CN108132161A - 一种火箭发动机喷水降温降噪的立式试验平台 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种火箭发动机喷水降温降噪的立式试验平台，属于火箭发射技术领域，它包括：发动机安装板、上支杆、喷水管路、注水喷嘴、底板、下支杆、流量计、水箱、水泵及温度传感器；底板的下表面安装有下支杆；底板的上表面安装有上支杆；发动机安装在发动机安装板上；水泵的输入端与水箱连接，水泵的输出管路上安装有流量计；水泵的输出管路与喷水管路相通；喷水管路上安装有注水喷嘴，注水喷嘴位于发动机的喷管下方；温度传感器分别安装在底板上，以发动机的喷管射流中心轴线为坐标原点，从距原点设定距离开始；本发明通过对发动机的燃气射流进行注水降温，降低高温燃气射流对发射装置的冲击振动与烧蚀效应，以保证火箭和发射平台的安全性。

Description

一种火箭发动机喷水降温降噪的立式试验平台

技术领域

本发明属于火箭发射技术领域，具体涉及一种火箭发动机喷水降温降噪的立式试验平台。

背景技术

当采用热发射方式时，火箭在发射初始阶段向下方喷射高温高压的燃气射流，其温度和速度极高，且燃气射流中富含各种化学物质和固体颗粒，这会对试验平台和地面产生严重的冲击效应和烧蚀作用；燃气流的反溅作用也会影响火箭的发射姿态，甚至会造成火箭意外点火，严重威胁火箭和发射平台的安全性。因此为了保证发射***和火箭的发射安全性，延长发射装置的使用寿命，降低维护成本，迫切需要一种成本低廉、操作简单的方式来降低发动机尾焰燃气的温度和噪声。在发动机点火时向发动机尾焰羽流流场中注入大量冷却水是一种性价比较高的降温措施，该措施已经在欧洲、美国的大型发射场得到应用，能够有效地减弱热冲击烧蚀及噪声效应。

目前国内关于喷水对发动机尾焰羽流的高温噪声的抑制作用研究工作开展较少，最早应用研究出现在西方国家如法国、美国等，但其更多的关注放在理论验证和方案设计上，开展的实际应用装置并不多。

现有资料研究中，相关的喷水装置工作研究内发动机均是处于卧式姿态，其优势在于实验方便，安全，便于布置。但考虑到注水的流量较大，所受到的重力影响较大，发动机卧式姿态并不能保证实际工作过程中喷水结构装置的整体稳定性，这将严重影响火箭发射的精度。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的是提供一种火箭发动机喷水降温降噪的立式试验平台，通过对发动机的燃气射流进行注水降温，降低高温燃气射流对发射装置的冲击振动与烧蚀效应，避免可能引起的燃气及燃烧残留物垂直反溅对火箭运动姿态和发动机造成的影响，以保证火箭和发射平台的安全性。

本发明是通过下述技术方案实现的：

一种火箭发动机喷水降温降噪的立式试验平台，发动机内部安装有固体药柱，发动机的外部固定有发动机壳体，发动机的底部安装有出口方向向下的喷管；

该平台包括：发动机安装板、上支杆、喷水管路、注水喷嘴、底板、下支杆、流量计、水箱、水泵及温度传感器；

整体连接关系如下：底板的下表面安装有四根以上用于支撑试验平台的下支杆，下支杆固定在地面上；底板的上表面安装有四根以上用于支撑发动机安装板的上支杆；发动机安装在发动机安装板上；

水泵的输入端与水箱连接，水泵的输出管路上安装有流量计；水泵的输出管路与喷水管路相通；喷水管路上安装有两个以上注水喷嘴，注水喷嘴位于发动机的喷管下方，且注水喷嘴的喷水方向向下，用于对发动机的喷管喷出的燃气射流进行降温；

两个以上温度传感器分别安装在底板上，以发动机的喷管射流中心轴线为坐标原点，从距原点设定距离开始，两个以上温度传感器依次间隔相同距离径向布置。

进一步的，所述喷水管路为水平设置的矩形管路，固定在上支杆上；形成所述矩形管路的四根管路的中部分别安装有喷水方向向下的注水喷嘴。

进一步的，还包括安装在发动机安全范围内的红外摄影仪，红外摄像仪用于测试有效范围区域内发动机的燃气射流的温度场。

进一步的，还包括安装在发动机安全范围内的高速摄影仪，高速摄影仪用于观察燃气射流的流型细节及燃气流场的波系结构。

进一步的，所述上支杆的长度X根据如下公式确定：

其中，x₀为发动机的喷管出口下方燃气射流的核心区段长度，d为喷管的出口直径，Ma_e为喷管的出***流马赫数；且Ma_e和d均为试验已知数，代入公式(1)，计算得出核心区长度x₀；

