用于发动机试车台排气系统的尾室的制作方法

本发明涉及一种发动机试车台排气系统，尤其是一种用于发动机试车台排气系统的尾室。

背景技术：

当在地面模拟超音速发动机高空飞行状态时，通常先将发动机安装在高空模拟舱内，使用抽气设备对高空舱进行抽气使得高空模拟舱内的压力与发动机高空飞行时所处高度的环境压力相同，再进行发动机点火，进行高空飞行模拟试验，在试验过程中要始终保持高空模拟舱内的压力与发动机高空飞行时所处高度的环境压力相同，这就需要即时将超音速发动机排出的气体排出高空模拟舱，现有技术中，通常采用引射器或真空罐进行抽气，而高空模拟舱外的压力通常为0.11MPa，而超音速发动机飞行高度的环境压力则仅为大气压力的0.1倍，甚至0.01倍，排气系统的增压比要达到10到100，对应的排气系统进口的流量每秒则高达十几千克甚至上百千克，这样大的增压比和被引射流量，仅靠引射器的增压，必须三到四级串联，如果采用真空罐，则真空罐的体积要高达上万立方米，由此可见，无论单独采用引射器或真空罐作为抽气设备，均需要庞大的结构，不仅效率低下，费用也十分昂贵。

技术实现要素：

本发明的目的是为了克服上述现有技术存在的缺陷而提供了一种将发动机尾喷管的动能有效地滞止，提高后续抽气设备被动流进口静压，降低后续抽气设备所需增压比的尾室。

本发明的目的可以通过以下技术方案来实现：

一种用于发动机试车台排气系统的尾室，包括按照发动机排气流动方向依次同轴固定连接的收敛段，等直段，扩张段，所述收敛段的入口直径为D_w，收敛角为α_wr；所述等直段的直径D_wkp，长度为L_wkp；所述扩张段的出口直径为D_wc，扩张角为α_wc；所述D_w，D_wkp，L_wkp满足下列方程组：

$M_w={\[\frac{2}{k-1}(\mathrm{\π}{\left(M_w\right)}^{\frac{-(k-1)}{k}}-1)\]}^{0.5}---\left(1\right);$

$\mathrm{\π}\left(M_w\right)=\frac{P_w}{P_{t5}}---\left(2\right);$

$D_w={\[{(1+\frac{k-1}{2}{M}_W^2)}^{\frac{k-1}{2(k-1)}}/0.5M_w{(k+1)}^{\frac{(k+1)}{2(k-1)}}\]}^{0.5}{d}_{4kp}---\left(3\right);$

${\stackrel{\‾}{P}}_{tws}={\[\frac{(k+1)M_W^2}{(k-1)M_w^2+2}\]}^{\frac{k}{k-1}}{\[\frac{k+1}{2{\mathrm{kM}}_w^2-k+1}\]}^{\frac{1}{k-1}}---\left(4\right);$

$q\left(M_w\right)=\frac{M_W{\left(0.5\right(k+1\left)\right)}^{(k+1)/2(k-1)}}{{(1+0.5(k-1\left){M_W}^2\right)}^{(k+1)/2(k-1)}}---\left(5\right);$

$D_{wkp}=d_{4kp}{\left(\frac{q\left(M_w\right)}{{\stackrel{\‾}{p}}_{tws}}\right)}^{0.5}---\left(6\right);$

L_wkp＝4D_wkp (7)；

上述方程组中：

M_w：收敛段入口马赫数；

k：比热比；

π(M_w)：收敛段入口马赫数对应的静压与总压比值；

P_w：收敛段入口马赫数对应的静压，单位为pa；

P_t5：收敛段入口马赫数对应的总压，单位为pa；

D_w：收敛段入口直径，单位为mm；

d_4kp：试验发动机喉道直径，单位为mm；

收敛段入口马赫数对应的正激波后与正激波前的总压比；

q(M_w)：收敛段入口马赫数对应的速度系数；；

D_wkp：等直段的直径，单位为mm；

L_wkp：等直段的长度，单位为mm；

其中，试验发动机的尾喷管的出口马赫数大于1，收敛段入口马赫数对应的静压与试验发动机高空飞行时真实的环境压力相同，收敛段入口马赫数对应的总压与试验发动机的尾喷管的出口马赫数对应的总压相同，试验发动机的尾喷管的出口马赫数，试验发动机的尾喷管出口马赫数对应的总压，试验发动机高空飞行时真实的环境压力，比热比以及试验发动机喉道直径为试验发动机固有的已知参数；

