一种同轴式喷注连续旋转爆震试验装置

摘要

一种同轴式喷注连续旋转爆震试验装置，包括同轴设置的内燃料腔外套、内喷注面板、燃烧室外套以及燃烧室；内燃料腔外套和燃烧室外套分别连接在内喷注面板两侧；内喷注面板与燃烧室外套之间设置有联通燃烧室的外环进气结构，内喷注面板中部设置有联通燃烧室的内环进气结构，空气经外环进气结构或/和内环进气结构进入燃烧室；内喷注面板与内燃料腔外套之间设置有内燃料积气腔，内燃料积气腔中燃料经内喷嘴喷出后进入燃烧室；燃烧室外套外围设有外燃料积气腔，外燃料积气腔中燃料经外燃料喷孔喷出后进入燃烧室；所述燃烧室侧壁上设置有测压孔；燃烧室的头部同轴设置有火花塞。本发明可进行液体火箭发动机切向不稳定燃烧的连续旋转爆震验证性试验。

说明书

技术领域

本发明涉及火箭发动机试验设备技术领域，尤其涉及一种同轴式喷注连续旋转爆震试验装置。

背景技术

液体火箭发动机虽然以等压模式组织燃烧，但由于紧邻喷注面板的推进剂混合效果差，在等压燃烧火焰锋面与喷注面板间存在可燃混合物层，紧挨等压燃烧火焰锋面的可燃混合物具有较高的温度，受流场内在不稳定机制的影响，极易在此可燃混合物层内产生热点，从而诱发形成旋转爆震，推测旋转爆震将会导致液体火箭发动机切向不稳定燃烧，造成火箭发射任务失败。

当前旋转爆震的研究主要集中于环形燃烧室和空桶燃烧室结构，并且喷注贴近燃烧室壁面，虽然有一定的相似性，但与液体火箭发动机构型依然有较大区别，如燃烧室构型、推进剂喷注方式、点火方式、燃烧组织方式等都不相同。但是旋转爆震其传播特性为液体火箭发动机构型中存在连续旋转爆震波传播奠定了一定的认知基础。

目前将连续旋转爆震与切向不稳定燃烧联系起来的研究较少。因此，急需一种用于研究连续旋转爆震与液体火箭发动机切向不稳定燃烧之间存在联系的旋转爆震试验装置。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种同轴式喷注连续旋转爆震试验装置，可用于连续旋转爆震与液体火箭发动机切向不稳定燃烧之间存在联系的验证性试验。

为实现上述技术目的，本发明提出的技术方案为：

同轴式喷注连续旋转爆震试验装置，包括同轴设置的内燃料腔外套、内喷注面板、燃烧室外套以及燃烧室；

内燃料腔外套和燃烧室外套分别连接在内喷注面板的左、右两侧；

内喷注面板与燃烧室外套之间设置有联通燃烧室的外环进气结构，内喷注面板中部设置有联通燃烧室的内环进气结构，空气经外环进气结构或/和内环进气结构进入燃烧室；

内喷注面板与内燃料腔外套之间设置有内燃料积气腔，内燃料积气腔中燃料经内喷嘴喷出后进入燃烧室；燃烧室外套外围设有外燃料积气腔，外燃料积气腔中燃料经外燃料喷孔喷出后进入燃烧室；

所述燃烧室侧壁上设置有若干用于密封安装测压元件的测压孔；

燃烧室的头部同轴设置有火花塞，通过火花塞点火来组织燃烧，在燃烧室内形成连续传播的爆震波。

作为本发明的进一步改进，所述内喷注面板其中部设有一个中空凸台，在中空凸台前端空腔内设置有隔板，隔板将内燃料腔外套和中空凸台内的空腔分隔开，其中内燃料腔外套与隔板外侧之间的空腔为内燃料积气腔，内燃料腔外套上设置有内燃料入口。

