CN113006973B - 一种火箭发动机高空模拟试验的尾焰处理装置及方法 - Google Patents

Abstract

本公开提供了一种火箭发动机高空模拟试验的尾焰处理装置及方法，涉及火箭发动机地面模拟试验技术领域，能够解决注水冷却效率低的问题。本公开的尾焰处理装置包括：N节冰冷却筒和一节冰冷却环，N≥2；冰冷却环位于两节冰冷却筒之间，剩余冰冷却筒依次连接；冰冷却筒内设置第一冰结构，冰冷却环内设置第二冰结构，第二冰结构的壁厚大于第一冰结构的壁厚。本公开的尾焰处理方法，包括：尾焰处理装置对尾焰降温和无害化处理称为气流，气流流过抽真空模块的每级抽真空机械泵，喷管处所感受的压强为低压且近似真空。本公开利用冰结构对火箭发动机尾焰降温，在注水冷却的残留孔洞位置增加冰结构的厚度，既提高冷却效率又实现尾焰处理装置的重复。

Description

一种火箭发动机高空模拟试验的尾焰处理装置及方法

技术领域

本公开涉及火箭发动机地面模拟试验领域，尤其涉及一种火箭发动机高空模拟试验的尾焰处理装置及方法。

背景技术

高空模拟试验是火箭发动机必须进行的一项试验，具体是在地面试验设备中创造一个近似高空条件的环境，使火箭发动机在近似高空环境里工作，进行其性能、可靠性及工作寿命等各种试验。

在进行火箭发动机的高空模拟试验时，火箭发动机点火产生的超高温(一般为3000℃，最高温度可达3500℃)、超高速(2～3马赫，一般速度为1500m/s～5000m/s)、超高能(MJ/kg级，一般为6～7MJ/kg)燃气射流尾焰，会破坏试验场地的周边生态环境。

现有的技术中，在进行火箭发动机的高空模拟试验时，为了保护相关试验设备，常常采用注水冷却的方式对燃气射流尾焰进行降温处理。然而，高空模拟试验结束后，常常在注水冷却设备的周壁残留有孔洞，这些孔洞造成了注水冷却设备无法重复使用，导致单次高空模拟试验的成本增加。

有鉴于此，有必要对火箭发动机高空模拟试验的注水冷却方式予以改进，以解决单次试验成本较高的问题。

发明内容

本公开提供了一种火箭发动机高空模拟试验的尾焰处理装置及方法，利用冰结构对火箭发动机的尾焰降温，在注水冷却的残留孔洞位置增加冰结构的厚度，利用冰结构保护尾焰处理装置不被尾焰损坏，实现尾焰处理装置的重复使用。

为达到上述目的，实现本公开的实施例采用如下技术方案：

一方面，提供了一种火箭发动机高空模拟试验的尾焰处理装置，包括：N节冰冷却筒和至少一节冰冷却环，N≥2；

所述冰冷却环位于两节冰冷却筒之间，剩余冰冷却筒依次连接；

所述冰冷却筒内设置第一冰结构，所述冰冷却环内设置第二冰结构，所述第二冰结构的壁厚大于所述第一冰结构的壁厚；

所述第一冰结构和所述第二冰结构均通过抽真空模块模拟出对应高空的真空环境。

在一些实施例中，所述第一冰结构沿其轴向设有第一冷却通道，所述第二冰结构沿其轴向设有第二冷却通道，所述第二冰结构还沿其径向设有第三冷却通道；

第一冷却通道、第二冷却通道以及第三冷却通道均连通，第一冷却通道、第二冷却通道以及第三冷却通道同时对火箭发动机的尾焰降温。

在一些实施例中，第一冷却通道的壁厚和第二冷却通道的壁厚均大于第三冷却通道的壁厚；使得所述火箭发动机的95%以上尾焰在第一冷却通道和第二冷却通道降温，5%以下尾焰在第三冷却通道降温。

