超燃及RBCC发动机连续变来流直连试验系统的制作方法

超燃及rbcc发动机连续变来流直连试验系统
技术领域
1.本实用新型属于发动机试验技术领域，更具体地说，是涉及一种超燃及 rbcc发动机连续变来流直连试验系统，适用于对超燃冲压发动机及rbcc组合发动机进行多工况点连续变来流直连试验。


背景技术：

2.超燃冲压发动机是超声速燃烧冲压式发动机的简称，在工作过程中从大气里获取氧气，从而节省飞行器重量；rbcc发动机是火箭冲压组合循环发动机。这两种发动机均是临近空间高超声速飞行器的动力装置，我国及世界各国均在开展相关的研究工作。
3.直连试验研究是开展超燃冲压发动机及rbcc发动机研究的重要研究手段，可以较真实地模拟发动机在高空飞行状态下的工作特性，从而在地面状态下获得较优的发动机方案及其性能。
4.超燃冲压发动机、rbcc发动机在高空连续工作，工况点非常多，地面试验时无法模拟全部飞行工况，一般是选取若干典型工况点开展直连试验研究。直连试验中最重要的模拟流动参数是来流总温及隔离段马赫数，传统的直连试验验证原理一般通过不同的加热器、不同的设备喷管来模拟不同的来流总温及隔离段马赫数，即只可进行单工况点试验验证。
5.传统的方式带来很多问题：一方面每次开展不同工况的试验，均需要将加热器、设备喷管进行反复的拆卸、安装，以便适应不同的试验工况，造成试验效率低下，且因每次安装位置、角度、力矩甚至安装人员等的差异造成试验结果重复性不好，或需要额外增加反复的调试工作，以便恢复到最优状态，工作十分繁琐。另一方面，由于每次试验为单工况点试验，仅可获得极少数飞行工况点的工作状态，无法模拟发动机在空中连续飞行连续变马赫数下的工作状态，为发动机方案确定带来困难，也为发动机真实连续飞行中可能存在的问题引入了不确定因素及安全隐患。


技术实现要素：

6.本实用新型的目的在于提供一种超燃及rbcc发动机连续变来流直连试验系统，适用于对超燃冲压发动机及rbcc组合发动机进行多工况点连续变来流直连试验，以解决现有试验系统仅可进行单工况点试验验证的问题。
7.为实现上述目的，本实用新型采用的技术方案是：提供一种超燃及rbcc 发动机连续变来流直连试验系统，适用于对超燃冲压发动机及rbcc组合发动机进行多工况点连续变来流直连试验，所述超燃及rbcc发动机连续变来流直连试验系统包括依次串接的功率装置、点火器、加热器、设备喷管及背压模拟装置，待试验发动机连接于所述设备喷管与所述背压模拟装置之间，所述加热器连接有燃料供应可调装置、氧化剂供应可调装置以及第一冷却剂供应控制装置；所述设备喷管为喉部通道可调喷管，所述喉部通道可调喷管连接有第二冷却剂供应控制装置，所述喉部通道可调喷管的通道入口与所述加热器相连通，其通
道出口用于连接所述待试验发动机，所述喉部通道可调喷管上连接有驱动装置，所述驱动装置用于驱动所述喉部通道可调喷管改变喉部通道的大小；其中，所述燃料供应可调装置、所述氧化剂供应可调装置、第一冷却剂供应控制装置、第二冷却剂供应控制装置以及所述驱动装置均受控于一控制器。基于上述设计，实现了对发动机试验中马赫数、流量、总温的连续可调。
8.进一步地，所述喉部通道可调喷管包括上板、下板以及两侧板，两所述侧板与所述加热器相对位置固定连接，所述上板和所述下板相对设置且可活动地夹设于两所述侧板之间以共同形成喉部通道可调的矩形通道喷管，所述驱动装置与所述上板和/或所述下板连接以驱动所述上板和/或所述下板相对移动以改变所述喉部通道的大小。基于以上设计，通过控制器对驱动装置的控制，由驱动装置驱动所述上板和/或所述下板相对移动以改变所述喉部通道的大小，实现对马赫数的连续调控；提升了操作的安全性和便利性。
