[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

摘要

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。

主权项

1.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（1）、缩比喷管模型（2）和缩比扩压器模型，其特征在于：所述缩比喷管模型（2）通过台架连接安置于缩比高空舱（1）内，缩比高空舱（1）与缩比扩压器模型连接，缩比喷管模型（2）的出口部分伸入缩比扩压器模型的入口直筒段（3）内；所述缩比扩压器模型分为入口直筒段（3）、收敛段（4）、二次喉道段（5）和扩散段（6），所述入口直筒段（3）的直径与缩比喷管模型（2）出口直径相匹配，气流从缩比喷管模型（2）的喉部到入口直筒段（3）端面全部为自由等熵膨胀过程，经过入口直筒段（3）的壁面后发生反射形成斜激波；所述收敛段（4）的内壁面曲线形状与缩比喷管模型（2）的收缩形式相近，为锥段形式，收敛段（4）的入口直径与入口直筒段（3）直径相同，气流经入口直筒段（3）反射后进入收敛段（4）内，反射后的气流在轴线上相交后形成反射激波；所述二次喉道段（5）为直筒形状，直径与收敛段（4）的出口直径相同，气流在该区域不断反射、相交而形成一系列的激波串，从而实现减速增压，并以亚声速从扩散段（6）排出。