一个逆向的阻力，可能对快速移动的姿控发动机点火存在一定的干扰风险，因此需要开展姿控发动机火星大气稀薄来流条件下的高空模拟试验，以验证姿控发动机的性能参数及工作可靠性，从而保证变推力发动机在火星大气环境中的工作适应性。现有的发动机高空模拟试验系统一般用于液体火箭姿控发动机高空模拟试验，包括依次连接的真空模拟装置、燃气升压降温装置、燃气引射排气装置、蒸汽生产供应装置及辅助设施。该高空模拟试验系统只能进行一定飞行高度环境的发动机点火、稳态及脉冲试验，试验系统不具备火星大气稀薄来流模拟环境，无法进行火星探测器姿控发动机在火星大气环境中的流场点火模拟试验。
技术实现思路
为了解决现有发动机高空模拟试验系统无法进行火星探测姿控发动机在稀薄来流条件下的高空模拟试验的问题，本专利技术提供一种火星探测姿控发动机稀薄来流高空模拟试验系统。本专利技术的技术解决方案如下：本专利技术的火星探测姿控发动机稀薄来流高空模拟试验系统，包括依次连接的真空模拟装置、燃气升压降温装置及燃气引射排气装置；所述真空模拟装置包括真空舱及设置于真空舱内的发动机安装架，所述发动机安装架用于安装发动机；所述燃气升压降温装置包括扩压器，所述扩压器的入口位于真空舱内，所述发动机的喷管出口朝向扩压器的入口，其特殊之处在于：还包括稀薄来流模拟装置及二氧化碳生产供应装置；所述稀薄来流模拟装置设置于真空舱内；所述稀薄来流模拟装置包括来流喷气组件及来流回流腔；所述来流喷气组件及来流回流腔均与扩压器同轴设置；所述来流喷气组件包括喷气环、导流筒及第一固定组件，所述喷气环位于扩压器中，所述喷气环包括同轴嵌套设置的内环筒和外环筒，所述内环筒和外环筒之间具有间距，所述内环筒与外环筒的一端封闭，另一端为敞口，封闭的一端对称设置有多个进气口，敞口的一端为出气口，所述出气口的出气方向与喷气环中心轴的夹角α的范围为30-60度；所述导流筒为锥形圆筒结构，导流筒的大径端与外环筒敞口的一端固定连接，小径端伸出扩压器与来流回流腔固定连接；所述第一固定组件包括至少一个固定支耳，所述来流喷气组件通过固定支耳与扩压器固定连接；所述来流回流腔包括回流环、延伸筒及第二固定组件；所述回流环沿径向分为中心区及回流区，所述中心区为圆形平板，所述圆形平板的中心设置有中心孔，所述中心孔用于与发动机喷管配合安装；所述回流区为圆环形，截面形状为圆弧状，回流区朝向发动机头部内凹；所述延伸筒的一端与回流环的外壁连接，所述延伸筒的另一端位于导流筒的外侧，所述延伸筒与导流筒之间设置有间隙，所述来流回流腔通过第二固定组件与扩压器固定连接；所述二氧化碳生产供应装置与来流喷气组件的多个进气口连接。进一步地，所述二氧化碳生产供应装置包括依次连接的二氧化碳气体生产组件、二氧化碳气体贮箱及二氧化碳气体供应管路；所述二氧化碳气体生产组件包括二氧化碳液瓶组、汇流排、液体减压阀、加热器、气体减压阀及第一管路；所述二氧化碳液瓶组包括多个二氧化碳液瓶，所述多个二氧化碳液瓶并联设置；所述汇流排包括多个入口和一个出口；所述多个二氧化碳液瓶的出口与汇流排的多个入口一一对应连通；所述汇流排的出口通过)液体减压阀与加热器的入口相连接；所述加热器的出口通过第一管路与二氧化碳气体贮箱的入口相连接；所述气体减压阀设置在第一管路中；所述二氧化碳气体供应管路包括供气主管路、调压阀组、气动截止阀、集气分配腔及多个供气支管路；所述供气主管路的入口与二氧化碳气体贮箱的出口连接，所述调压阀组及气动截止阀依次设置在供气主管路上；所述集气分配腔包括一个入口和与气体分支管路一一对应的多个出口；所述集气分配腔的入口与供气主管路的出口连接，所述集气分配腔的多个出口与多个供气支管路一一对应连接，所述供气支管路上还设置有节流元件。进一步地，所述喷气环的多个进气口沿外环筒的切向设置。本专利技术喷气环的进气口沿切向设置的目的是改变流体方向，使流体沿切向进入喷气环内减速后形成均匀稳压环境，通过改变供应方向减少进气口位置对喷气流场均匀性影响。