在一些实施例中，所述第一冷却通道和所述第二冷却通道顺接；

所述第一冷却通道的口径和所述第二冷却通道的口径均大于所述第三冷却通道的口径。

在一些实施例中，所述冰冷却环靠近火箭发动机的喷管设置；

所述冰冷却环与所述喷管之间设置一节冰冷却筒，N-1节冰冷却筒依次连接成冷却模块；

所述冰冷却环设置在一节冰冷却筒与冷却模块之间。

在一些实施例中，所述抽真空模块实时抽取所述冰冷却筒和所述冰冷却环的尾焰；

所述抽真空模块在所述火箭发动机停止喷射尾焰后之后才停止工作，使得最后一节冰冷却筒在火箭发动机停止喷射尾焰后的1min内结束尾焰冷却。

在一些实施例中，所述冰冷却筒和所述冰冷却环的尾焰处理速度大于所述火箭发动机的尾焰喷射速度。

在一些实施例中，所述抽真空模块包括M级抽真空机械泵，M≥2，所述喷管排出的尾焰在所述冰冷却筒降温成低温气流，低温气流流过每级抽真空机械泵，所述尾焰从最末级抽真空机械泵以环境压强排入大气。

另一方面，提供了一种火箭发动机高空模拟试验的尾焰处理方法，包括：

在地面近似真空环境下，火箭发动机的喷管喷出尾焰；

尾焰处理装置对所述尾焰降温和无害化处理；

经尾焰处理装置处理的气流，流过抽真空模块，所述喷管处所感受的压强为低压，所述喷管处的真空度为对应高空的真空度。

在一些实施例中，所述无害化处理，包括：

尾焰中含有熔融态三氧化二铝，尾焰处理装置把熔融态三氧化二铝迅速冷却成为固体粒子，固体粒子随尾焰流入抽真空模块；

尾焰处理装置的冰结构中含有碱性物质，尾焰中含有的氯化氢气体，碱性物质在冷却通道与氯化氢气体中和反应。

与现有技术相比，本公开的有益效果是：

1、本公开发明的实施例在火箭发动机的喷管和抽真空模块之间设置尾焰处理装置，利用冰冷却筒和冰冷却环的冰结构对火箭发动机的尾焰降温，解决了现有注水冷却方式对尾焰降温效率低的问题，进而实现了高效率降温。

2、本发明的实施例通过第二冰结构的壁厚大于第一冰结构的壁厚，第二冰结构位于现有注水冷却方式的残留孔洞位置，有效解决了残留孔洞导致尾焰处理装置单次使用便被损坏的问题，本发明的实施例在注水冷却的残留孔洞位置增加冰结构的厚度，利用冰结构保护尾焰处理装置不被尾焰损坏，实际使用中不再出现孔洞，实现尾焰处理装置的重复使用。

附图说明

图1为本公开实施例的一种火箭发动机高空模拟试验设备原理图；

图2为本公开实施例的尾焰处理装置原理图；

图3为本公开实施例中M=3、Z=5时抽真空模块的原理图；

图4为本公开实施例中M=3、Z=5时，一路尾焰抽真空***工作示意图；

图5为本公开实施例中M=3、Z=5时，两路尾焰抽真空***工作示意图；

图6为本公开实施例中M=2、Z=3时抽真空模块的原理图；

附图标记：1、真空舱；2、火箭发动机；3、尾焰处理装置；31、冰冷却筒；32、冰冷却环；33、喇叭口；34、法兰盘；4、抽真空模块；41、第一级冷凝器；42、多通管；43、第一级抽真空机械泵；44、第二级冷凝器；45、第二级抽真空机械泵；46、第三级冷凝器；47、第三级抽真空机械泵。

具体实施方式

下面结合附图所示的各实施方式对本公开进行详细说明，但应当说明的是，这些实施方式并非对本公开的限制，本领域普通技术人员根据这些实施方式所作的功能、方法、或者结构上的等效变换或替代，均属于本公开的保护范围之内。

在本实施例的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本公开创造和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本公开创造的限制。

此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示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”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本公开创造的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；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。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本公开创造中的具体含义。