上支杆的长度X≥核心区长度x₀与喷管的轴向长度之和。

进一步的，所述喷管为拉瓦尔喷管。

进一步的，每个所述注水喷嘴均可单独控制开启或关闭，且注水喷嘴的喷水方向可调。

进一步的，所述注水喷嘴的喷水方向的调节范围为：喷水方向与竖直方向的夹角为-90°～90°。

进一步的，所述下支杆通过地脚螺栓固定在地面上。

有益效果：(1)本发明通过注水喷嘴对发动机产生的燃气射流进行喷水降温降噪，防止高温燃气冲击烧蚀发射装置设施设备，避免燃气及燃烧残留物垂直反溅对火箭姿态和发动机造成影响，以保证火箭和发射平台的安全性。

(2)本发明通过采用上支杆形成的立式台架，有利于红外热像仪和高速摄影仪等测试设备的安装与拍摄。

(3)本发明在离地面设定高度处采用底板作为冲击平台，一是用于温度传感器的安装，实现了温度测量，二是防止高温燃气射流对地面造成冲击。

(4)本发明通过采用下支杆，并通过地脚螺栓固定在地面上，能够保证所述试验平台装置的稳定性，并且抵消发动机点火产生的推力；通过地脚螺栓与发射场坪地面进行固定，方便维修与替换，使用机动灵活；需要进行试验时可以临时进行安装，根据试验采用的不同火箭的不同性能与喷管发射偏转角度，可随时进行相关调整以适应试验。

(5)本发明的温度传感器安装在冲击平台即底板上，在不破坏燃气主流结构的情况下，以发动机射流中心轴线为坐标原点，径向共布置四个监测点，通过对比测量的底板不同监测点的温度数值得出底板喷水降温的效果。

附图说明

图1是本发明的总体结构示意图。

图2是本发明的喷水管路铺设俯视示意图。

图3是本发明的温度传感器在底板的安装示意图。

其中，1-发动机，2-发动机壳体，3-固体药柱，4-喷管，5-发动机安装板，6-上支杆，7-喷水管路，8-注水喷嘴，9-底板，10-下支杆，11-流量计，12-水箱，13-水泵，14-红外热像仪，15-高速摄影仪，16-温度传感器，17-喷水管路衔接件。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

本发明提供了一种火箭发动机喷水降温降噪的立式试验平台，参见附图1，发动机1内部安装有固体药柱3，发动机1的外部固定有发动机壳体2，发动机1的底部安装有出口方向向下的喷管4，所述喷管4为拉瓦尔喷管；

该试验平台包括：发动机安装板5、上支杆6、喷水管路7、注水喷嘴8、底板9、下支杆10、流量计11、水箱12、水泵13、温度传感器16、红外热像仪14及高速摄影仪15；

整体连接关系如下：底板9的下表面安装有四根以上呈中心对称的下支杆10，下支杆10通过地脚螺栓固定在地面上；底板9的上表面安装有四根呈中心对称的上支杆6，上支杆6的上端面安装有发动机安装板5；发动机1安装在发动机安装板5上，并位于四根上支杆6的对称中心处；当发动机1内的固体药柱3发生化学燃烧反应产生燃气，由喷管4喷出，形成高温高马赫数的燃气射流排至外界；

水泵13的输入端与水箱12连接，水箱12用于保证用水量，水泵13的输出管路上安装有流量计11，流量计11用于根据实际情况控制喷水的速度及体积；水泵13的输出管路与喷水管路7相通；参见附图2，所述喷水管路7由四根管路通过喷水管路衔接件17连接为矩形管路，固定在四个上支杆6上，喷水管路7的每根管路的中部分别安装有喷水方向向下的注水喷嘴8，注水喷嘴8位于发动机1的喷管4下方；每个注水喷嘴8均可单独控制开启或关闭，也可以根据喷管4的角度调整注水喷嘴8的喷水方向，所述注水喷嘴8的喷水方向的调节范围为与竖直方向的夹角为-90°～90°；

四个温度传感器16分别安装在底板9上，以发动机1的喷管4射流中心轴线为坐标原点，从距原点0.2m位置开始，四个温度传感器16依次间隔0.1m径向布置，分别标记为测点A、B、C、D，参见附图3，通过对比测量不同测点的温度数值得出在底板9上的喷水降温的效果；

红外摄影仪14和高速摄影仪15分别安装在发动机1安全范围内；红外摄像仪14用于精确测试有效范围区域内发动机1的燃气射流的温度场，可以精确显示有效范围区域内的温度；高速摄影仪15通过其***自导的自动曝光控制功能来观察燃气射流的流型细节及燃气流场的波系结构；