作为本发明的进一步改进，内环进气结构包括内环空气积气腔，隔板内侧的中空凸台内的空腔为内环空气积气腔，中空凸台底面板设有使内环空气积气腔内的空气进入燃烧室的进气结构，隔板上设置有内喷嘴，各内喷嘴的喷口联通燃烧室，内燃料积气腔中的燃料经内喷嘴喷出后直接进入燃烧室。

作为本发明的进一步改进，所述隔板上围绕隔板中心呈圆周均匀分布有多个内喷嘴，各内喷嘴分别垂直贯穿隔板上的安装孔、中空凸台内的空腔以及中空凸台底面板，各内喷嘴的喷口联通燃烧室。

作为本发明的进一步改进，内喷嘴的下游侧面上圆周形均匀分布有多个外凸键，内喷嘴的下游侧面通过外凸键与中空凸台底面板之间形成供内环空气积气腔内的空气进入燃烧室的缝隙。

作为本发明的进一步改进，外环进气结构包括外环空气积气腔，燃烧室外套的前段内侧壁与内喷注面板的中空凸台外侧壁之间的空腔为外环空气积气腔，外环空气积气腔与燃烧室相通，内喷注面板上设有若干个内空气入口和外空气入口，空气通过内空气入口进入内环空气积气腔，通过外空气入口进入外环空气积气腔。

作为本发明的进一步改进，外环空气积气腔中的空气流道末尾段的横截面积逐渐缩小，在外环空气积气腔与燃烧室的衔接处的空气流道横截面积最小，形成空气环缝。

作为本发明的进一步改进，燃烧室外套上设有外燃料积气腔，外燃料积气腔的外壁上设有外燃料入口，外燃料积气腔联通有多个外燃料喷孔，各外燃料喷孔的喷口围绕燃烧室轴线呈圆周形均匀分布在空气环缝后方的内侧壁上。

作为本发明的进一步改进，火花塞固定在燃烧室头部的中空凸台底面板的中心，火花塞的头部垂直伸出内燃料腔外套之外并通过螺栓与内燃料腔外套密封固定。

作为本发明的进一步改进，燃烧室侧壁上设置有若干低频测压孔和若干高频测压孔，或/和燃烧室侧壁上设置有可视窗，或/和燃烧室侧壁上设置有若干用于安装测温元件的测温孔。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

本发明可进行液体火箭发动机切向不稳定燃烧的连续旋转爆震验证性试验。在燃烧室侧壁上设置测压孔、测温孔、可视窗等，通过对于安装测压元件、测温元件以及高速相机可以开展压力、温度测量和高速摄影观测，可研究流场内部的流动、燃烧过程。

本发明采用火花塞同轴式点火方式，解决射流管点火系统复杂，体积大，实用性差的缺点。

本发明的来流空气可以从外环进气，也可以从内环进气，或者内、外环同时进气，燃料可以通过外燃料喷孔喷注，也可以通过内燃料喷注喷孔喷注，或者外燃料喷孔、内燃料喷孔同时喷注。本发明可以通过改变来流空气和燃料的流量、燃料喷注方案、燃烧室尺寸、尾喷管构型等参数，可对比研究试验工况及几何参数的影响，验证类液体火箭发动机条件下实现旋转爆震的可能性，从而得到液体火箭发动机切向不稳定燃烧的旋转爆震机理。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1是本发明一实施例的结构示意图；

图2是本发明一实施例的剖视图；

图3是本发明一实施例中内喷嘴的结构示意图；

图4是本发明一实施例中内喷嘴的剖视图；

图中标号：

1、火花塞；2、头部密封螺帽；3、内燃料腔外套；4、内喷注面板；5、燃烧室外套；6、外燃料积气腔；7、低频测压孔；8、燃烧室；9、高频测压孔；10、外燃料喷孔；11、外环空气积气腔；12、内环空气积气腔；13、隔板；14、内喷嘴；15、内燃料积气腔；16、外凸键；17、空气环缝；18、中空凸台。