在本公开中，由于火箭发动机工作时，产生的高温、高速、高质量流率的尾焰混合物通过尾焰处理装置内部冰制通道，在高温差和高速的燃气作用下，燃气与冰制通道内表面迅速发生剧烈的热交换，冰的“升华”与“液化-气化”同时发生。一方面，冰通过热能交换吸收大量的热能，从固态变为液态和气态，温度升高，速度增加，与尾气一同向后运动直至动出口排出；另一方面，尾气通过内能与动能的能量交换，其温度与动能大幅度降低，最终以低温的形态排至抽真空模块。为了消除火箭发动机尾焰中的有害气体HCl，尾焰处理装置内的冰在制造时加入了碱性材料，因此在换能过程中通过中和反应，同时完成了尾焰的无害化处理。另外，对于火箭发动机尾焰中含有的大量金属AL₂O₃粒子，由于其质量较大，将会在换能过程由于温度和动能的降低最终落于抽真空单元内部，并随处理过程产生的液态水流入抽真空单元。

本公开实施例的碱性材料可以为NaOH或者NaHCO₃等物质，本公开实施例对于碱性物质的具体类型可以不做限定。

请参阅图1和图2，本公开实施例公开了一种火箭发动机高空模拟试验的尾焰处理装置，包括：N节冰冷却筒31和至少一节冰冷却环32，N≥2；冰冷却环32位于两节冰冷却筒31之间，剩余冰冷却筒31依次连接；冰冷却筒31内设置第一冰结构，冰冷却环32内设置第二冰结构，第二冰结构的壁厚大于第一冰结构的壁厚；第一冰结构、第二冰结构和火箭发动机2均处理近似真空环境。优选第一冰结构沿其轴向设有第一冷却通道，第二冰结构沿其轴向设有第二冷却通道，第二冰结构还沿其径向设有第三冷却通道；第一冷却通道、第二冷却通道以及第三冷却通道均连通，第一冷却通道、第二冷却通道以及第三冷却通道同时对火箭发动机2的尾焰降温。

本公开实施例的N节冰冷却筒31，每节冰冷却筒31均包括壳体和大冰块，在壳体内装入大冰块，大冰块上开设通道，尾焰在第一冷却通道与冰交换能量后降至100℃左右，在壳体的内外表面喷涂耐高温涂层，耐高温涂层对壳体起到保护作用。在大多数实施例中，壳体的内腔固定有一体式冰块，冰块上开设第一冷却通道，该第一冷却通道沿壳体的长度方向贯通冰块，3000℃左右的尾焰进入第一冷却通道降温，尾焰依次流过每个大冰块对应的第一冷却通道后降温成100℃左右之后进入抽真空模块4。

本公开实施例的第一冷却通道、第二冷却通道以及第三冷却通道同时对火箭发动机2的尾焰降温，是指尾焰在第一冷却通道降温后进入第二冷却通道继续降温，在第二冷却通道降温后进入第三冷却通道降温，在第三冷却通道降温之后进入抽真空模块4。

在本公开的部分实施方式中，最靠近火箭发动机2的第一节冰冷却筒31，其对应壳体的外端缘外扩形成喇叭口33，喇叭口33正对火箭发动机2的喷管；自喷管喷出的尾焰进入第一冷却通道。

优选N为3，总共为三节冰冷却筒31。三节冰冷却筒31对应的壳体分别为第一壳本体、第二壳本体和第三壳本体，在部分实施例中，第一壳本体的外部尺寸小于第三壳本体的外部尺寸，第二壳本体为一端大、另一端小的结构；第一壳本体、第二壳本体和第三壳本体的两端均设有法兰盘34，第二壳本体小端的法兰盘34与第一壳本体的一个法兰盘34连接，第二壳本体大端的法兰盘34与第三壳本体的一个法兰盘34连接。第一壳本体由多个第一外壳组装而成，每个第一外壳的两端均设有法兰盘34，相邻两个第一外壳、第一外壳和第二外壳均通过法兰连接；第三壳本体由多个第三外壳组装而成，每个第三外壳的两端均设有法兰盘34，相邻两个第三外壳、第三外壳和第二外壳均通过法兰连接；第一外壳和第三外壳均为短粗状结构。相邻的两个法兰盘34之间设有密封圈，该密封圈用于防止冰融化成水后从两个法兰盘34之间的缝隙渗流；相邻的两个法兰盘34均通过多个螺栓固定连接。