其中，若上支杆6过长容易造成整体结构不稳定,造成安全隐患；而高度不够又会导致射流核心区内的实验现象不能够观测完全，所以必须在满足试验观测要求的情况下使得上支杆6的长度最小，因此，上支杆6的长度X根据如下公式确定：

其中，x₀为发动机1的喷管4出口下方燃气射流的核心区段长度，d为喷管4的出口直径，Ma_e为喷管4的出***流马赫数；且Ma_e和d均为试验已知数，代入公式(1)，计算得出核心区长度x₀；

因此，上支杆6的长度X≥核心区长度x₀与喷管4的轴向长度之和。

工作原理：发动机1内的固体药柱3发生化学燃烧反应产生燃气，由喷管4向下喷出，形成高温高马赫数的燃气射流排至外界；同时开启水泵13，由注水喷嘴8喷出冷却水对高温高马赫数的燃气射流进行降温；通过对比测量不同测点的温度传感器16的温度数值得出喷水降温的效果；同时，通过红外摄像仪14测试发动机1的燃气射流的温度场，通过高温摄影仪15观察燃气射流的流型细节以及清晰捕捉流场内的波系结构。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种火箭发动机喷水降温降噪的立式试验平台，发动机(1)内部安装有固体药柱(3)，发动机(1)的外部固定有发动机壳体(2)，发动机(1)的底部安装有出口方向向下的喷管(4)；

其特征在于，该平台包括：发动机安装板(5)、上支杆(6)、喷水管路(7)、注水喷嘴(8)、底板(9)、下支杆(10)、流量计(11)、水箱(12)、水泵(13)及温度传感器(16)；

整体连接关系如下：底板(9)的下表面安装有四根以上用于支撑试验平台的下支杆(10)，下支杆(10)固定在地面上；底板(9)的上表面安装有四根以上用于支撑发动机安装板(5)的上支杆(6)；发动机(1)安装在发动机安装板(5)上；

水泵(13)的输入端与水箱(12)连接，水泵(13)的输出管路上安装有流量计(11)；水泵(13)的输出管路与喷水管路(7)相通；喷水管路(7)上安装有两个以上注水喷嘴(8)，注水喷嘴(8)位于发动机(1)的喷管(4)下方，且注水喷嘴(8)的喷水方向向下，用于对发动机(1)的喷管(4)喷出的燃气射流进行降温；

两个以上温度传感器(16)分别安装在底板(9)上，以发动机(1)的喷管(4)射流中心轴线为坐标原点，从距原点设定距离开始，两个以上温度传感器(16)依次间隔相同距离径向布置。

2.如权利要求1所述的一种火箭发动机喷水降温降噪的立式试验平台，其特征在于，所述喷水管路(7)为水平设置的矩形管路，固定在上支杆(6)上；形成所述矩形管路的四根管路的中部分别安装有喷水方向向下的注水喷嘴(8)。

3.如权利要求1所述的一种火箭发动机喷水降温降噪的立式试验平台，其特征在于，还包括安装在发动机(1)安全范围内的红外摄影仪(14)，红外摄像仪(14)用于测试有效范围区域内发动机(1)的燃气射流的温度场。

4.如权利要求1所述的一种火箭发动机喷水降温降噪的立式试验平台，其特征在于，还包括安装在发动机(1)安全范围内的高速摄影仪(15)，高速摄影仪(15)用于观察燃气射流的流型细节及燃气流场的波系结构。

5.如权利要求1所述的一种火箭发动机喷水降温降噪的立式试验平台，其特征在于，所述上支杆(6)的长度X根据如下公式确定：

其中，x₀为发动机(1)的喷管(4)出口下方燃气射流的核心区段长度，d为喷管(4)的出口直径，Ma_e为喷管(4)的出***流马赫数；且Ma_e和d均为试验已知数，代入公式(1)，计算得出核心区长度x₀；

上支杆(6)的长度X≥核心区长度x₀与喷管(4)的轴向长度之和。

6.如权利要求1所述的一种火箭发动机喷水降温降噪的立式试验平台，其特征在于，所述喷管(4)为拉瓦尔喷管。

7.如权利要求1所述的一种火箭发动机喷水降温降噪的立式试验平台，其特征在于，每个所述注水喷嘴(8)均可单独控制开启或关闭，且注水喷嘴(8)的喷水方向可调。

8.如权利要求1所述的一种火箭发动机喷水降温降噪的立式试验平台，其特征在于，所述注水喷嘴(8)的喷水方向的调节范围为：喷水方向与竖直方向的夹角为-90°～90°。

9.如权利要求1所述的一种火箭发动机喷水降温降噪的立式试验平台，其特征在于，所述下支杆(10)通过地脚螺栓固定在地面上。