[发明专利]固体火箭发动机虚拟高模试验环境模型的验证装置

说明书

本发明涉及固体火箭发动机虚拟高模试验环境模型的验证装置，包括缩比高空舱、缩比喷管模型和缩比扩压器模型，缩比模型喷管通过台架连接安置于缩比高空舱内，缩比高空舱与缩比扩压器模型连接，缩比喷管模型的出口部分伸入缩比扩压器模型的入口直筒段内；所述缩比扩压器模型分为入口直筒段、收敛段、二次喉道段和扩散段。本发明无需进行点火试验，可以反复使用，成本更低，且无污染，更加安全；可测量扩压器各个截面气动参数，为虚拟高模环境模型修正提高可靠数据，而点火试验中，各截面气动参数无法连续完整测量。通过对不同型面参数的扩压器模型试验验证可为虚拟高模试验环境模型修正提供大量的试验数据支撑。

技术领域

本发明涉及一种验证装置，特别涉及一种固体火箭发动机虚拟高模试验环境模型的验证装置。

背景技术

固体火箭发动机虚拟高模试验环境是固体火箭发动机虚拟高模试车的关键环节。虚拟高模试验环境的气动特性是最重要的环境因素之一，通过固体火箭发动机虚拟高模试验环境模型验证装置，可以针对虚拟高模试验环境数学模型的气动环境因素变量加载具体数值，从而对虚拟高模试验气动流场数值分析以及理论计算进行模型修正，以验证模型的置信度，并为地面试车提供可靠验证依据。

冷流试验模型验证是研究虚拟高模试验环境气动特性的重要手段，针对理论计算和数值仿真分析得到的虚拟高模环境模型，利用几何相似和气动相似原理设计模型验证装置，并通过冷流试验验证模型的置信度和可靠性。几何相似即模型验证装置必须与实际扩压器在几何形状上相似，气动相似是指在某些特征截面上某些气动参数相等。在雷诺数、普朗特数、等熵指数、马赫数等四个表征流动特性的参数中，与边界层有关雷诺数与传热有关的普朗特数都不是影响气动性能的主要因素，因此可以不予考虑；须保证喷管出口和扩压器入口两个截面上的气流马赫数保持相等。

高模试验环境数学模型气动特性通过理论计算进行设计，利用数值仿真进行气动可压缩流场分析。理论计算设计主要针对被动引射高模试验原理进行引射器结构形式、气动特性、抗热性能、结构强度进行设计分析。常用的二次喉道式被动引射扩压器由入口直筒段、收敛段、直筒段、扩散段组成，针对各个截面通过将牛顿第二运动定律和质量守恒定律应用于运动流体得到的动量方程和连续方程，利用这两个基本方程得到各阶段的气动参数，最终得到最小气动压强、极限收缩比、舱压等参数。

高模试验环境模型的数值仿真主要基于有限体积法构建固体火箭发动机喷管出口-高空舱-扩压器三维两相流场数值计算模型，分析高模试验全过程高空舱、扩压器流场分布特性和变化过程。

目前对于环境模型的研制以及修正，主要利用地面高模热试车试验数据，具有小子样、高成本的特点。针对固体火箭发动机虚拟高模试验环境模型被动引射气动特性，仅通过理论计算和数值仿真只能初步解决气动参数设计，而通过地面高模热试车试验数据对高模环境模型的验证与修正，通过地面高模热试车的方式需消耗大量的人力资源和物力资源，同时扩压器不可反复使用、成本高、安全性低且造成了环境污染。尤其是对于燃烧室压力较低，喷管膨胀比较大的发动机，对扩压器气动性能要求非常苛刻，仅通过少量热试车数据和经验数据可靠性不能满足要求。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供固体火箭发动机虚拟高模试验环境模型的验证装置，以解决为固体火箭发动机虚拟高模试验环境模型提供验证的问题。