9.进一步地，所述驱动装置包括上驱动装置和下驱动装置，所述上驱动装置与所述上板相连，所述下驱动装置与所述下板相连，所述上驱动装置和所述下驱动装置均受控于所述控制器。基于上述设计，对上板和/或下板进行调控，操作简单，易于实现。
10.进一步地，所述上板靠近所述通道出口的位置通过上转轴与两所述侧板转动连接，所述上驱动装置连接于所述上板上靠近所述通道入口的位置；所述下板靠近所述通道出口的位置通过下转轴与两所述侧板转动连接，所述下驱动装置连接于所述下板上靠近所述通道入口的位置。通过设计转轴，使得上板和/ 或下板通过转动的方式实现喉部通道可调喷管的调节。
11.进一步地，所述上驱动装置包括与所述上板相连的上作动机构以及用于驱动所述上作动机构运动的上驱动机构；所述下驱动装置包括与所述下板相连的下作动机构以及用于驱动所述下作动机构运动的下驱动机构。针对上下板分别设置上下驱动机构及上下作动机构来分别施加作用力，可实现更为精细化的控制，使得上板和下板的上下移动更加连贯以实现喉部通道可调喷管的精准调节。
12.进一步地，所述上板和所述下板通过夹持组件夹设于两所述侧板之间，所述夹持组件包括四个夹持件，四个夹持件与所述侧板的四个角落一一对应，每个所述夹持件夹持两所述侧板上相对应的两个角落。基于上述设计，既满足上下板可调的情况下确保设备喷管自身结构的稳固性。
13.进一步地，所述上板和所述下板与两所述侧板连接的位置处均设置有密封条以进行密封连接，以防止高温气体的泄漏。
14.进一步地，所述加热器包括依次连接的头部、身部、掺混整流段以及过渡段，所述头部连接所述点火器，所述过渡段连通所述设备喷管；所述氧化剂供应可调装置包括第一氧化剂供应可调装置和第二氧化剂供应可调装置，所述第一氧化剂供应可调装置连通所述头部，所述第二氧化剂供应可调装置连通所述掺混整流段；所述燃料供应可调装置连通所述头部。
15.进一步地，所述燃料供应可调装置包括燃料控制阀以及与所述燃料控制阀连接的燃料调节器；所述第一氧化剂供应可调装置包括第一氧化剂控制阀以及与所述第一氧化剂控制阀连接的第一氧化剂调节器；所述第二氧化剂供应可调装置包括第二氧化剂控制阀以及与所述第二氧化剂控制阀连接的第二氧化剂调节器。
16.进一步地，所述第一冷却剂供应控制装置包括多个冷却剂控制阀，多个所述冷却剂控制阀分别连通所述加热器的所述头部、所述身部、所述掺混整流段以及所述过渡段；所述第二冷却剂供应控制装置为单个冷却剂控制阀。对加热器的各个部分进行高效冷却，提高了长时工作的结构可靠性。
17.本实用新型提供的试验系统的有益效果在于：与现有技术相比，本实用新型通过将设备喷管设置为喉部通道可调喷管，且通过驱动装置驱动喉部通道可调喷管改变喉部通道的大小，实现了设备喷管喉部面积的连续调节，进而实现了试验过程中设备喷管出口马赫数的连续可调；此外还设置燃料供应可调装置、氧化剂供应可调装置以及冷却剂供应控制装置以实现对加热器燃料和氧化剂流量的连续调节；进一步的，流量的连续调节还可以实现混合比的调节，进而实现了燃烧总温的连续调节。基于上述设计的具体效果如下：一方面，开展不同飞行工况的试验，无需再将加热器、设备喷管进行反复地拆卸、安装，适应了各种试验工况，提升了试验效率。此外，避免了每次安装位置、角度、力矩甚至安装人员等的差异造成试验结果重复性不好，或需要额外增加反复的调试工作，为恢复到最优状态，工作十分繁琐等弊端。另一方面，避免了单工况点试验、造成仅可获得极少数飞行工况点的工作状态、无法模拟发动机在空中连续飞行连续变来流下的工作状态、为发动机方案确定带来困难、也为发动机真实连续飞行中可能存在的问题引入了不确定因素与安全隐患等弊端。
附图说明
18.为了更清楚地说明本实用新型实施例中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
