液体姿控发动机高模试验逆向稀薄来流模拟装置制造方法及图纸

本发明专利技术涉及液体姿控发动机高模试验逆向稀薄来流模拟装置，该装置包括同轴设置的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；喷气环包括同轴嵌套设置的内环筒和外环筒，内环筒和外环筒之间具有间距，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，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；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，小径端与来流回流腔固定连接；本发明专利技术解决了现有液体姿控发动机高空模拟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的问题。

Reverse rarefied inflow simulator for High-Model test of liquid attitude control engine

The invention relates to a reverse rarefied inflow simulation device for High-Model test of a liquid attitude control engine, which comprises an inflow jet assembly and an inflow and return chamber arranged coaxially; an inflow jet assembly includes a jet ring, a draft tube and a first fixed assembly; and a jet ring comprises an inner and an outer ring barrel nested coaxially, with a distance between the inner ring barrel and the outer ring barrel, and one between the inner ring barrel and the outer ring barrel. The end is closed, the other end is open, and one end of the closed end is symmetrically arranged with multiple intake ports, the one end of the open end is an outlet, the range of angle a between the direction of the outlet and the central axis of the jet ring is 30 to 60 degrees; the draft tube is a conical cylinder structure, the large diameter end of the draft tube is fixed with one end of the open end of the outer ring tube, and the small diameter end is fixed with the inflow and return chamber. The existing liquid attitude control engine altitude simulation test system does not have the Mars atmospheric rarefied inflow simulation environment, and can not carry out the Mars probe attitude control engine flow field ignition simulation test in the Mars atmospheric environment.

