【技术实现步骤摘要】
【】本专利技术属于航天器推进，具体涉及一种火箭冲压组合发动机主动冷却试验装置及试验方法。
技术介绍
0、
技术介绍
1、火箭冲压组合发动机(rbcc发动机)，结合了火箭发动机和双模态冲压发动机，同时具备了火箭发动机高推重比和冲压发动机高比冲的优势，大范围拓宽飞行器的飞行包线，是临近空间机动飞行器和快速反应入轨飞行器的理想动力形式。
2、随着飞行速度的提升以及巡航时间的增长，飞行器所面临的来流总温也随之增加，当飞行马赫数达到6以上时，空气的来流总温超过1600k，与此同时，燃料喷注进入燃烧室之后经过燃烧反应的释热以及气动加热的双重作用，使得发动机的热载荷急剧增大，而目前的研究表明，使用飞行器自身携带的燃料作为冷却剂的再生冷却被普遍认为是目前主动热防护最佳的方案之一。
3、但是rbcc发动机再生冷却目前仍有许多关键问题需要研究，如不同煤油喷注位置、不同冷却当量比、不同煤油种类对冷却效率的影响，以及rbcc再生冷却发动机使用寿命等问题。而目前对于上述问题的研究主要集中在数值模拟上，缺少相关试验装置进行试验探究。
技术实现思路
0、
技术实现思路
1、本专利技术的目的是提供一种火箭冲压组合发动机主动冷却试验装置及试验方法，以解决现有缺少用于研究rbcc发动机再生冷却试验装置的问题。
2、本专利技术采用以下技术方案：一种火箭冲压组合发动机主动冷却试验装置，包括：
3、一模拟火箭冲压组合发动机，包括依次串联且可拆卸连接
4、一酒精输送管路、一氧气输送管路和一空气输送管路，并列设置、且分别连通至加热器；酒精输送管路上设置有气动开关阀；
5、氮气输送管路，包括并列设置的氮气吹除管路和氮气启动管路，氮气吹除管路连通至加热器，氮气启动管路经气动开关阀连通至加热器；
6、煤油输送管路，为并列设置的两个煤油支路，一路为与燃烧室连通的液态煤油喷注管路，另一路为与凹腔段连通的超临界冷却煤油管路；两个煤油支路上均设置有用于调节煤油的喷注流量的流量泵；
7、一测量系统，包括多个温度传感器和多个压力传感器，温度传感器和压力传感器分布于燃烧室、等直段和凹腔段的外壁；压力传感器还位于空气输送管路和氧气输送管路上；
8、一控制系统，用于接收燃烧室、等直段和凹腔段外壁的温度数据和压力数据，以分析模拟火箭冲压组合发动机的冷却效果。
9、进一步的，燃烧室顶部设有上壁喷口，底部设置有下壁喷口，下壁喷口相较于上壁喷口更靠近几何喉道；液态煤油喷注管路的出口分别连通至上壁喷口和下壁喷口。
10、进一步的，氧气输送管路和空气输送管路上、沿向加热器输送方向上依次连通设置有减压阀、开关阀和可拆卸的孔板；酒精输送管路上、位于气动开关阀和加热器之间连通设置有可拆卸的孔板；其中，孔板为一具有圆柱通道的中空结构。
11、进一步的，燃烧室内设置有凹腔。
12、进一步的，还包括一冷却水输出管路，其一端连通至等直段，另一端通过冷凝器连通至废水箱。
13、进一步的，氮气输送管路、酒精输送管路、煤油输送管路、氧气输送管路和空气输送管路五条管路各自的输入端分别对应连通至氮气瓶、酒精瓶、煤油瓶、氧气瓶和空气瓶。
14、本专利技术的第二种技术方案是，一种火箭冲压组合发动机主动冷却试验方法，基于一种火箭冲压组合发动机主动冷却试验装置，包括以下内容：
15、s1、开启氮气吹除管路，吹除模拟火箭冲压组合发动机内的杂质；
16、s2、开启超临界冷却煤油管路对模拟火箭冲压组合发动机的等直段与凹腔段进行预冷；
17、s3、开启空气输送管路、氧气输送管路以及酒精输送管路向加热器内通入空气、氧气和酒精，开启液态煤油喷注管路向燃烧室内喷注煤油，再通过加热器点火使煤油在燃烧室中燃烧。；
18、s4、通过各个温度传感器和各个压力传感器收集模拟火箭冲压组合发动机壁面温度和压力数据，并发送至控制系统进行冷却效果分析。
19、进一步的，s3中，液态煤油喷注管路具有三种壁喷形式：
20、单独向上壁喷口进行壁喷、单独向下壁喷口进行壁喷、或同时向上壁喷口和下壁喷口进行壁喷。
21、进一步的，控制氮气启动管路的开断，从而通过气动开关阀来控制酒精输送管路的开断。
22、进一步的，通过调节流量泵来调控煤油输送管路中的煤油流量。