19.图1为本实用新型实施例提供的超燃及rbcc发动机连续变来流直连试验系统的结构示意图，部分结构未示出；
20.图2为本实用新型实施例提供的设备喷管的结构示意图一，部分结构未示出；
21.图3为本实用新型实施例提供的设备喷管的结构示意图二，部分结构未示出；
22.图4为图3所示的设备喷管的局部剖视结构示意图，部分结构未示出。
23.其中，图中各附图主要标记：
24.1、燃料；10、燃料供应可调装置；101、燃料控制阀；102、燃料调节器；
25.2、背压模拟装置；
26.3a、第一氧化剂；31、第一氧化剂供应可调装置；311、第一氧化剂控制阀； 312、第一氧化剂调节器；
27.3b、第二氧化剂；32、第二氧化剂供应可调装置；321、第二氧化剂控制阀； 322、第二氧化剂调节器；
28.4、功率装置；5、点火器；
29.6、加热器；61、头部；62、身部；63、掺混整流段；64、过渡段；
30.7、设备喷管；71、上板；72、下板；73、左侧板；74、右侧板；75、上转轴；76、下转轴；
31.8、驱动装置；81、上驱动装置；811、上作动机构；812、上驱动机构；82、下驱动装置；821、下作动机构；822、下驱动机构；
32.9、控制器；
33.11、夹持组件；111、夹持件；112、密封条；
34.13a、第一冷却剂；13b、第二冷却剂；13c、第三冷却剂；13d、第四冷却剂；13e、第五冷却剂；131a、第一冷却剂控制阀；131b、第二冷却剂控制阀； 131c第三冷却剂控制阀；131d、第四冷却剂控制阀；131e、第五冷却剂控制阀。
具体实施方式
35.为了使本实用新型所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本实用新型进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本实用新型，并不用于限定本实用新型。请一并参阅图1，现对本实用新型实施例提供的超燃及rbcc发动机连续变来流直连试验系统进行说明。该超燃及rbcc发动机连续变来流直连试验系统，用于模拟发动机的真实飞行状态，适用于对超燃冲压发动机及rbcc组合发动机进行多工况点连续变来流直连试验。本实施例的超燃及rbcc发动机连续变来流直连试验系统包括背压模拟装置2以及依次串接的功率装置4、点火器5、加热器6、设备喷管7，待试验发动机连接于设备喷管7与背压模拟装置2之间，加热器6连接有燃料供应可调装置10、氧化剂供应可调装置以及第一冷却剂供应控制装置，喉部通道可调喷管连接有第二冷却剂供应控制装置；设备喷管7 为喉部通道可调喷管，喉部通道可调喷管的通道入口与加热器6相连通，其通道出口用于连接待试验发动机，喉部通道可调喷管上连接有驱动装置8，驱动装置8用于驱动喉部通道可调喷管改变喉部通道的大小；其中，冷却剂供应控制装置13包括分别加热器6的第一冷却剂供应控制装置、连通设备喷管7的第二冷却剂供应控制装置，燃料供应可调装置10、氧化剂供应可调装置、第一冷却剂供应控制装置、第二冷却剂供应控制装置以及驱动装置8均受控于一控制器9。
36.具体地，请参阅图1，喉部通道可调喷管包括上板71、下板72以及左侧板 73和右侧板74，左侧板73和右侧板74与加热器6相对位置固定连接，上板 71和下板72相对设置且可活动地夹设于左侧板73和右侧板74之间以共同形成喉部通道可调的矩形通道喷管，驱动装置8与上板71和/或下板72连接以驱动上板71和/或下板72相对移动以改变喉部通道的大小。
37.请参阅图1，其进一步地技术方案为，驱动装置8包括上驱动装置81和下驱动装置82，上驱动装置81与上板71相连，下驱动装置82与下板72相连，上驱动装置81和下驱动装置82均受控于控制器9。基于上述设计，对上板71 和/或下板72进行调控，操作简单，易于实现。