在本公开的大多数实施方式中，每个第一外壳、每个第三外壳、每个第二外壳的内腔分别设置一个小冰块，该小冰块充满整个内腔；第一壳本体、第二壳本体和第三壳本体采用法兰盘34和螺栓固定连接后，所有小冰块自动拼接成一体式冰块。优选第一外壳、第二外壳和第三外壳内分别装入碱性水，然后一并放入冷冻设备冷冻成冰块，第一外壳、第二外壳和第三外壳既能作为冷冻模具使用，又能承载冰块完成尾焰处理。

需指出，上述的第一冷却通道由一个第一通道、一个第二通道和多个第三通道组成，多个第三通道平行设置；第二通道为锥形通道，第一通道的末端与第二通道的小端顺接，每个第三通道均与第二通道的大端连通；燃烧产物在第一通道与冰直接接触一次降温后进入第二通道继续与冰直接接触二次降温，二次降温后的燃烧产物在第二通道的大端与冰碰撞后分流至多个第三通道与冰直接接触三次降温，最后从第三通道的末端排出。

火箭发动机2安装在试验台的真空舱1之后，固体推进剂装入火箭发动机2，火箭发动机2点火，喷管喷出超高温尾焰，大冰块正对火箭发动机2的喷管安装，超高温尾焰完全进入大冰块的通道，超高温尾焰与添加碱性物质的冰通道进行内能与动能的能量交换，使超高温尾焰的温度与动能大幅度降低，最终超高温尾焰以低温的形态从通道的出口进入抽真空模块4。

在实际试验过程中发现，尾焰进入冷却通道之后，大多数尾焰会沿冷却通道的轴向流入抽真空模块4，然而，存在一小部分尾焰沿轴向运动的中途转为径向，并且呈束状冲击冷却通道的周壁。这样试验结束后对应束状冲击的位置残留有一个小洞，该小洞的轴向垂直于冷却通道的轴向。小洞的出现造成单次试验后对应冷却通道的壳体报废，存在无法重复利用的弊端。为了克服这一弊端，本公开在两节冰冷却筒31之间增加冰冷却环32，第二冰结构的壁厚大于第一冰结构的壁厚，避免了试验过程中尾焰烧穿壳体形成小洞，实现了对应冷却通道的壳体重复利用。

本公开实施例的冰冷却环32，包括环体和冰块，在环体内装入冰块，冰块上开设第二冷却通道和至少一个第三冷却通道，环体的内径大于第一壳本体的内径，环体的外径大于法兰盘34的外径。环体既能作为冷冻模具使用，又能承载冰块完成尾焰处理。

在本公开实施例的众多实施例中，第一冷却通道和第二冷却通道顺接；第三冷却通道的口径小于第一冷却通道的口径、第二冷却通道的口径。需指出，本公开实施例的第三冷却通道，并未沿环体的径向贯通冰块，第三冷却通道的口径远小于第一冷却通道和第二冷却通道的口径。

请参阅图2，本公开实施例的冰冷却环32位于第一外壳和第二壳体之间，第一外壳对应的冰块、冰冷却环32对应的冰块、第二外壳对应的冰块依次顺接。从火箭发动机2的喷管喷出的尾焰，绝大部分尾焰先进入第一外壳对应冰块的第一通道降温，再进入冰冷却环32对应冰块的第二冷却通道降温，然后进入第二外壳对应冰块的第二通道降温。有一小部分尾焰先进入第一外壳对应冰块的第一通道降温，再进入冰冷却环32对应冰块的第二冷却通道降温，接下来进入冰冷却环32对应冰块的第三冷却通道降温，然后进入冰冷却环32对应冰块的第二冷却通道降温。优选火箭发动机2的95%以上尾焰在第一冷却通道和第二冷却通道降温，5%以下尾焰在第三冷却通道降温后进入第三冷却通道。