所述收敛角满足：0＜α_wr≤12°；

所述扩张角满足0＜α_wc≤12°；

所述扩张段的出口直径与所述扩张段的出口连接的抽气设备的入口直径相同。

进一步的，试验发动机和收敛段设置在高空模拟舱内，所述扩张段设置在高空模拟舱外。

进一步的，所述高空模拟舱内设置有支架，所述用于发动机试车台排气系统的尾室由支架支撑，所述支架与高空模拟舱底部连接。

进一步的，试验发动机尾喷管出口截面与收敛段入口截面的距离为L_ww，所述试验发动机尾喷管出口截面与收敛段入口截面的距离满足100mm≤L_ww≤150mm。

进一步的，试验发动机尾喷管出口截面与收敛段入口截面的距离为120mm。

进一步的，所述比热比为1.4。

进一步的，与所述扩张段的出口连接的抽气设备为引射器。

进一步的，与所述扩张段的出口连接的抽气设备为真空罐。

设置本发明所述的用于发动机试车台排气系统的尾室后，发动机尾喷管出口排出的超音速气流进入到尾室的收敛段，通过拉瓦尔喷管形装的尾室结构，在一系列激波作用下，最终降为亚音速，提高了尾室出口气流的静压，收敛段入口马赫数对应的正激波后的总压P_tw，收敛段入口马赫数对应的高空舱的静压P_W以及尾室的增压比满足公式(8)-(10)；

$P_{tw}={\stackrel{\‾}{P}}_{tws}{P}_{t5}---\left(8\right)$

$P_W=P_{t5}{(1+\frac{k-1}{2}{\mathrm{Mw}}^2)}^{\frac{-K}{(k-1)}}---\left(9\right)$

${\stackrel{\‾}{P}}_{tww}=\frac{P_{tw}}{P_W}---\left(10\right)$

与现有技术相比，本发明所述的发动机试车台排气系统的尾室，通过类拉瓦尔喷管形状的尾室模拟技术，在系列激波作用下，将发动机尾喷管的动能有效地滞止下来，大于1的增压比提高后续抽气设备被动流进口静压，降低后续抽气设备所需增压比，进而减少了后续抽气设备的引射器级数或真空罐的体积，降低了成本。

附图说明

下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步描述。

图1为本发明发动机试车台排气系统的尾室的示意图。

具体实施方式

参见图1，一种用于发动机试车台排气系统的尾室，包括按照发动机排气流动方向依次同轴固定连接的收敛段2，等直段3，扩张段4，所述收敛段2的入口直径为D_w，收敛角为α_wr；所述等直段3的直径D_wkp，长度为L_wkp；所述扩张段的出口直径为D_wc，扩张角为α_wc；所述D_w，D_wkp，L_wkp满足下列方程组：

$M_w={\[\frac{2}{k-1}(\mathrm{\π}{\left(M_w\right)}^{\frac{-(k-1)}{k}}-1)\]}^{0.5}---\left(1\right);$

$\mathrm{\π}\left(M_w\right)=\frac{P_w}{P_{t5}}---\left(2\right);$

$D_w={\[{(1+\frac{k-1}{2}{M}_W^2)}^{\frac{k-1}{2(k-1)}}/0.5M_w{(k+1)}^{\frac{(k+1)}{2(k-1)}}\]}^{0.5}{d}_{4kp}---\left(3\right);$

