[发明专利]一种组合式多功能燃烧装置

说明书

技术领域

本发明涉及一种适用于液体火箭发动机高压大热流推力室性能研究的可实现燃烧效率、热流分布和声学特性等多功能测量的分段串联组合式燃烧装置。

背景技术

目前我国尚不具备大推力液体火箭发动机推力室高压挤压热试车的条件，因此为优化推力室设计，提高燃烧性能，只能通过单喷嘴或缩比喷注器热试车的方式来进行模拟研究。近年来国内外的研究结果表明，包括氧化剂喷嘴缩进、出口直径、出口管壁厚、燃料喷嘴环形间隙和单喷嘴流量等诸多喷注器结构细节参数以及燃烧室长度、型面等诸多燃烧室结构细节参数都对燃烧效率、热流分布和声学特性有较大的影响。传统的缩比热试验通常采用喷注器和燃烧室串联的两段式试验件结构，每次试验只能对其中一个设计参数进行考核。要得到上述每种参数的影响规律，需要设计数十种方案的试验件，进行数十次热试验考核，则试验次数及成本、周期需求太多。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：克服现有缩比试验用燃烧装置设计和试验技术的不足，提供一种适用于液体火箭发动机高压大热流推力室性能研究的，可实现燃烧效率、热流分布和声学特性等多功能测量的分段串联组合式多功能燃烧装置，实现一套试验件尽可能多的获取关键设计信息，一次热试验考核多种喷注器方案的目的。

实现本发明目的的技术方案如下：一种燃烧试验件，该燃烧试验件包括依次连接的喷注器、安装段、1#圆柱段、2#圆柱段和喷管段；在喷注器的一端设有氧化剂进口，在喷注器上与氧化剂进口垂直方向设有燃料进口；在1#圆柱段上设有冷却剂出口和1#圆柱段冷却剂入口；在2#圆柱段上设有2#圆柱段冷却剂入口和2#圆柱段冷却剂出口；在喷管段上设有冷却剂入口、喷管段冷却剂出口；工作过程中，氧化剂由氧化剂进口进入；燃料由燃料进口进入；冷却剂由冷却剂入口流入，由冷却剂出口流出；所述的1#圆柱段、2#圆柱段和喷管段的冷却剂流路通过金属软管实现串联，冷却剂采用逆流方式，从喷管段大端的冷却剂入口进入，依次流过喷管段和两个圆柱段后，最终由冷却剂出口排出，即流经顺序为冷却剂入口、喷管段冷却剂出口、2#圆柱段冷却剂入口、2#圆柱段冷却剂出口、1#圆柱段冷却剂入口、冷却剂出口。

如上所述的一种燃烧试验件，其在所述的冷却剂出口设置1#圆柱段冷却剂出口温度测点，在2#圆柱段冷却剂出口设置2#圆柱段冷却剂出口温度测点，在喷管段冷却剂出口设置喷管段冷却剂出口温度测点。

如上所述的一种燃烧试验件，其在所述的1#圆柱段的燃烧室壁上设置3#燃气压力测点，在所述的2#圆柱段的燃烧室壁上设置2#燃气压力测点，在所述的喷管段的燃烧室壁上设置1#燃气压力测点。

如上所述的一种燃烧试验件，其特征在于：所述的喷注器、安装段、1#圆柱段、2#圆柱段和喷管段之间通过螺栓连接。

本发明所述的一种组合式多功能燃烧装置，其包括并联设置的若干个燃烧试验件以及推进剂供应系统；所述的推进剂供应系统包括氧化剂贮箱，氧化剂贮箱通过管路与若干个燃烧试验件的氧化剂进口分别连接；在氧化剂贮箱与每个燃烧试验件的氧化剂进口连接的管路上均设置氧化剂流量调节元件；所述的推进剂供应系统还包括燃料贮箱，燃料贮箱通过管路与若干个燃烧试验件的燃料进口分别连接；在燃料贮箱与每个燃烧试验件的燃料进口连接的管路上均设置燃料流量调节元件；每个燃烧试验件均配置一个点火器；每个点火器分别通过管路连接点火燃料气瓶和点火氧化剂气瓶；每个燃烧试验件的冷却剂入口通过管路连接冷却剂箱。

如上所述的一种组合式多功能燃烧装置，其所述的每个点火器与点火燃料气瓶连接的管路上设有燃料控制阀。

如上所述的一种组合式多功能燃烧装置，其所述的每个点火器与点火氧化剂气瓶连接的管路上设有点火燃料控制阀。

如上所述的一种组合式多功能燃烧装置，其所述的每个燃烧试验件的冷却剂入口与冷却剂箱连接的管路上设有冷却剂控制阀。

如上所述的一种组合式多功能燃烧装置，其所述的每一路燃烧试验件上都设置冷却剂流量调节元件。