本公开在两节冰冷却筒31之间增加冰冷却环32，第二冰结构的壁厚大于第一冰结构的壁厚，避免了试验过程中尾焰烧穿壳体形成小洞，实现了对应冷却通道的壳体重复利用。

由于火箭发动机2试验时尾焰中具有质量比超过20％的HCl有害气体，因此冰结构采用碱性水冷冻而成，冰在制造时加入了碱性材料，因此在换能过程中通过中和反应，同时完成了尾焰的无害化处理。

高空模拟试验是能够模拟火箭发动机2在空中飞行时的速度、高度等条件的地面试验设备，是考核火箭发动机2的性能与可靠性、同时精确测量火箭发动机2内弹道性能的重要地面试验。火箭发动机2的工作原理是：固体推进剂点燃后在燃烧室中燃烧，产生高温高压的燃气，即把化学能转化为热能；燃气经喷管膨胀加速，热能转化为动能，以极高的速度从喷管排出从而产生推力推动火箭向前飞行。

被动引射式高空模拟试验是在火箭发动机2点火初期及熄火过程中存在回火现象，给火箭发动机2的喷管带来较大危险。同时，回火时回流的高温燃气对布置在高空舱内的试验设备和线路构成了严重威胁。

为了防止回火，本公开实施例采用尾焰处理装置3对尾焰降温，降温后的尾焰由于温度仅为100℃左右，能防止高温尾焰对火箭发动机2特别是喷管、试验设备等造成破坏。

为了防止回火，本公开实施例的冰冷却环32靠近火箭发动机2的喷管设置；冰冷却环32与喷管之间设置一节冰冷却筒31，N-1节冰冷却筒31依次连接成冷却模块；冰冷却环32设置在一节冰冷却筒31与冷却模块之间。

火箭发动机2的推力随着高度的升高不断增大，直到在真空环境中达到最大推力，真空环境下火箭发动机2的环境压强非常低，本公开的近似真空环境，是通过抽真空模块4实现的；最后一节冰冷却筒31在火箭发动机2停止喷射尾焰后的1min内结束尾焰冷却。

尾焰处理装置3的尾焰处理速度大于所述火箭发动机2的尾焰喷射速度。抽真空模块4工作时，冰冷却筒31内尾焰的流动速度为2000m/s～5500m/s，火箭发动机2的尾焰喷射速度为1500m/s～5000m/s。

本公开把冰冷却筒31内尾焰的流动速度大于火箭发动机2的尾焰喷射速度，也是为了降低回火。

请参阅图3至图6，本公开实施例的抽真空模块4包括第一至第M级抽真空机械泵，M≥2，喷管排出的尾焰在冰冷却筒31降温成低温气流，低温气流流过每级抽真空机械泵，尾焰从最末级抽真空机械泵以环境压强排入大气。本公开实施例的抽真空模块4还包括第一至第M级冷凝器，每级冷凝器接入每级抽真空机械泵的前端，第一级冷凝器41连通火箭发动机2的喷管，喷管排出的尾焰在每级冷凝器依次冷凝，尾焰流过每级抽真空机械泵，尾焰从最末级抽真空机械泵以环境压强排入大气。

请参阅图3，第一级冷凝器41通过冷却模块与喷管连通；尾焰进入冷却模块降温成气流，一部分气流进入第一级冷凝器41转变成液体后停留在该级冷凝器，另一部分气流进入第一级抽真空机械泵43一次扩压。经第一级抽真空机械泵43扩压的一次扩压气流进入第二级冷凝器44，一部分一次扩压气流进入第二级冷凝器44转变成液体后停留在该级冷凝器，另一部分一次扩压气流进入第二级抽真空机械泵45二次扩压；经第二级抽真空机械泵45扩压的二次扩压气流进入第三级冷凝器46，一部分二次扩压气流进入第三级冷凝器46转变成液体后停留在该级冷凝器，另一部分二次扩压气流进入第三级抽真空机械泵47三次扩压后以环境压强排入大气。

