[發明專利]一種寬范圍的模擬來流加熱裝置

有效

• 申請號: 201811499745.1
• 申請日: 2018-12-09
• 公開（公告）號: CN109781422B
• 公開（公告）日: 2021-01-12
• 發明（設計）人: 麻軍德;史超;曹文慶;王岳;付永濤;徐玲;虞虔;唐云龍;侯昱舟;龔文祥;余愛英;章萌;郭寧敏
• 申請（專利權）人: 西安航天動力試驗技術研究所
• 主分類號: G01M15/14
• 分類號: G01M15/14
• 代理公司: 西安智邦專利商標代理有限公司 61211
• 代理人: 董娜

本發明屬于沖壓發動機直連試驗領域，提供了一種寬范圍的模擬來流加熱裝置，解決現有燃燒加熱裝置存在串腔的風險導致爆炸危害，以及單臺加熱裝置量程變比無法滿足發動機試驗全空域飛行模擬的試驗要求技術問題。該裝置包括加熱裝置頭部、加熱裝置身部及加熱裝置喉部；加熱裝置頭部包括噴注器、點火器、酒精接管嘴、液氧接管嘴、第一空氣接管嘴、第二空氣接管嘴、第三空氣接管嘴、酒精空氣霧化噴嘴、液氧空氣霧化噴嘴；噴注器為圓盤結構，其由軸心往外依次開有同心設置且不連通的第一空氣腔、環形酒精腔、環形液氧腔、第二環形空氣腔、第三環形空氣腔，噴注器與酒精空氣霧化噴嘴、液氧空氣霧化噴嘴、空氣噴嘴為一體件。

技術領域

本發明屬于沖壓發動機直連試驗領域，具體涉及一種寬范圍的模擬來流加熱裝置。

背景技術

飛行試驗中所使用的沖壓發動機，從大氣中吸取空氣作為工質，它的內流和外流工作狀況由一定飛行高度的大氣參數：靜壓、靜溫和飛行馬赫數決定，它的獨立參數是總壓、總溫和飛行馬赫數。在直連試驗模擬技術中，利用總壓、總溫及飛行馬赫數之間的獨立關系，通過對來流空氣加熱達到要模擬的總溫，這樣來模擬發動機進氣道入口氣流的參數。

來流加熱是對發動機進氣道入口氣流進行加熱升溫，具體溫升值根據發動機飛行環境參數計算，來流加熱是整個來流模擬系統中最關鍵的部分，來流加熱技術有蓄熱式、電加熱式及燃燒加熱式，蓄熱式來流模擬總溫低，工作時間短，而直連試驗需要模擬長程試驗時往往無法進行；電加熱式加熱裝置若流量大，耗費電能往往是驚人的，而且模擬總溫低，在試驗系統設計時往往因電能不足而無法實現發動機全飛行區域的溫度模擬，燃燒加熱式燃氣熱流密度大，釋熱高，起動迅速，可進行短程和長程直連試驗模擬，是來流模擬最優的解決方案。

目前使用燃燒加熱式的加熱裝置如圖1所示，包括頭部噴注器04、身部05，頭部噴注器上自下而上設有酒精進口02、來流空氣(常溫空氣)進口03、液氧進口01，采用液氧、酒精同軸離心式噴嘴噴注霧化，空氣直流噴嘴噴注，身部的高溫燃氣口06產生試驗所需的高溫燃氣，整個噴注器各層之間采用釬焊連接07，如圖2所示，但是往往因釬焊質量缺陷(或使用一段時間后釬焊質量下降)，整個噴注器各層之間存在串腔的風險，如若液氧和酒精一旦串腔將帶來災難性后果(爆炸)，試驗臺在使用過程中存在因串腔引起的爆炸性危害。同時因離心噴嘴切向孔加工復雜，一般為0.5～1.2mm的小孔，精度等級高，往往因孔的加工偏差造成流量范圍的變化，會造成與設計工況的偏離，同時離心噴嘴與每個腔之間采用釬焊連接，如果單個噴嘴出口端面的局部存在微小燒蝕，那么整臺加熱裝置將報廢，試驗系統使用、維護存在諸多不便。

另外，采用液氧、酒精和空氣的三組元環縫噴注、霧化，量程范圍較小。壓力霧化流量與壓降的關系：流量的平方與壓降成正比。因此現有加熱裝置均采用基于壓力噴注霧化形式的噴注、霧化結構，量程變比一般為2～3倍，無法滿足發動機試驗全空域飛行模擬的試驗要求，往往需要一定數量的加熱裝置才能達到試驗要求，試驗系統一次試驗只能以某臺加熱裝置流量范圍為基礎策劃和實施發動機試車，如果模擬來流流量調整，可能需要試驗臺更換加熱裝置，重新進行冷調、熱調后再開展相關試驗研究，一次試驗無法跨越兩臺加熱裝置量程范圍。

發明內容

本發明的目的是解決現有燃燒加熱裝置存在串腔的風險導致爆炸危害，以及單臺加熱裝置量程變比無法滿足發動機試驗全空域飛行模擬的試驗要求的技術問題，提供了一種寬范圍的模擬來流加熱裝置。

本發明的技術方案是：