一种可渗透喷管冷流试车台及压力测量方法技术

本发明专利技术公开了一种可渗透喷管冷流试车台及压力测量方法，包括支撑结构和测试结构，支撑结构承托发动机主体，配套测试设备获取实验数据。本发明专利技术首先安装实验设备，连接前端供气管道和测试设备；开启压力传感器和推力传感器，记录未通气体的发动机内流场，之后开启供气系统阀门，向发动机内部供应高压氮气，等待发动机内部压力稳定，等待发动机内压力稳定后，关闭供气系统阀门，保存传感器采集的推力及压力数据。最后更换其他类型的喷管，重复上述步骤，记录各组传感器采集的推力及压力数据，分析结果。本发明专利技术能够很好的测量可渗透喷管推力及扩张段压力分布，通过控制变量法对各种影响因素进行单独研究，对可渗透喷管的研究有较好的应用前景，进而对提高大型火箭和导弹系统运载能力和动力系统全过程工作效能提供参考价值。参考价值。参考价值。

【技术实现步骤摘要】
一种可渗透喷管冷流试车台及压力测量方法


[0001]本专利技术属于火箭发动机测试
，具体涉及一种可渗透喷管冷流试车台及压力测量方法。

技术介绍

[0002]固体火箭发动机由于推力大、结构简单、可靠性高等优势被广泛应用于火箭及导弹等研究领域。它的发展可以实现快速布置卫星或攻击性航天器、提高固体推进系统的可靠性。但由于推进剂混合不均匀、燃烧不充分以及燃气在喷管中膨胀不理想等因素的影响，发动机的实际推进性能远低于理论设计值。其中，由于喷管设计出口压强和环境压强不匹配而产生的非适定性损失是发动机性能损失的重要部分。
[0003]由于固体推进剂能量水平已接近极限，当前多采用高度补偿技术以提高发动机效能。但目前高度补偿技术大多有结构复杂、可靠性低、重量大、高度随变适应性差等固有缺陷，且大部分高度补偿喷管仍处于理论研究阶段，离实际工程应用还有一定距离，因此发展新型高度补偿技术具有重要战略意义。
[0004]与传统高度补偿喷管相比，可渗透壁自适应高度补偿喷管在低空飞行情况下，空气通过可渗透段流入喷管，自动平衡内外压力，改变喷管内的流动结构，提高推力系数和比冲；高空情况下，喷管极少量燃气通过可渗透段渗出、或通过密封结构阻止燃气渗出，进而保证大扩张比喷管高空性能，同时，可渗透壁面结构的浸润和发汗效果，一定程度可以实现喷管扩张段的热防护。
[0005]在数值仿真方面，可渗透喷管的补偿性能已得到证明，但可渗透喷管的实际使用效果还未得到验证，因此需要建立相关试验台用于验证可渗透喷管的实际推力补偿效果。可渗透喷管最大的特点在于改善了大扩张比喷管的过膨胀状态甚至流动分离状态、从而拥有较好的低空性能，因此可渗透喷管冷流实验台需要能够对喷管壁面的压力分布进行测量从而研究喷管的工作状态。

