[发明专利]一种发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统及方法

说明书

本发明属于液体火箭发动机设计领域，适用于存在受限空间点火羽流激波环境的液体火箭发动机，涉及一种发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统及方法。在发动机受限空间点火激波环境适应性验证时，液体火箭发动机处于单机热试车的试验状态，在发动机喷管下游按照受限空间边界条件设置挡板，模拟发动机受限空间点火工作环境，达到模拟受限空间点火时间后，关闭发动机完成验证，或者撤除、移动挡板，使发动机脱离受限空间后继续进行经历激波环境后的发动机正常点火验证。激波在喷管内实际驻留时间通过推力参数进行判定。克服采用流场和传热仿真技术确定喷管内部激波环境参数难度大、精度低的问题，为液体火箭发动机激波环境适应性提供了精确依据。

技术领域

本发明属于液体火箭发动机设计领域，适用于存在受限空间点火羽流激波环境的液体火箭发动机，具体涉及一种发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统及方法。

背景技术

液体火箭发动机喷口通常都是在开敞的环境下点火工作，但当喷管出口超声速气流受到阻挡后，会在阻挡物前沿产生激波，当喷管与阻挡物距离小到一定程度，就会在喷管内部形成了正激波，使得激波贴壁部位的喷管壁面温度会快速上升，当其温度超过喷管壁面耐温极限或高温强度极限后，就会烧毁或破坏喷管。

目前采用流场和传热仿真技术，可以对喷管内部激波位置、热流密度和温度上升趋势进行计算，但此类仿真技术涉及到流固耦合以及非稳态传热，使得其仿真难度大，仿真精度无法保证。

发明内容

为了克服采用流场和传热仿真技术确定喷管内部激波环境参数难度大、精度低的问题，本发明提出一种发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统及方法，在液体火箭发动机真实点火中模拟出喷管内激波驻留的环境，对液体火箭发动机对这种工作环境的适应性及适应边界进行真实的验证，相较于仿真技术，其测量更为简单，判定更为准确，为液体火箭发动机激波环境适应性提供了更为可靠的依据。

本发明的技术解决方案是提供一种发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统，其特殊之处在于：包括推力测量装置与挡板；

推力测量装置用于固定液体火箭发动机，且在地面试车或真空试车时，液体火箭发动机点火后，测量液体火箭发动机的推力；

挡板用于模拟液体火箭发动机受限空间点火环境，安装在液体火箭发动机喷管下游，遮挡液体火箭发动机点火后喷管喷射的燃气，使得液体火箭发动机喷管内产生激波；挡板与喷管端口之间的距离按照受限空间边界条件设置，保证挡板与喷管端口之间的距离小于可使喷管内产生激波的最小距离。

进一步地，挡板为刚性挡板或柔性挡板，其面积大于液体火箭发动机喷管端口燃气通道面积。因为挡板是用于遮挡液体火箭发动机点火后喷管喷射的燃气，所以会受到液体火箭发动机点火高速燃气冲击作用(接近液体火箭发动机正常推力)和燃气滞止后的接近3000℃的高温作用，在模拟受限空间点火时长内，挡板应能在发动机高速燃气冲击作用力条件下维持其位置。以免位移过大导致激波脱离喷管。对于刚性挡板，其自身应能短时(大于模拟受限空间点火时长)耐受高温燃气而不被破坏。对于柔性挡板，自身应能在短时间内(稍大于或等于模拟受限空间点火时长)被高温燃气烧熔或吹破，避免长时间点火时，试验破坏发动机喷管。

进一步地，推力测量装置上安装有推力传感器，用于测量点火后液体火箭发动机的推力。

本发明还提供一种基于所述系统实现发动机受限空间点火激波环境适应性验证方法，其特殊之处在于，包括以下步骤：

步骤1、搭建发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统；

将液体火箭发动机固定在推力测量装置上，根据受限空间边界条件将挡板固定在液体火箭发动机喷管下游，模拟液体火箭发动机受限空间点火环境；

步骤2、短程点火，模拟喷管内部的激波环境，判定激波环境参数；