[发明专利]一种用于研究亚-超混合流动的可调式低压点火实验系统

说明书

本发明公开了一种用于研究亚‑超混合流动的可调式低压点火实验系统，包括实验段，具有气体入口和气体出口，气体入口和气体出口之间具有贯通的混合气体流道；亚声速气体流道，其出气端与气体入口的第一入口连接；进气接头，与亚声速气体流道的进气端连接；超声速气体流道，其出气端与气体入口的第二入口连接；燃烧室，与超声速气体流道的进气端连接；出口流道，连接于气体出口，其上具有换热段；及背压调节机构，与出口流道的气体出口连接，用于在实验过程中通过抽真空方式调节实验系统的背压；本发明在出口流道上连接背压调节机构，可以根据实验需要调节实验系统的背压，更好的模拟火箭发动机工作环境，使实验系统背压调节更精确。

技术领域

本发明属于航空航天实验仪器技术领域，尤其涉及一种用于研究亚-超混合流动的可调式低压点火实验系统。

背景技术

在内嵌火箭式冲压发动机燃烧室中，主火箭燃气与来流空气的混合是典型的大梯度亚-超剪切混合流，两股射流之间的大速度差和大温度差使得射流之间形成的剪切混合层厚度随流向增长异常缓慢，会影响两股射流之间的能量和动量传递，进而造成主冲压燃烧室整体燃烧效率低下，燃料能量得不到充分发挥，会严重影响冲压组合发动机的工作特性，成为冲压组合发动机研制中的技术瓶颈之一。

在火箭冲压发动机内部，火箭射流与冲压来流形成的亚-超剪切混合流的对流马赫数往往在1以上。亚-超剪切混合流对实验装置的要求远远高于不可压缩剪切混合流，边界条件的微小扰动都可能改变剪切混合流的流场结构，这对剪切混合流实验装置的设计提出了严峻的挑战。

常用的实验装置一般是在常背压条件下的亚-超剪切混合流实验装置，能够开展对于亚-超剪切混合流的纹影技术测量，通过纹影技术直接获取亚-超剪切混合流的流场结构

但是，目前测量亚-超剪切混合流的实验装置仅仅是在常背压条件下，而高空发动机实际工作在低背压条件下，这就使得现有的实验装置对获得低背压条件下亚-超剪切混合流的流场结构与特性的参考意义不大。

发明内容

本发明的目的是提供一种用于研究亚-超混合流动的可调式低压点火实验系统，以为火箭发动机中亚-超剪切层提供真实模拟低背压条件，提升实验数据的准确性。

本发明采用以下技术方案：一种用于研究亚-超混合流动的可调式低压点火实验系统，包括：

实验段，具有气体入口和气体出口，气体入口和气体出口之间具有贯通的混合气体流道；其中，气体入口包括第一入口和第二入口；

亚声速气体流道，其出气端与第一入口连接；

进气接头，与亚声速气体流道的进气端连接；

超声速气体流道，其出气端与第二入口连接；

燃烧室，与超声速气体流道的进气端连接，用于提供超声速气体；

出口流道，连接于实验段的气体出口，其上具有换热段，换热段用于为从气体出口流出的混合气体降温；及

背压调节机构，与出口流道的气体出口连接，用于在实验过程中通过抽真空方式调节实验系统的背压。

进一步地，出口流道包括沿混合气体流动方向一体成型的收拢段和排气段，换热段位于排气段的中部；

其中，收拢段呈圆台状，其入口处横截面积大于出口处横截面积。

进一步地，换热段的内腔中设置有冷凝管，冷凝管为蛇形管，冷凝管的进水端和出水端均设置在换热段的外壁上。

进一步地，实验段为长方体状，内部具有腔室；

第一入口设置于腔室的前端部，第二入口设置于腔室前段的一个侧面上；