技术实现思路

[0006]本专利技术的目的在于提供一种可渗透喷管冷流试车台及压力测量方法。
[0007]本专利技术的目的通过如下技术方案来实现：
[0008]一种可渗透喷管冷流试车台，包括支撑结构和测试结构，所述测试结构安装在所述支撑结构上，支撑结构承托发动机主体，配套的测试设备获取实验数据；所述支撑结构包括基座、滑轨、滑块、推力支撑、支架、安全限位器；所述基座的一侧安装有推力支撑，推力支撑与滑轨连接，滑轨固定在基座上，滑轨一共有两个，分别在基座的两侧，两个滑轨各设置有两个滑块，两个滑轨的滑块共同支撑着支架，一个支架上安装有安全限位器，一个支架用于支撑稳流段；所述测试结构包括推力传感器、推力架、稳流段、发动机、喷管；所述推力传感器一端固定在推力支撑上，另一端与推力架连接，推力架通过法兰与稳流段连接，稳流段通过法兰与发动机连接、发动机通过法兰与喷管连接。
[0009]进一步地，所述稳流段一端安装有进气管。
[0010]进一步地，所述发动机安装有压力传感器孔以及皮托管，分别测试静压和总压，获得发动机内弹道压力数据。
[0011]进一步地，所述喷管有三种不同类型进行替换，分别为传统喷管、第一可渗透喷管、第二可渗透喷管；可渗透喷管的可渗透段孔隙率均为0.1，可渗透段的小孔直径均为1mm；传统喷管扩张段打有10个直径为1mm的测压孔，四排排列，每排个数分别为3、2、3、2；第一可渗透喷管整体尺寸与传统喷管一致，第一可渗透喷管的可渗透段长45mm，基础段有7个测压孔，四排排列，每排个数分别为2、2、2、1，第一可渗透喷管的可渗透段与传统喷管的测压孔对应位置一致的小孔也作为测压孔；第二可渗透喷管整体尺寸与传统喷管一致，第二可渗透喷管的可渗透段长90mm，基础段有3个测压孔，三排排列，每排1个，第二可渗透喷管的可渗透段与传统喷管的测压孔对应位置一致的小孔也作为测压孔；各喷管的测压孔均为10个。
[0012]一种可渗透喷管冷流试车台的压力测量方法，具体步骤为：
[0013]步骤1：将试车台设备安装完整，连接供气管道，连接测控设备；
[0014]步骤2：开始试验，开启压力传感器和推力传感器，记录未通气体的发动机内流场静压、总压，记录未通气体的喷管推力、喷管扩张段各测压点压力；
[0015]步骤3：开启供气系统阀门，向发动机内部供应高压氮气，等待发动机内部压力稳定；
[0016]步骤4：等待发动机内压力稳定后，关闭供气系统阀门，保存传感器采集的推力及压力数据；
[0017]步骤5：重复上述步骤，进行重复性试验；
[0018]步骤6：更换喷管，重复步骤1
‑
5，记录不同喷管的各组传感器采集的推力及压力数据，分析结果。
[0019]本专利技术的有益效果在于：
[0020]1.本专利技术设计有安全限位器，防止试车过程中发动机出现位移的危险情况；
[0021]2.本专利技术提出的可渗透喷管冷流试车台可以通过法兰更换不同喷管，能够很好的测量可渗透喷管推力及扩张段压力分布，可通过控制变量法对各种影响因素进行单独研究，更好的适应不同工况的需要，对可渗透喷管的优化提供良好的前景，进而对提高大型火箭和导弹系统运载能力和动力系统全过程工作效能提供参考价值；
[0022]3.本专利技术提出的可渗透喷管冷流试车台发动机安装有压力传感器以及皮托管，能够分别测试静压和总压，从而更准确地获得发动机内弹道压力数据。
[0023]4.本专利技术提出的可渗透喷管冷流试车台所使用的传统喷管壁面开有测压孔，可渗透喷管的可渗透段个别小孔也作为测压孔，可以很好的测量不同喷管壁面压力分布。
[0024]5.本专利技术提出的可渗透喷管冷流试车台可以进行推力及扩张段压力分布的测量分析，通过推力数据可以研究喷管的性能，通过压力分布可以探究可渗透喷管推力补偿的内在机理。
附图说明
[0025]图1是本专利技术的总体装配图；
[0026]图2是本专利技术的发动机的剖切结构图；
[0027]图3是本专利技术的三种不同可替换喷管。
具体实施方式
[0028]下面结合附图对本专利技术做进一步描述。
[0029]本专利技术中的测试喷管采用扩张比为30的锥形喷管，选用航空铝材料，可以实现本试验中需要对可渗透喷管进行加工大量小孔的目的。实际测试中使用不同可渗透段长度的喷管。
[0030]根据图1，一种可渗透喷管冷流试车台，包括支撑结构和测试结构，支撑结构承托发动机主体，配套测试设备获取实验数据；所述支撑结构包括基座1、滑轨2、滑块3、推力支撑4、支架9、安全限位器13；所述基座1的一侧安装有推力支撑4，推力支撑4与滑轨2连接，滑轨2固定在基座1上，滑轨2一共有两个，分别在基座1的两侧，两个滑轨2各设置有两个滑块3，两个滑轨2的滑块3共同支撑着支架9，一个支架9上安装有安全限位器13，一个支架9用于支撑稳流段7；所述测试结构包括推力传感器5、推力架6、稳流段7、发动机10、喷管14；所述推力传感器5一端固定在推力支撑4上，另一端与推力架6连接，推力架6通过法兰与稳流段7连接，稳流段7通过法兰与发动机10连接、发动机10通过法兰与喷管14连接。稳流段7一端安装有进气管8。
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种可渗透喷管冷流试车台，其特征在于：包括支撑结构和测试结构，所述测试结构安装在所述支撑结构上，支撑结构承托发动机主体，配套的测试设备获取实验数据；所述支撑结构包括基座(1)、滑轨(2)、滑块(3)、推力支撑(4)、支架(9)、安全限位器(13)；所述基座(1)的一侧安装有推力支撑(4)，推力支撑(4)与滑轨(2)连接，滑轨(2)固定在基座(1)上，滑轨(2)一共有两个，分别在基座(1)的两侧，两个滑轨(2)各设置有两个滑块(3)，两个滑轨(2)的滑块(3)共同支撑着支架(9)，一个支架(9)上安装有安全限位器(13)，一个支架(9)用于支撑稳流段(7)；所述测试结构包括推力传感器(5)、推力架(6)、稳流段(7)、发动机(10)、喷管(14)；所述推力传感器(5)一端固定在推力支撑(4)上，另一端与推力架(6)连接，推力架(6)通过法兰与稳流段(7)连接，稳流段(7)通过法兰与发动机(10)连接、发动机(10)通过法兰与喷管(14)连接。2.根据权利要求1所述的一种可渗透喷管冷流试车台，其特征在于：所述稳流段(7)一端安装有进气管(8)。3.根据权利要求1所述的一种可渗透喷管冷流试车台，其特征在于：所述发动机(10)安装有压力传感器孔(11)以及皮托管(12)，分别测试静压和总压，得到发动机(10)内弹道压力数据。4.根据权利要求1所述的一种可渗透喷管冷流试车台，其特征在于：所述喷管(14)有三种不同类型进行替换，分别为传统喷管(14)、第一可渗透喷管(15)、第二可渗透喷管(16)，两个可渗透喷管均由基础段(18)和可渗透段(1...

【专利技术属性】
技术研发人员：王革，薛玉琴，靳雨祺，张益宁，周博成，宋宏鹏，杨海威，关奔，
申请(专利权)人：哈尔滨工程大学，
类型：发明
国别省市：