通过设置切向的进气口，使气流在真空环境下在半封闭喷气环内减速稳压，并沿喷气环的敞口端以一定夹角向内喷气，形成撞击交汇均匀逆向喷气气流，气流沿导流筒向发动机喷管出口端移动，从而保证喷管前端来流速度场的均匀性。进一步地，所述多个出气口的出气方向与喷气环中心轴的夹角为45度。本专利技术的出气方向与喷气环中心轴夹角会影响交汇撞击流场的柱状直径包络范围，优选出气方向会利于形成合适的逆向喷管来流速度场包络，可根据发动机喷管出口直径及喷管出口位置设置出气口的夹角。进一步地，所述内环筒和外环筒封闭的一端采用截面为弧形的圆环板封闭，所述圆环板朝向扩压器外凸。进一步地，进一步地，为了便于单个液化二氧化碳瓶气化生产完成后的独立更换，同时不影响其余液化二氧化碳气瓶供的供液气化生产过程；所述多个二氧化碳液瓶均通过各自的输出管与汇流排连接，每个输出管上都设置有截止阀。进一步地，为了对气化过程中的压力及温度进行监测，以保证生产后的二氧化碳气体压力达到设计要求，同时保证生产过程中不结冰，确保二氧化碳生产过程的顺利进行。本专利技术的二氧化碳气体生产组件的第一管路上还设置有压力测量仪表及温度测量仪表。进一步地，为了从二氧化碳气体生产源头上防止多余物进入二氧化碳气体贮箱内，保护二氧化碳气体贮箱内的清洁，同时可防止在二氧化碳气体供应过程中的多余物引入稀薄流场环境中，造成发动机的损伤的风险，所述二氧化碳气体生产组件的第一管路上还设置气体过滤器。本专利技术的有益效果：1、本专利技术的火星探测姿控发动机稀薄来流高空模拟试验系统，通过在现有的发动机高空模拟试验系统的结构基础上增加了稀薄来流模拟装置及二氧化碳生产供应装置，其中的二氧化碳生产供应装置是为模拟火星大气成份及压力，稀薄来流模拟装置是为发动机高模试验过程营造逆向稀薄来流环境，使得火星探测姿控发动机在稀薄来流条件下的高空模拟试验能够顺利进行。2、本专利技术的火星探测姿控发动机稀薄来流高空模拟试验系统，为我国火星探测发动机研制进度提供了重要的技术保障，利用探月工程发动机高空模拟试验系统进行火星探测发动机试验研究，节约了研制成本与研制周期，拓展了探月工程高模台试验能力，提高了火星探测姿控发动机试验研制效率。3、本专利技术的火星探测姿控发动机稀薄来流高空模拟试验系统，结构简单，易于实现。附图说明图1是本专利技术高空模拟试验系统组成结构图；图2为本专利技术实施例稀薄来流模拟装置的结构图；图3为图2的右视图；图4为稀薄来流模拟装置的工作原理图；图5为二氧化碳物理性质转换原理图；图6为二氧化碳生产供应系统结构图。其中的附图标记为：1-真空模拟装置、2-燃气升压降温装置、3-本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.火星探测姿控发动机稀薄来流高空模拟试验系统，包括依次连接的真空模拟装置(1)、燃气升压降温装置(2)及燃气引射排气装置(3)；所述真空模拟装置(1)包括真空舱(15)及设置于真空舱(15)内的发动机安装架(13)，所述发动机安装架(13)用于安装发动机(14)；所述燃气升压降温装置(2)包括扩压器(21)，所述扩压器(21)的入口位于真空舱(15)内，所述发动机(14)的喷管出口朝向扩压器(21)的入口，其特征在于：还包括稀薄来流模拟装置(4)及二氧化碳生产供应装置(5)；所述稀薄来流模拟装置(4)设置于真空舱(15)内；所述稀薄来流模拟装置(4)包括来流喷气组件(41)及来流回流腔(42)；所述来流喷气组件(41)及来流回流腔(42)均与扩压器(21)同轴设置；所述来流喷气组件(41)包括喷气环(411)、导流筒(412)及第一固定组件(413)，所述喷气环(411)位于扩压器中，所述喷气环(411)包括同轴嵌套设置的内环筒和外环筒，所述内环筒和外环筒之间具有间距，所述内环筒与外环筒的一端封闭，另一端为敞口，封闭的一端对称设置有多个进气口(414)，敞口的一端为出气口(415)，所述出气口(415)的