${\stackrel{\‾}{P}}_{tws}={\[\frac{(k+1)M_W^2}{(k-1)M_w^2+2}\]}^{\frac{k}{k-1}}{\[\frac{k+1}{2{\mathrm{kM}}_w^2-k+1}\]}^{\frac{1}{k-1}}---\left(4\right);$

$q\left(M_w\right)=\frac{M_W{\left(0.5\right(k+1\left)\right)}^{(k+1)/2(k-1)}}{{(1+0.5(k-1\left){M_W}^2\right)}^{(k+1)/2(k-1)}}---\left(5\right);$

$D_{wkp}=d_{4kp}{\left(\frac{q\left(M_w\right)}{{\stackrel{\‾}{p}}_{tws}}\right)}^{0.5}---\left(6\right);$

L_wkp＝4D_wkp (7)；

上述方程组中：

M_w：收敛段入口马赫数；

k：比热比；

π(M_w)：收敛段入口马赫数对应的静压与总压比值；

P_w：收敛段入口马赫数对应的静压，单位为pa；

P_t5：收敛段入口马赫数对应的总压，单位为pa；

D_w：收敛段入口直径，单位为mm；

d_4kp：试验发动机喉道直径，单位为mm；

收敛段入口马赫数对应的正激波后与正激波前的总压比；

q(M_w)：收敛段入口马赫数对应的速度系数；

D_wkp：等直段的直径，单位为mm；

L_wkp：等直段的长度，单位为mm；

其中，试验发动机1的尾喷管7的出口马赫数大于1，收敛段入口马赫数对应的静压与试验发动机1高空飞行时真实的环境压力相同，收敛段入口马赫数对应的总压与试验发动机的尾喷管的出口马赫数对应的总压相同，试验发动机的尾喷管的出口马赫数，试验发动机的尾喷管出口马赫数对应的总压，试验发动机高空飞行时真实的环境压力，比热比以及试验发动机喉道直径为试验发动机固有的已知参数；

所述收敛角满足：0＜α_wr≤12°；

所述扩张角满足0＜α_wc≤12°；

所述扩张段的出口直径与所述扩张段的出口连接的抽气设备的入口直径相同。

优选的，试验发动机1和收敛段2设置在高空模拟舱6内，所述扩张段4设置在高空模拟舱6外。

优选的，所述高空模拟舱6内设置有支架5，所述用于发动机试车台排气系统的尾室由支架5支撑，所述支架5与高空模拟舱6底部连接。

优选的，试验发动机尾喷管出口截面与收敛段入口截面的距离为L_ww，所述试验发动机尾喷管出口截面与收敛段入口截面的距离满足100mm≤L_ww≤150mm。

优选的，试验发动机尾喷管出口截面与收敛段入口截面的距离为120mm。

优选的，所述比热比为1.4。

优选的，与所述扩张段的出口连接的抽气设备为引射器。

优选的，与所述扩张段的出口连接的抽气设备为真空罐。

设置尾室后，发动机尾喷管出口排出的超音速气流进入到尾室的收敛段，通过拉瓦尔喷管形装的尾室结构，通过一系列的激波作用，最终降为亚音速，收敛段入口马赫数对应的正激波后的总压P_tw，收敛段入口马赫数对应的高空舱的静压P_W以及尾室的增压比满足公式(8)-(10)；

$P_{tw}={\stackrel{\‾}{P}}_{tws}{P}_{t5}---\left(8\right)$

$P_W=P_{t5}{(1+\frac{k-1}{2}{\mathrm{Mw}}^2)}^{\frac{-K}{(k-1)}}---\left(9\right)$

${\stackrel{\‾}{P}}_{tww}=\frac{P_{tw}}{P_W}---\left(10\right)$

大于1的增压比提高后续抽气设备被动流进口静压，降低后续抽气设备所需增压比，进而减少了后续抽气设备的引射器级数或真空罐的体积，降低了成本。

最后说明的是，以上实施例仅用于说明本发明的技术方案而非限制，尽管参照较佳的实施例对本发明进行了详细说明，本领域的技术人员应当理解，可以对本发明的技术方案进行修改和等同替代，而不脱离本发明技术方案的宗旨和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。