23、本专利技术的有益效果是：本专利技术提供了一种用于研究rbcc发动机再生冷却试验装置，其能够模拟各种来流工况，并考核热环境条件下的发动机主被动热防护系统性能：其中，模拟火箭冲压组合发动机为分段设计，具备拆卸功能，通过更换油冷段材料，可对不同试验件进行热考核试验以探究不同材料的防热能力；通过更改燃烧室处的壁面喷注流量，可实现某种工况下不同当量比、不同喷注位置的燃烧反应；通过更改油冷段煤油流量可探究不同冷却当量比下的冷却效果；通过更改油冷段煤油种类可探究不同煤油类型对冷却的影响。
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1.一种火箭冲压组合发动机主动冷却试验装置，其特征在于，包括：
2.如权利要求1所述的一种火箭冲压组合发动机主动冷却试验装置，其特征在于，所述燃烧室(18)顶部设有上壁喷口(25)，底部设置有下壁喷口(26)，所述下壁喷口(26)相较于所述上壁喷口(25)更靠近所述几何喉道(17)；所述液态煤油喷注管路(10)的出口分别连通至所述上壁喷口(25)和所述下壁喷口(26)。
3.如权利要求1或2所述的一种火箭冲压组合发动机主动冷却试验装置，其特征在于，所述氧气输送管路和所述空气输送管路上、沿向所述加热器(16)输送方向上依次连通设置有减压阀(12)、开关阀(24)和可拆卸的孔板(22)；所述酒精输送管路上、位于所述气动开关阀(11)和所述加热器(16)之间连通设置有可拆卸的孔板(22)；其中，孔板(22)为一具有圆柱通道的中空结构。
4.如权利要求3所述的一种火箭冲压组合发动机主动冷却试验装置，其特征在于，所述燃烧室(18)内设置有凹腔。
5.如权利要求1或2所述的一种火箭冲压组合发动机主动冷却试验装置，其特征在于，还包括一冷却水输出管
6.如权利要求1或2所述的一种火箭冲压组合发动机主动冷却试验装置，其特征在于，所述氮气输送管路、所述酒精输送管路、所述煤油输送管路、所述氧气输送管路和所述空气输送管路五条管路各自的输入端分别对应连通至氮气瓶(1)、酒精瓶(2)、煤油瓶(3)、氧气瓶(5)和空气瓶(6)。
7.一种火箭冲压组合发动机主动冷却试验方法，其特征在于，基于如权利要求1-6中任意一项所述的一种火箭冲压组合发动机主动冷却试验装置，包括以下内容：
8.如权利要求7所述的一种火箭冲压组合发动机主动冷却试验方法，其特征在于，所述S3中，所述液态煤油喷注管路(10)具有三种壁喷形式：
9.如权利要求7或8所述的一种火箭冲压组合发动机主动冷却试验方法，其特征在于，控制氮气启动管路(8)的开断，从而通过所述气动开关阀(11)来控制所述酒精输送管路的开断。
10.如权利要求7或8所述的一种火箭冲压组合发动机主动冷却试验方法，其特征在于，通过调节所述流量泵(15)来调控所述煤油输送管路中的煤油流量。
...【技术特征摘要】
1.一种火箭冲压组合发动机主动冷却试验装置，其特征在于，包括：
2.如权利要求1所述的一种火箭冲压组合发动机主动冷却试验装置，其特征在于，所述燃烧室(18)顶部设有上壁喷口(25)，底部设置有下壁喷口(26)，所述下壁喷口(26)相较于所述上壁喷口(25)更靠近所述几何喉道(17)；所述液态煤油喷注管路(10)的出口分别连通至所述上壁喷口(25)和所述下壁喷口(26)。
3.如权利要求1或2所述的一种火箭冲压组合发动机主动冷却试验装置，其特征在于，所述氧气输送管路和所述空气输送管路上、沿向所述加热器(16)输送方向上依次连通设置有减压阀(12)、开关阀(24)和可拆卸的孔板(22)；所述酒精输送管路上、位于所述气动开关阀(11)和所述加热器(16)之间连通设置有可拆卸的孔板(22)；其中，孔板(22)为一具有圆柱通道的中空结构。
4.如权利要求3所述的一种火箭冲压组合发动机主动冷却试验装置，其特征在于，所述燃烧室(18)内设置有凹腔。
5.如权利要求1或2所述的一种火箭冲压组合发动机主动冷却试验装置，其特征在于，还包括一冷却水输出管路，其一...
【专利技术属性】
技术研发人员：秦飞，徐震，景婷婷，孙星，赵征，刘杰，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：
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