请参阅图6，第一级冷凝器41通过冷却模块与喷管连通；尾焰进入冷却模块降温成气流，一部分气流进入第一级冷凝器41转变成液体后停留在该级冷凝器，另一部分气流进入第一级抽真空机械泵43一次扩压。经第一级抽真空机械泵43扩压的一次扩压气流进入第二级冷凝器44，一部分一次扩压气流进入第二级冷凝器44转变成液体后停留在该级冷凝器，另一部分一次扩压气流进入第二级抽真空机械泵45二次扩压后以环境压强排入大气。

第一级冷凝器41通过冷却模块与喷管连通；尾焰进入冷却模块降温成气流，一部分气流进入第一级冷凝器41转变成液体后停留在该级冷凝器，另一部分气流进入第一级抽真空机械泵43一次扩压。经第一级抽真空机械泵43扩压的一次扩压气流进入第二级冷凝器44，一部分一次扩压气流进入第二级冷凝器44转变成液体后停留在该级冷凝器，另一部分一次扩压气流进入第二级抽真空机械泵45二次扩压；经第二级抽真空机械泵45扩压的二次扩压气流进入第三级冷凝器46，一部分二次扩压气流进入第三级冷凝器46转变成液体后停留在该级冷凝器，另一部分二次扩压气流进入第三级抽真空机械泵47三次扩压；经第三级抽真空机械泵47扩压的三次扩压气流进入第四级冷凝器，一部分三次扩压气流进入第四级冷凝器转变成液体后停留在该级冷凝器，另一部分三次扩压气流进入第四级抽真空机械泵四次扩压后以环境压强排入大气。

为了适应不同高度的低压真空环境，在本公开实施例中，经第一级冷凝器41冷凝的气流分成1~Z股，Z≥2；每股气流分别进入一个第一级抽真空机械泵43扩压的一次扩压气流进入第二级冷凝器44，经第二冷凝器冷凝后进入第二级抽真空机械泵45二次扩压，以此类推，每股气流分别进入一个第M级抽真空机械泵M次扩压后以环境压强排入大气。

也就是说，第二至第M级冷凝器分别为Z个，第一至第M级抽真空机械泵也分别为Z个；Z个第二至第M级冷凝器和Z个第一至第M级抽真空机械泵构成Z路尾焰抽真空***；Z路尾焰抽真空***并联设置。在Z路尾焰抽真空***中，至少一路尾焰抽真空***与第一级冷凝器41连通。

请参阅图3，经第一级冷凝器41冷凝的气流分成股，每股气流分别进入一个第一级抽真空机械泵43扩压的一次扩压气流进入第二级冷凝器44，经第二冷凝器冷凝后进入第二级抽真空机械泵45二次扩压，二次扩压气流进入第二级冷凝器44，经第二冷凝器冷凝后进入第三级抽真空机械泵47三次扩压后以环境压强排入大气。

图4所示为5路中的1路尾焰抽真空***正常工作，其他尾焰抽真空***暂停工作的示意图，经第一级冷凝器41冷凝的气流不需要分流直接进入一路尾焰抽真空***对应的第一抽真空机械泵扩压。图5所示为5路中的2路尾焰抽真空***正常工作，其他尾焰抽真空***暂停工作的示意图，经第一级冷凝器41冷凝的气流分流成2股，2股各进入一路尾焰抽真空***对应的第一抽真空机械泵扩压。

请参阅图3和图6，本公开实施例的真空模块，除了包括第一至第M级冷凝器、第一至第M级抽真空机械泵之外，还包括多通管42；多通管42位于第一级冷凝器41与Z个第一级抽真空机械泵43之间；多通管42与第一级冷凝器41和Z个第一级抽真空机械泵43连通，经第一级冷凝器41冷凝的气流进入多通管42后分流成1 ~Z股。