38.优选地，请参阅图1，本实施方式中，上板71靠近通道出口的位置通过上转轴75与左侧板73及右侧板74转动连接，上驱动装置81连接于上板71上靠近通道入口的位置；下板72靠近通道出口的位置通过下转轴76与左侧板73 及右侧板74转动连接，下驱动装置82连接于下板72上靠近通道入口的位置。通过设计转轴，使得上板71和/或下板72通过转动的方式实现喉部通道可调喷管的调节。
39.请参阅图2至图3，其进一步地技术方案为，上驱动装置81包括与上板71 相连的上作动机构811以及用于驱动上作动机构811运动的上驱动机构812；下驱动装置82包括与下板72相连的下作动机构821以及用于驱动下作动机构 821运动的下驱动机构822。针对上下
板分别设置上下驱动机构及上下作动机构来分别施加作用力，可实现更为精细化的控制，使得上板和下板的上下移动更加连贯以实现喉部通道可调喷管的精准调节。
40.优选地，请参阅图3，上板71和下板72通过夹持组件11夹设于两侧板73 之间，夹持组件11包括四个夹持件111，四个夹持件111与侧板73的四个角落一一对应，每个夹持件111夹持两侧板73上相对应的两个角落。基于上述设计，既满足上下板可调的情况下确保设备喷管自身结构的稳固性。
41.优选地，上板71和下板72与两侧板73连接的位置处均设置有密封条112 以进行密封连接。确保了设备喷管7的密封性，以防止高温气体的泄漏。
42.进一步地，加热器6包括依次连接的头部61、身部62、掺混整流段63以及过渡段64，头部61连接点火器5，过渡段64连通设备喷管7；氧化剂供应可调装置包括第一氧化剂供应可调装置31和第二氧化剂供应可调装置32，第一氧化剂供应可调装置31连通头部61，第二氧化剂供应可调装置32连通掺混整流段63；燃料供应可调装置10连通头部61。基于上述设计，对点火器5的不同部分分别进行燃料、氧化剂、冷却剂的供应，进行精确地调控。
43.具体地，请参阅图1，燃料供应可调装置10包括燃料控制阀101以及与燃料控制阀101连接的燃料调节器102；第一氧化剂供应可调装置31包括第一氧化剂控制阀311以及与第一氧化剂控制阀311连接的第一氧化剂调节器312；第二氧化剂供应可调装置32包括第二氧化剂控制阀321以及与第二氧化剂控制阀321连接的第二氧化剂调节器322。具体地，燃料供应可调装置10用于连接外部的燃料供应系统，以对供应系统向加热器6所提供的燃料1进行调控；第一氧化剂供应可调装置31用于连接外部的氧化剂供应系统，以对氧化剂供应系统向加热器6提供的第一氧化剂3a进行调控；同理，第二氧化剂供应可调装置 32用于连接外部的氧化剂供应系统，以对氧化剂供应系统向加热器6所提供的第二氧化剂3b进行调控。
44.具体地，请参阅图1，与加热器6相连的第一冷却剂供应控制装置包括多个冷却剂控制阀，在本实施例中，设有四个冷却剂控制阀，其分别为第一冷却剂控制阀131a、第二冷却剂控制阀131b、第三冷却剂控制阀131c以及第四冷却剂控制阀131d，上述多个冷却剂控制阀分别连通加热器6的头部61、身部 62、掺混整流段63以及过渡段64，且连接外部冷却液供应系统以向加热器6 的不同部位分别提供第一冷却剂13a、第二冷却剂13b、第三冷却剂13c以及第四冷却剂13d。与设备喷管7相连的第二冷却剂供应控制装置为单个冷却液控制阀，也即本实施例中的第五冷却剂控制阀131e，所述第五冷却剂控制阀131e 连接外部冷却液供应系统以向设备喷管提供第五冷却剂13e。其中，上述第一冷却剂13a、第二冷却剂13b、第三冷却剂13c、第四冷却剂13d以及第五冷却剂13e可为相同的冷却剂也可为不同的冷却剂。
