[發明專利]高壓和振蕩環境下燃料液滴蒸發燃燒實驗裝置及使用方法

有效

• 申請號: 202011062057.6
• 申請日: 2020-09-30
• 公開（公告）號: CN112304620B
• 公開（公告）日: 2022-02-22
• 發明（設計）人: 王輝;閆常春;聶萬勝;蘇凌宇;包恒;侯志勇
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍戰略支援部隊航天工程大學
• 主分類號: G01M15/02
• 分類號: G01M15/02;G01M15/14
• 代理公司: 南京經緯專利商標代理有限公司 32200
• 代理人: 石艷紅

本發明公開了一種高壓和振蕩環境下燃料液滴蒸發燃燒實驗裝置及使用方法，包括壓力容器、壓力調節系統、壓力測試系統、注射器、燃料液滴相位調整裝置、點火裝置和高速攝影系統。壓力容器包括燃燒室、左艙段和右艙段；左艙段的長度大于右艙段的長度；燃料液滴相位調整裝置包括聲學系統和聲學系統位置調整裝置；聲學系統位置調整裝置用于調節燃料液滴所處聲波的相位；燃燒室的兩側對稱設置有兩塊可拆卸的觀察窗；高速攝影系統包括背景光源和高速攝像機。本發明試驗可視化，觀察窗可拆裝、方便更換點火頭；另外，能夠實現快速調節揚聲器的相對位置，使燃料液滴處于需要的相位；并能實現高壓環境下的掛滴操作。

技術領域

本發明涉及液體火箭發動機和航空噴氣發動機等研究領域，特別是一種高壓和振蕩環境下燃料液滴蒸發燃燒實驗裝置及使用方法。

背景技術

燃料液滴的蒸發燃燒實驗裝置一般應用于液體火箭發動機和航空噴氣發動機等研究領域。

液體火箭發動機是通過將飛行器自身攜帶的液體推進劑的化學能轉變為熱能進而轉變為動能來為飛行器提供動力，對航天和國防領域有著重要的影響。液體火箭發動機的可靠性、穩定性、相容性，一直是其研制過程中要解決的主要問題，與發動機推力室內液體推進劑的噴霧燃燒過程密切相關。

液體火箭發動機推力室內的噴霧燃燒過程十分復雜，包括噴注、霧化、蒸發、混合、燃燒等物理/化學子過程。在發動機熱試車過程中，難以捕捉到各子過程的物理化學特性，更難以獲得描述這些子過程機理的確定性模型。當這些子過程相互耦合時，作用機理變得更加復雜，可能產生燃燒不穩定使發動機處于惡劣的工作過程中，甚至對發動機產生破壞性影響。為了揭示最基本的物理化學現象，需要針對各個子過程建立實驗系統進行研究。在各子過程中，推進劑噴霧液滴在推力室中的蒸發燃燒是重要的部分，對發動機的性能有很大的影響，對蒸發燃燒過程建立實驗系統進行研究，對提高發動機的可靠性、穩定性、相容性具有重要的意義。

由于液體推進劑具有揮發性，所以實驗前要求液滴首先與實驗環境分離，以避免液滴提前揮發造成實驗結果不準確，并滿足液滴一旦進入高壓環境在盡可能短的時間內點火測量燃燒過程的要求。研究高壓和聲學振蕩環境對蒸發燃燒過程的影響時，需要控制振蕩幅值、振蕩頻率以及振蕩發生的時間來營造不同的聲學振蕩環境。但是，現有的實驗裝置難以同時滿足多種工況下進行實驗的要求。

發明內容

本發明要解決的技術問題是針對上述現有技術的不足，而提供一種高壓和振蕩環境下燃料液滴蒸發燃燒實驗裝置及使用方法，該高壓和振蕩環境下燃料液滴蒸發燃燒實驗裝置及使用方法能夠在試驗可視化的同時，觀察窗可拆裝，能方便更換點火頭且點火方便；另外，能夠實現快速調節揚聲器的相對位置，使燃料液滴處于需要的相位；兩個艙段長度不同，其中左艙段較長，右艙段較短，可以滿足不同頻率下試驗的要求。進一步，能在高壓環境下穩定懸掛的注射器能在較寬的壓力范圍內簡便的實現掛滴操作，特別是可以簡便的實現高壓環境下的掛滴操作。

為解決上述技術問題，本發明采用的技術方案是：

一種高壓和振蕩環境下燃料液滴蒸發燃燒實驗裝置，包括壓力容器、壓力調節系統、壓力測試系統、注射器、燃料液滴相位調整裝置、點火裝置和高速攝影系統。

壓力容器包括燃燒室、左艙段、右艙段、左端蓋和右端蓋。

左艙段和右艙段同軸密封設置在燃燒室的左右兩側。且左艙段的長度大于右艙段的長度。左端蓋密封蓋合在左艙段的左側端，右端蓋密封蓋合在右艙段的右側端。

壓力調節系統用于向壓力容器內注入高壓氣體，并形成所需的高壓環境。

壓力測試系統用于實時監測壓力容器內的環境壓力。

注射器安裝在燃燒室頂部，用于向燃燒室內提供懸掛的燃料液滴。

點火裝置用于燃料液滴的點火，點火裝置包括安裝在燃燒室頂部的點火頭接線柱，點火頭接線柱底部可拆卸連接式連接有點火頭或電弧放電裝置。