出气方向与喷气环(411)中心轴的夹角α的范围为30‑60度；所述导流筒(412)为锥形圆筒结构，导流筒(412)的大径端与外环筒敞口的一端固定连接，小径端伸出扩压器(21)与来流回流腔(42)固定连接；所述第一固定组件(413)包括至少一个固定支耳，所述来流喷气组件(41)通过固定支耳与扩压器(21)固定连接；所述来流回流腔(42)包括回流环(421)、延伸筒(422)及第二固定组件(423)；所述回流环(421)沿径向分为中心区(4211)及回流区(4212)，所述中心区(4211)为圆形平板，所述圆形平板的中心设置有中心孔，所述中心孔用于与发动机喷管配合安装；所述回流区(4212)为圆环形，截面形状为圆弧状，回流区朝向发动机头部内凹；所述延伸筒(422)的一端与回流环的外壁连接，所述延伸筒的另一端位于导流筒(412)的外侧，所述延伸筒与导流筒(412)之间设置有间隙，所述来流回流腔(42)通过第二固定组件与扩压器(21)固定连接；所述二氧化碳生产供应装置(5)与来流喷气组件(41)的多个进气口(414)连接。...

【技术特征摘要】
1.火星探测姿控发动机稀薄来流高空模拟试验系统，包括依次连接的真空模拟装置(1)、燃气升压降温装置(2)及燃气引射排气装置(3)；所述真空模拟装置(1)包括真空舱(15)及设置于真空舱(15)内的发动机安装架(13)，所述发动机安装架(13)用于安装发动机(14)；所述燃气升压降温装置(2)包括扩压器(21)，所述扩压器(21)的入口位于真空舱(15)内，所述发动机(14)的喷管出口朝向扩压器(21)的入口，其特征在于：还包括稀薄来流模拟装置(4)及二氧化碳生产供应装置(5)；所述稀薄来流模拟装置(4)设置于真空舱(15)内；所述稀薄来流模拟装置(4)包括来流喷气组件(41)及来流回流腔(42)；所述来流喷气组件(41)及来流回流腔(42)均与扩压器(21)同轴设置；所述来流喷气组件(41)包括喷气环(411)、导流筒(412)及第一固定组件(413)，所述喷气环(411)位于扩压器中，所述喷气环(411)包括同轴嵌套设置的内环筒和外环筒，所述内环筒和外环筒之间具有间距，所述内环筒与外环筒的一端封闭，另一端为敞口，封闭的一端对称设置有多个进气口(414)，敞口的一端为出气口(415)，所述出气口(415)的出气方向与喷气环(411)中心轴的夹角α的范围为30-60度；所述导流筒(412)为锥形圆筒结构，导流筒(412)的大径端与外环筒敞口的一端固定连接，小径端伸出扩压器(21)与来流回流腔(42)固定连接；所述第一固定组件(413)包括至少一个固定支耳，所述来流喷气组件(41)通过固定支耳与扩压器(21)固定连接；所述来流回流腔(42)包括回流环(421)、延伸筒(422)及第二固定组件(423)；所述回流环(421)沿径向分为中心区(4211)及回流区(4212)，所述中心区(4211)为圆形平板，所述圆形平板的中心设置有中心孔，所述中心孔用于与发动机喷管配合安装；所述回流区(4212)为圆环形，截面形状为圆弧状，回流区朝向发动机头部内凹；所述延伸筒(422)的一端与回流环的外壁连接，所述延伸筒的另一端位于导流筒(412)的外侧，所述延伸筒与导流筒(412)之间设置有间隙，所述来流回流腔(42)通过第二固定组件与扩压器(21)固定连接；所述二氧化碳生产供应装置(5)与来流喷气组件(41)的多个进气口(414)连接。2.根据权利要求1所述的火星探测姿控发动机稀薄来流高空模拟试验系统，其特征在于：所述二氧化碳生产供应装置(5)包括依次连接的二氧化碳气体生产组件(...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵曙，王朋军，靳远宠，李广会，王宏亮，何小军，黄鹏辉，李红林，吕欣，严岚，张鹏，
申请(专利权)人：西安航天动力试验技术研究所，
类型：发明
国别省市：陕西,61