45.请参阅图1，背压模拟装置2用于模拟发动机飞行状态下的背压。本实施方式中，背压模拟装置2通过流量引射、真空罐等方式，实现直连式试验所需的模拟背压，以便模拟更加真实的飞行状态。
46.超燃及rbcc发动机连续变来流直连试验系统的工作原理如下：
47.第一氧化剂3a经第一氧化剂调节器312、第一氧化剂控制阀311进入头部61，燃料经第二氧化剂调节器322、第二氧化剂控制阀321进入头部61，第一氧化剂3a与燃料在头部61远离点火器5一侧掺混。点火器5点火后实现点火燃烧，产生高温燃气经身部62进入掺混整流段63；第二氧化剂3b经第二氧化剂调节器322、第二氧化剂控制阀321进入掺混整流段
63，第二氧化剂3b与前述高温燃气继续在掺混整流段63继续掺混整流，掺混整流后的高温燃气经过渡段64、变结构的设备喷管7排出，产生满足直连试验所需流量、总温及马赫数的试验来流。
48.试验系统工作时，冷却剂供应系统经不同的管道将冷却液分别经第一冷却剂控制阀131a进入头部61、第二经冷却剂控制阀131b进入身部62、经第三冷却剂控制阀131c进入掺混整流段63、经第四冷却剂控制阀131d进入过渡段64、并经过第五冷却剂控制阀131e进入设备喷管7，对试验系统进行冷却。
49.试验系统在试验时，通过控制器9内程序设定好试验时序、变马赫数后的氧化剂流量指令、燃料流量指令、氧化剂流量指令，并通过氧化剂流量调节器 9、燃料流量调节器10、氧化剂流量调节器9分别实现变马赫数后的氧化剂流量、燃料流量、氧化剂流量的调节与控制，从而产生满足变马赫数后所需的燃气流量与总温；通过控制器9内程序设定好设备喷管7的上板71、下板72的转动角度位置指令，并分别通过上驱动装置81、上作动机构811以及下驱动装置82、下作动机构821，分别实现上板71、下板72围绕上转轴75、下转轴76 的位置转动，改变了设备喷管7内型面及喉部面积，从而实现新的喷管出口马赫数。
50.通过上述操作，实现了变马赫数工况下的满足所需流量、总温及马赫数的直连试验来流；此外，通过对控制器9的参数进行调整设定，可以实现变马赫数试验过程中试验时间长度的控制。
51.可以在同一次试验当中实现连续变马赫数、连续变总温、连续变流量直连试验，可以极大的提高试验效率，且能够模拟连续变马赫数真实飞行条件，可以对发动机在真实飞行条件下的工作状态及其性能进行全面的验证。
52.本实用新型提供的超燃及rbcc发动机连续变来流直连试验系统，与现有技术相比，本实用新型通过将设备喷管设置为喉部通道可调喷管，且通过驱动装置驱动喉部通道可调喷管改变喉部通道的大小，实现了设备喷管喉部面积的连续调节，进而实现了试验过程中设备喷管出口马赫数的连续可调；此外还设置燃料供应可调装置、氧化剂供应可调装置以及冷却剂供应控制装置以实现对加热器燃料和氧化剂流量的连续调节；进一步的，流量的连续调节还可以实现混合比的调节，进而实现了燃烧总温的连续调节。基于上述设计的具体效果如下：一方面，开展不同飞行工况的试验，无需再将加热器、设备喷管进行反复地拆卸、安装，适应了各种试验工况，提升了试验效率。此外，避免了每次安装位置、角度、力矩甚至安装人员等的差异造成试验结果重复性不好，或需要额外增加反复的调试工作，为恢复到最优状态，工作十分繁琐等弊端。另一方面，避免了单工况点试验、造成仅可获得极少数飞行工况点的工作状态、无法模拟发动机在空中连续飞行连续变马赫数下的工作状态、为发动机方案确定带来困难、也为发动机真实连续飞行中可能存在的问题引入了不确定因素与安全隐患等弊端。
53.以上所述仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。