本发明目的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

参照图1和图2，本发明一实施例中提供一种同轴式喷注连续旋转爆震试验装置，包括同轴设置的内燃料腔外套3、内喷注面板4、燃烧室外套5以及燃烧室8。本发明的燃料喷注方式采用同轴式外环燃料喷注与同轴式内环燃料喷注相结合的方式，同样的，空气进气通道也包括外环进气结构和内环进气结构，内环进气结构与同轴式内环燃料喷注相结合，外环进气结构与同轴式外环燃料喷注相结合，使燃料、空气快速混合后，在燃烧室内经过火花塞引燃后从燃烧室出口排出。

内燃料腔外套3和燃烧室外套5分别连接在内喷注面板4的左、右两侧。内喷注面板4与燃烧室外套5之间设置有联通燃烧室的外环进气结构，内喷注面板4中部设置有联通燃烧室8的内环进气结构，空气经外环进气结构或/和内环进气结构进入燃烧室8。

内喷注面板4与内燃料腔外套3之间设置有内燃料积气腔15，内燃料积气腔15中燃料经内喷嘴14喷出后进入燃烧室8；燃烧室外套3外围设有外燃料积气腔6，外燃料积气腔6中燃料经外燃料喷孔10喷出后进入燃烧室8；

燃烧室8的侧壁上设置有若干用于密封安装测压元件的测压孔；

燃烧室8的头部同轴设置有火花塞1，通过火花塞1点火来组织燃烧，在燃烧室内形成连续传播的爆震波。

具体地，参照图2，内喷注面板4其中部设有一个中空凸台18，在中空凸台4前端空腔内设置有隔板13，隔板13将内燃料腔外套3和中空凸台18内的空腔分隔开，其中内燃料腔外套3与隔板13外侧之间的空腔为内燃料积气腔15，内燃料腔外套3上设置有内燃料入口，外界燃料经内燃料入口进入内燃料积气腔15，可以通过控制燃料进入内燃料积气腔15的通断以及速率控制内燃料喷注。

内环进气结构包括内环空气积气腔12，隔板13内侧的中空凸台18内的空腔为内环空气积气腔12，中空凸台底面板设有使内环空气积气腔12内的空气进入燃烧室8的进气结构。隔板13上围绕隔板中心呈圆周均匀开设有多个用于安装内喷嘴14的安装孔，各内喷嘴14分别对应安装在隔板13上的安装孔上，并垂直穿过中空凸台18内的空腔以及中空凸台底面板，中空凸台底面板之后的燃烧室外套内腔即为燃烧室8，各内喷嘴的喷口联通燃烧室8，从内喷嘴喷口喷出的燃料直接进入燃烧室8。

参照图3和图4，本发明一实施例中的内喷嘴14的下游侧面上圆周形均匀分布有多个外凸键16，内喷嘴14的下游侧面通过外凸键16与中空凸台底面板之间形成供内环空气积气腔12内的空气进入燃烧室8的缝隙，这就是本实施例设计的使内环空气积气腔12内的空气进入燃烧室8的进气结构。

本发明一实施例中的内喷嘴14的内流道多段收缩结构。参照图3和图4，该实施例中的内喷嘴14的内流道采用两段收缩的方式，包括入口段1401、第一收缩段1402和第二收缩段1403，内流道经过两次收缩。进入内喷嘴14中的燃料经过两次收缩加压后喷出进入燃烧室。

参照图1和图2，外环进气结构包括外环空气积气腔11，燃烧室外套5的前段内侧壁与内喷注面板4的中空凸台外侧壁之间的空腔为外环空气积气腔11，外环空气积气腔11与燃烧室8相通。具体地，外环空气积气腔11中的空气流道末尾段的横截面积逐渐缩小，在外环空气积气腔11与燃烧室8的衔接处的空气流道横截面积最小，形成联通外环空气积气腔11与燃烧室8的空气环缝17。