【技术实现步骤摘要】
液体姿控发动机高模试验逆向稀薄来流模拟装置
本专利技术涉及航天液体发动机试验
，具体涉及一种流体模拟装置。
技术介绍
在探测空间星球的过程中，当航天飞行器在接近目标星球时，是以一定的速度进入目标星球的大气层内的，以探测火星为例，火星表面的大气层较为稀薄，此时航天飞行器的液体姿控发动机处于一个较低的真空环境，且迎着稀薄的大气层运动以着陆火星表面。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在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，从而保证姿控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，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
为了解决现有液体姿控发动机高空模拟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的技术问题，本专利技术提供一种液体姿控发动机高模试验逆向稀薄来流模拟装置。本专利技术的技术解决方案如下：液体姿控发动机高模试验逆向稀薄来流模拟装置，其特殊之处在于：包括同轴设置的来流喷气组件41及来流回流腔42；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，所述固定支耳用于固定来流喷气组件41；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包括中心区4211及回流区4212，回流区4212位于中心区4211的外侧，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，回流区朝向出气口415的出气方向内凹；所述延伸筒422的一端与回流环421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；所述第二固定组件423用于固定来流回流腔42。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。本专利技术与现有技术相比，有益效果是：1、本专利技术液体姿控发动机高模试验逆向稀薄来流模拟装置，可为液体姿控发动机进行逆向稀薄来流高模试验创造试验所需的来流环境。2、本专利技术液体姿控发动机高模试验逆向稀薄来流模拟装置，结构尺寸紧凑，易加工，成本低，安装方便，操作简单。3、本专利技术通过更换不同的来流回流腔的中心区，以适应不同推力的液体姿控发动机进行逆向稀薄来流高模试验，通用性强。附图说明图1为本专利技术实施例逆向稀薄来流模拟装置与发动机配合的结构图；图2为图1的右视图；图3为本专利技术逆向稀薄来流模拟装置的工作原理图；图4是本专利技术逆向稀薄来流模拟装置的高空模拟试验系统组成结构图；其中附图标记为：1-真空模拟装置、2-燃气升压降温装置、3-燃气引射排气装置、5-二氧化碳生产供应装置、13-发动机安装架、14-发动机、15-真空舱、21-扩压器、41-来流喷气组件、411-喷气环、412-导流筒、413-第一固定组件、414-进气口、415-出气口、42-来流回流腔、421-回流环、4211-中心区、4212-回流区、422-延伸筒、423-第二固定组件。具体实施方式液体姿控发动机逆向稀薄来流高模试验相对于传统的液体姿控发动机高模试验和单纯的来流吹风试验，试验环境的要求苛刻很多。要营造逆向稀薄来流环境，须解决如下难题：(1)制造均匀的逆向来流；(2)在逆向来流存在的情况下，需保证试验系统的真空舱内的真空度维持在一定的水平，故发动机的燃气和喷入真空舱内的来流气体不可在真空舱内堆积，需及时被真空抽吸系统抽走；(3)来流模拟装置不能影响发动机的正常工作，不可阻挡发动机羽流，需确保发动机燃气可被真空抽吸系统正常抽走。为实现液体姿控发动机进行逆向来流高模试验，解决试验中来流条件创造及真空环境维持等难题，本专利技术提出了一种液体姿控发动机高模试验的逆向稀薄来流模拟装置，以下结合附图对本专利技术进行详细说明。如图1-2所示，本专利技术的液体姿控发动机高模试验逆向稀薄来流模拟装置，包括同轴设置的来流喷气组件及来流回流腔；来流喷气组件包括喷气环411、导流筒412及第一固定组件413；喷气环411包括同轴嵌套设置的内环筒和外环筒，内环筒和外环筒之间具有间距，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，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；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，小径端与来流回流腔42固定连接；第一固定组件413包括至少一个固定支耳，固定支耳用于固定来流喷气组件41；来流回流腔42包括回流环421、延伸筒422及第二固定组件423；回流环421包括中心区4211及回流区4212，回流区4212位于中心区4211的外侧，中心区4211为圆形平板，圆形平板的中心设置有中心孔，中心孔用于与发动机喷管配合安装；回流区4212为圆环形，截面形状为圆弧状，回流区朝向出气口415的出气方向内凹；延伸筒422的一端与回流环421的外壁连接，延伸筒的另一端位于导流筒412的外侧，延伸筒与导流筒412之间设置有间隙；第二固定组件423用于固定来流回流腔42。喷气环411的多个进气口414沿外环筒的切向设置。多个出气口415的出气方向与喷气环411中心轴的夹角为45度。本专利技术中来流喷气组件41其作用是将成分气体通过扩散，掺混，使气流从来流喷气组件41出气口415均匀地流出，使得在发动机喷管区域形成交汇的逆向来流覆盖区域。来流回流腔42的作用是将从来流喷气组件41喷出的气体进行收集和导流，使气流流动方向与试验系统抽吸方向一致，方便气流顺利进入扩压器21后被抽吸系统顺利抽出，从而确保真空舱15内的压力维持在一定的范围内。以下对本专利技术来流喷气组件及来流回流腔的部件功能进行本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.液体姿控发动机高模试验逆向稀薄来流模拟装置，其特征在于：包括同轴设置的来流喷气组件(41)及来流回流腔(42)；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)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，所述固定支耳用于固定来流喷气组件(41)；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)包括中心区(4211)及回流区(4212)，回流区(4212)位于中心区(4211)的外侧，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，回流区朝向出气口(415)的出气方向内凹；所述延伸筒(422)的一端与回流环(421)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；所述第二固定组件(423)用于固定来流回流腔(42)。...

【技术特征摘要】
1.液体姿控发动机高模试验逆向稀薄来流模拟装置，其特征在于：包括同轴设置的来流喷气组件(41)及来流回流腔(42)；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)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，所述固定支耳用于固定来流喷气组件(41)；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)包括中心区(4211)及回流区(4212)，回流区(4212)位于中心区(4211)的外侧，所述中心区(4211)为圆形平板，所述圆...

【专利技术属性】
技术研发人员：王宏亮，周献齐，于军，张建明，赵曙，黄鹏辉，李林永，寇鑫，衡小康，卜学星，王伟，
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