[实用新型]宇宙飞行设备发动机满流试验装置及宇宙飞行设备发动机

说明书

本实用新型涉及宇宙飞行设备发动机技术领域，具体涉及一种宇宙飞行设备发动机满流试验装置及宇宙飞行设备发动机。一种宇宙飞行设备发动机满流试验装置，包括：发动机喷管，具有扩张段和圆筒段，以及设于所述扩张段和圆筒段之间的收缩段；导流结构，设于所述扩张段的开口处，以占据开口处的部分空间，并预留气体通道；支撑结构，与所述导流结构连接。本实用新型提供了一种结构简单，重量较小，成本较低的宇宙飞行设备发动机满流试验装置及宇宙飞行设备发动机。

技术领域

本实用新型涉及宇宙飞行设备发动机技术领域，具体涉及一种宇宙飞行设备发动机满流试验装置及宇宙飞行设备发动机。

背景技术

为了获得高比冲，在高空或空间工作的发动机的喷管都采用大扩张比。这种发动机如果在地面试车台上试车，由于外界为标准大气压，而喷管内的气流因喷管扩张面积的增大，压力下降，直至低于外界标准大气压，外界大气进入扩张部包围内部气流，使得燃气在喷管出口内一段距离上发生分离，即喷管达不到满流。这样燃气分离产生的振荡力可能破坏喷管，使发动机不能正常工作。

现有的解决方法是在喷管裙部套上一个扩压器，当发动机点火起动后，靠扩压器和燃气的自身引射作用，使喷管周围迅速达到所要求的真空度，使喷管内的燃气达到满流，这种试验方法称为满流试验。但是这种试验方法中用到的装置由于需要设置O型密封圈、波纹管、转接架和扩压器等部件，因此结构比较复杂；另外，波纹管和发动机喷管出口连接处密封结构的设置，也增加了发动机的重量。现有技术中还有一种以测量火箭发动机真空推力为目的的试验方法，称为高空模拟试验，该试验方法的原理与满流试验的原理大致相同，不同点在于该方法建造了一个大型的真空舱，将整台火箭发动机都装入真空舱内。这种方法客观上也实现了令喷管内的燃气达到满流的效果，但是该方法中使用的装置更加复杂，重量更大，成本也更高。

实用新型内容

因此，本实用新型要解决的技术问题在于克服现有技术中的宇宙飞行设备发动机满流试验装置结构复杂，重量较大，成本较高的缺陷，从而提供一种结构简单，重量较小，成本较低的宇宙飞行设备发动机满流试验装置及宇宙飞行设备发动机。

为了解决上述技术问题，本实用新型提供了一种宇宙飞行设备发动机满流试验装置，包括：

发动机喷管，具有扩张段和圆筒段，以及设于所述扩张段和圆筒段之间的收缩段；

导流结构，设于所述扩张段的开口处，以占据开口处的部分空间，并预留气体通道；

支撑结构，与所述导流结构连接。

可选地，所述导流结构为圆锥状，且导流结构的大头端靠近所述扩张段的开口设置，小头端靠近所述收缩段设置。

可选地，所述导流结构的大头端延伸至所述扩张段的开口外部设置。

可选地，所述导流结构的轴线与所述发动机喷管的轴线共线设置。

可选地，所述导流结构的大头端的半径与燃烧室的压力之间的关系满足下述公式：

0.00225ε²+0.1165ε－0.555＝p；

ε＝(πR²－πr²)/πr₀²；

其中，p为燃烧室的压力，ε为加入导流结构后的发动机喷管的扩张段的开口处的截面积与发动机喷管的喉部截面积的比值，R为未加入导流结构时发动机喷管的扩张段的开口处的半径，r为导流结构的大头端在位于扩张段的开口处的半径，r₀为发动机喷管的喉部半径。

可选地，所述导流结构采用耐火材料制成。

可选地，所述支撑结构的一端与所述导流结构的大头端连接，另一端固定在地面上。

可选地，所述支撑结构固定在所述导流结构的大头端的中心处。