[发明专利]一种可移动燃气导流装置及其使用方法

说明书

本发明涉及一种燃气导流装置，具体涉及一种可移动燃气导流装置及其使用方法，其目的是解决现有燃气导流装置存在仅适用于燃气冲击时间较短的情况，且都不可移动、不可调节角度、不能灵活组合使用，不适用于航天发动机组合件地面试验的技术问题。该装置包括燃气导流板、移动车、至少两个可调节长支撑杆、多个可调节短支撑杆和多个安装座，通过将燃气导流板安装在移动车上，实现了调整燃气冲击角度的目的；可将多个可移动燃气导流装置的移动车相互连接，将燃气导流板灵活拼接使用；移动车和安装座之间通过可调节短支撑杆连接，方便移动和运输。该方法利用该装置进行，可采用不同的工作模式，对燃气进行有效导向。

技术领域

本发明涉及一种燃气导流装置，具体涉及一种可移动燃气导流装置及其使用方法。

背景技术

燃气导流装置在航天发动机地面试验的试车台以及火箭发射台均有使用。当火箭发动机点火时，燃气导流装置将火箭发动机产生的高温、高速燃气导流，使其远离试车台工位或火箭发射台的方向，以保护工位、台体设备及测控设备的安全。《科学新闻》第528卷第10期的文章“高温特种水泥打造火箭导流槽”中，介绍了一种火箭发射台所用的燃气导流装置(又称导流槽)，由低烧蚀率耐火混凝土浇筑而成。因火箭发射过程火焰冲击于燃气导流装置的时间较短(10s)，采用低烧蚀率耐火混凝土浇筑的燃气导流装置，能够满足燃气导流要求，所以目前火箭发射台所使用的燃气导流装置多由低烧蚀率耐火混凝土浇筑而成，烧蚀率为0.06～0.09mm/s，为了防止高速燃气对混凝土进行直接冲击，燃气导流装置的部分位置还需加装防护钢板，并对表面进行喷水冷却。

航天发动机组合件指航天发动机的燃气发生器和推力室等装置的组合。航天发动机组合件试验时会喷出高速高温燃气(速度＜2马赫、总温＜2000K)，且试验时长通常在100s左右，所以燃气导流装置需能够承受长时间的高温高速燃气冲击，为满足不同航天发动机组合件的试验需求，燃气导流装置需能够调节与航天发动机组合件的燃气喷管之间的距离和燃气冲击角度，还需要改变燃气导流装置的导流型面以适应不同试验的燃气导流需求。

公告号为CN105971769B的中国发明专利“小型固体火箭发动机正立式试车燃气导流器”中，公开了一种用于小型固体火箭发动机正立式试车过程的燃气导流槽，其主要由导流体和支架组成，支架由处于导流体外侧的钢板组焊而成，支架内部焊接钢丝加强网，导流体由耐高温水泥浇筑在支架内部形成，其未采用喷水冷却方式，结构简单，适用于小型固体火箭发动机的燃气导流任务。

公告号为CN106123032B的中国发明专利“一种用于高温燃气的导流板装置”中，公开了基于沸腾相变吸热原理的燃气导流板结构，其主要适用于航空母舰上飞机发动机燃气的导流。该装置通过雾化相变提高了导流板的换热能力，可以快速降低导流板温度，满足航空母舰上飞机起飞时间较短、且需要多次起飞的要求。

但以上提到的三种燃气导流装置，均仅适用于燃气冲击时间较短的情况，且都不可移动、不可调节角度、不能灵活组合使用，不适用于航天发动机组合件的地面试验。

发明内容

本发明的目的是解决现有燃气导流装置存在仅适用于燃气冲击时间较短的情况，且都不可移动、不可调节角度、不能灵活组合使用，不适用于航天发动机组合件地面试验的技术问题，提供一种可移动燃气导流装置及其使用方法。

为解决上述技术问题，本发明提供的技术解决方案如下：

一种可移动燃气导流装置，其特殊之处在于：包括燃气导流板、移动车、至少两个可调节长支撑杆、多个可调节短支撑杆和多个安装座；

所述燃气导流板为由面板、底板和四个侧板围成的箱体；箱体内设有N个相互平行的隔板，将箱体内区域分割为N+1个单独的通道，且每个隔板上均设有通水孔；所述N≥1；

所述底板的一侧与移动车铰接作为支撑端a，底板上靠近另一侧的部分通过所述可调节长支撑杆与移动车连接作为升降端b，可调节长支撑杆的两端与底板和移动车的连接均采用铰接，使燃气导流板可以支撑端a的铰接处为旋转中心，改变与移动车间的夹角；