内喷注面板4上设有若干个内空气入口和外空气入口，空气通过内空气入口进入内环空气积气腔12，通过外空气入口进入外环空气积气腔11。

燃烧室外套5外围设有外燃料积气腔6，外燃料积气腔6的外壁上设有外燃料入口，外界燃料经外燃料入口进入外燃料积气腔6，可以通过控制燃料进入外燃料积气腔6的通断以及速率控制外燃料喷注。外燃料积气腔6联通有多个外燃料喷孔10，外燃料喷孔的喷口位于外环空气积气腔与燃烧室衔接处的后侧，各外燃料喷孔10的喷口围绕燃烧室轴线呈圆周形均匀分布在空气环缝17后方的内侧壁上。

火花塞1固定在燃烧室头部的中空凸台底面板的中心，火花塞1的头部垂直伸出内燃料腔外套3之外并通过头部密封螺帽2与内燃料腔外套3密封固定。

燃烧室侧壁上设置有若干低频测压孔7和若干高频测压孔9。进一步，可以根据需求，在燃烧室侧壁上设置有可视窗，采用高速相机透过可视窗观察燃烧室内的燃烧情况。进一步，可以根据需求，燃烧室侧壁上设置有若干用于安装测温元件的测温孔，用于实时监控燃烧室不同位置的温度。

本发明提供的试验双子通过在燃烧室内进行等压燃烧，验证等压模式下自发形成旋转爆震的可能性，通过与燃烧室固有频率的对比证明切向不稳定燃烧的旋转爆震机理。内外环燃料两种喷注形式既可独立进行喷注，也可以结合起来同时喷注，外环处采用小孔-环缝对撞的形式进行喷注，内部采用同轴式内喷注面板喷注。

外喷燃料经过外燃料入口进入外燃料积气腔6，由于外燃料积气腔6的容积较小，可迅速建立喷注压降，最后燃料通过沿圆周方向均布的外燃料喷孔10进入燃烧室与通过外空气入口进入外环空气积气腔11内并从空气环缝17流出的空气预混后进入燃烧室8内。内喷燃料通过内燃料入口进入内燃料积气腔15，空气通过内空气入口进入内空气积气腔12，两者通过内喷嘴进入燃烧室后进行混合。燃烧室头部布置火花塞1，通过火花塞点火来组织燃烧，在燃烧室内形成连续传播的爆震波后，燃烧室尾部法兰可以连接或者不连接尾喷管。待连续旋转爆震工作一段时间后，向外燃料积气腔6、内燃料积气腔15内喷注吹除氮气以降低活性，从而使连续旋转爆震熄火，然后再依次关闭燃料供应。

试验过程：燃料和空气通过各自积气腔后在爆震燃烧室内混合，待积气腔建立腔压以后，引燃火花塞，点燃混合气体，通过分布在燃烧室壁面的压力测点，测量实验过程中的平均压力和高频压力，通过高频压力数据判断是否形成爆震燃烧。该试验装置，可以根据需求，开设可视窗，通过高速相机观察。

通过开展压力、温度测量和高速摄影观测，可研究流场内部的流动、燃烧过程。通过改变来流空气和燃料的流量、燃料喷注方案、燃烧室尺寸、尾喷管构型等参数，可对比研究试验工况及几何参数的影响，验证类液体火箭发动机条件下实现旋转爆震的可能性，从而得到液体火箭发动机切向不稳定燃烧的旋转爆震机理。

本发明已经通过试验验证。在保证总的空气质量流量为270g/s条件下，通过调节供应压力使中心区与外环处空气质量流量配比为1:1，改变当量比进行实验。通过本实验装置成功实现旋转爆震起爆与稳定自持，其传播频率与燃烧室固有声学频率具有良好的吻合性，误差在±5％，充分证明了旋转爆震为液体火箭发动机机切向不稳定燃烧的有效机制。

以上仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，应视为本发明的保护范围。