请参阅图3，图3的多通管42具有1个进气口和5个出气口，1个进气口与第一级冷凝器41连通，5个出气口分别与5个第一级抽真空机械泵43连通。请参阅图6，图6的多通管42具有1个进气口和3个出气口，1个进气口与第一级冷凝器41连通，3个出气口分别与3个第一级抽真空机械泵43连通。多通管42具有1个进气口和2个出气口，1个进气口与第一级冷凝器41连通，2个出气口分别与2个第一级抽真空机械泵43连通。

本公开实施例的冷凝器设置有冷凝通道，抽真空机械泵与冷凝通道连通，冷凝通道内安装有冷凝管，冷凝管内流动有冷凝介质。气流流过冷凝通道，能把部分气流转变成液体。

本公开公开了一种火箭发动机高空模拟试验的尾焰处理方法，包括以下步骤：

步骤S110、在地面近似真空环境下，火箭发动机2的喷管喷出尾焰；

步骤S120、尾焰处理装置3对尾焰降温和无害化处理；

步骤S130、经尾焰处理装置3处理的气流，流过抽真空模块4的每级抽真空机械泵，尾焰从最末级抽真空机械泵以环境压强排入大气，喷管处所感受的压强为低压且近似真空。

本公开利用火箭发动机2排出的尾焰作为每级抽真空机械泵的气流，多级抽真空机械泵依次扩压，最末级抽真空机械泵以环境压强把气流排放入大气，喷管处所感受的反压不再是环境大气压，而是当地压强，以此模拟出高空的真空环境。

本公开的每级抽真空机械泵采用喷射原理形成真空，压力较高的引射气流以很高的速度从抽真空机械泵的喷嘴喷出，进入混合室卷吸周围压力较低的流体，两种流体在混合室内混合成混合气流，混合气流在混合室进行能量交换，提高被引射气体的静压，混合气流经过扩压段减速增压，排到下一级抽真空机械泵或者大气中，抽真空机械泵将喷管处的压力调节成真空环境下的压强（当地压强）。

本公开根据不同高度的不同低压真空环境，接入Z路尾焰抽真空***中的至少一路尾焰抽真空***，将喷管处的压力调节成相应高度的真空环境压强。

步骤S120中的无害化处理，包括：（1）尾焰中含有熔融态三氧化二铝，尾焰处理装置3把熔融态三氧化二铝迅速冷却成为固体粒子，固体粒子随尾焰流入抽真空模块4；（2）尾焰处理装置3的冰结构中含有碱性物质，尾焰中含有的氯化氢气体，碱性物质在冷却通道与氯化氢气体中和反应。

固体火箭发动机2尾焰经过尾焰处理装置3，可实现尾焰的低温和无害化排放。由于采用冰作为换能材料，在同样数量的能量交换条件下，所需要冰的质量远小于水的质量，其效率更高，产物的导排性也更强。技术主要优势如下：（1）采用冰为换能处理介质，换能效率更高；（2）由于碱性材料的加入，可以同时消除固体火箭发动机2尾焰中的有害成份HCl，做到无害化处理；（3）尾焰处理装置3采用模块化结构，移动性强，可以根据快速应用于各种试验现场。本公开实施例的尾焰处理装置3，从尾焰处理装置3流入抽真空装置的流体温度在100℃以下，优选在80℃以下；经过尾焰处理装置3处理，从尾焰处理装置3流入抽真空装置的流体中，铝氧化物分成排放量小于1%；尾焰处理装置3处理尾焰时噪音在50米范围内下降60％；经过尾焰处理装置3处理，从尾焰处理装置3流入抽真空装置的流体中，尾焰中HCl气体排放量下降95％。

上文所列出的一系列的详细说明仅仅是针对本公开的可行性实施方式的具体说明，它们并非用以限制本公开的保护范围，凡未脱离本公开技艺精神所作的等效实施方式或变更均应包含在本公开的保护范围之内。

对于本领域技术人员而言，显然本公开不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本公开的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本公开。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本公开的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本公开内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。

Claims (4)

1.一种火箭发动机高空模拟试验的尾焰处理装置，其特征在于，包括：N节冰冷却筒和至少一节冰冷却环，N≥2；

所述冰冷却环位于两节所述冰冷却筒之间，剩余所述冰冷却筒依次连接；

所述冰冷却筒内设置第一冰结构，所述冰冷却环内设置第二冰结构，所述第二冰结构的壁厚大于所述第一冰结构的壁厚；在注水冷却的残留孔洞位置设置所述第二冰结构，实现尾焰处理装置的重复利用；

所述第一冰结构沿其轴向设有第一冷却通道，所述第二冰结构沿其轴向设有第二冷却通道，所述第二冰结构还沿其径向设有第三冷却通道；所述第一冷却通道和所述第二冷却通道顺接；所述第一冷却通道、所述第二冷却通道和所述第三冷却通道均连通，且所述第一冷却通道的口径和所述第二冷却通道的口径均大于所述第三冷却通道的口径；

所述第一冰结构和所述第二冰结构均通过抽真空模块模拟出对应高空的真空环境；

所述冰冷却环靠近火箭发动机的喷管设置；所述冰冷却环与所述喷管之间设置一节所述冰冷却筒，N-1节所述冰冷却筒依次连接成冷却模块；所述冰冷却环设置在一节所述冰冷却筒与所述冷却模块之间；

所述冷却模块将进入的尾焰降温成气流，一部分气流进入第一级冷凝器转变成液体后停留在该级冷凝器，另一部分气流进入第一级抽真空机械泵一次扩压；经所述第一级抽真空机械泵扩压的一次扩压气流进入第二级冷凝器；一部分所述一次扩压气流进入所述第二级冷凝器转变成液体后停留在该级冷凝器，另一部分所述一次扩压气流进入所述第二级抽真空机械泵二次扩压后以环境压强排入大气；所述冰冷却环包括环体和冰块，在环体内装入冰块，冰块上开设第二冷却通道和至少一个第三冷却通道；所述第一冷却通道、所述第二冷却通道以及所述第三冷却通道同时对火箭发动机的尾焰降温；

所述第一冷却通道的壁厚和所述第二冷却通道的壁厚均大于所述第三冷却通道的壁厚；使得所述火箭发动机的95%以上尾焰在所述第一冷却通道和所述第二冷却通道降温，5%以下尾焰在所述第三冷却通道降温；

尾焰处理装置的尾焰处理速度大于所述火箭发动机的尾焰喷射速度。

2.根据权利要求1所述的尾焰处理装置，其特征在于，所述抽真空模块实时抽取所述冰冷却筒和所述冰冷却环的尾焰；

所述抽真空模块在所述火箭发动机停止喷射尾焰后之后才停止工作，使得最后一节冰冷却筒在火箭发动机停止喷射尾焰后的1min内结束尾焰冷却。

3.一种火箭发动机高空模拟试验的尾焰处理方法，其特征在于，火箭发动机高空模拟试验的尾焰处理方法基于权利要求1-2任一项所述的尾焰处理装置，火箭发动机高空模拟试验的尾焰处理方法包括：

在地面近似真空环境下，火箭发动机的喷管喷出尾焰；

尾焰处理装置对所述尾焰降温和无害化处理；

经尾焰处理装置处理的气流，流过抽真空模块，所述喷管处的压强为低压，所述喷管处的真空度为对应高空的真空度。

4.根据权利要求3所述的火箭发动机高空模拟试验的尾焰处理方法，其特征在于，所述无害化处理，包括：

尾焰中含有熔融态三氧化二铝，尾焰处理装置把熔融态三氧化二铝迅速冷却成为固体粒子，固体粒子随尾焰流入抽真空模块；

尾焰处理装置的冰结构中含有碱性物质，尾焰中含有的氯化氢气体，碱性物质在冷却通道与氯化氢气体中和反应。