一种用于传热多相流噪声综合研究的动力系统的制作方法

本发明涉及一种实验装置，具体涉及一种用于燃气流传热特性、多相流特性和噪声特性综合研究的动力系统。

背景技术：

在航空航天领域，火箭发射产生的高温高速燃气流，一方面会对发射系统及箭体产生强烈的烧蚀作用，另一方面会产生强烈的噪声(声压级往往超过160db)，这种强噪声在发射系统复杂结构的扰动下会改变传播方向，并对测发仪器的电器元器件造成损害，影响了安全性。对于燃气流的烧蚀损害，目前本领域主要采用两种应对措施，一是加强发射系统和箭体的自身防烧蚀能力，如涂覆热防护涂层、采用复合材料蒙皮结构等，二是通过喷淋水或其他冷却介质；对于燃气流的噪声损害，目前本领域主要采用喷淋水或其他冷却介质的应对措施。要想准确判断防烧蚀和降噪的效果，就需要研究燃气流和多相流的传热、分布、变化特性以及噪声的生成机理和传播特性，在目前理论还无法得出精确结果的情况下，利用试验开展研究是唯一可行的方式，而试验研究需要确定燃气流或多相流的来流条件(温度、压力、流速)，目前本领域还没有可精确控制燃气流或多相流来流条件的技术或设备。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种用于传热多相流噪声综合研究的动力系统，其具有结构简单、调控方便、功能性强、精确度高、适用范围广的优点。

为解决现有技术中存在的上述问题，本发明提供的一种用于传热多相流噪声综合研究的动力系统，包括火箭发动机和温控装置，火箭发动机包括燃烧室和处于燃烧室右端的发动机喷管，所述燃烧室通过管路连接有燃料源和助燃气源，所述发动机喷管为拉伐尔型喷管，所述温控装置包括温控筒和处于温控筒右端的温控喷管，所述温控筒的左端与燃烧室密封连接且使发动机喷管处于温控筒的内腔中，温控筒通过管路连接有温控气源，所述温控喷管为拉伐尔型喷管。

进一步的，本发明一种用于传热多相流噪声综合研究的动力系统，其中，所述温控喷管的出口处设有喷淋罩，喷淋罩通过管路连接有喷淋介质源。

进一步的，本发明一种用于传热多相流噪声综合研究的动力系统，其中，所述燃料源为燃料储罐，燃料储罐通过管路依次连接有第一挤压气罐和第一挤压气源，第一挤压气罐和燃料储罐之间的管路上设有第一减压阀。

进一步的，本发明一种用于传热多相流噪声综合研究的动力系统，其中，所述喷淋介质源为喷淋介质储罐，喷淋介质储罐通过管路依次连接有第二挤压气罐和第二挤压气源，第二挤压气罐和喷淋介质储罐之间的管路上设有第二减压阀。

进一步的，本发明一种用于传热多相流噪声综合研究的动力系统，其中，所述助燃气源和燃烧室之间的管路上设有助燃储气罐，助燃储气罐与燃烧室之间的管路上设有第三减压阀。

进一步的，本发明一种用于传热多相流噪声综合研究的动力系统，其中，所述温控气源与温控筒之间的管路上设有温控储气罐，温控储气罐与温控筒之间的管路上设有第四减压阀。

进一步的，本发明一种用于传热多相流噪声综合研究的动力系统，其中，所述喷淋罩的周壁中设有喷腔，喷淋罩的内壁上设有多个与喷腔连通的喷嘴，所述喷淋介质源通过管路与喷腔连通。

进一步的，本发明一种用于传热多相流噪声综合研究的动力系统，其中，所述温控筒和温控喷管采用一体制作；所述喷淋罩的左端通过可左右移动的转接架与温控装置连接，喷淋罩的内腔右半部呈左小右大的圆台形。

进一步的，本发明一种用于传热多相流噪声综合研究的动力系统，其中，所述喷淋介质源还通过管路连接有喷淋介质补液装置。

进一步的，本发明一种用于传热多相流噪声综合研究的动力系统，其中，所述第一减压阀与燃料源之间的管路上、燃料源与火箭发动机之间的管路上、第二减压阀与喷淋介质源之间的管路上、喷淋介质源与喷淋罩之间的管路上、第三减压阀与火箭发动机之间的管路上、第四减压阀与温控筒之间的管路上以及喷淋介质补液装置与喷淋介质源之间的管路上分别设有截止阀。

本发明一种用于传热多相流噪声综合研究的动力系统与现有技术相比，具有以下优点：本发明通过设置火箭发动机和温控装置，火箭发动机包括燃烧室和处于燃烧室右端的发动机喷管，让燃烧室通过管路连接燃料源和助燃气源，且使发动机喷管采用拉伐尔型喷管，让温控装置设置温控筒和处于温控筒右端的温控喷管，将温控筒的左端与燃烧室密封连接且使发动机喷管处于温控筒的内腔中，让温控筒通过管路连接温控气源，且使温控喷管采用拉伐尔型喷管。由此就构成了一种结构简单、调控方便、功能性强、精确度高、适用范围广的用于传热多相流噪声综合研究的动力系统。在实际应用中，根据实验传热研究或噪声研究所需的来流条件(温度、压力和流速)，调控火箭发动机喷出燃气流的温度、压力、流量以及温控气流的温度、压力、流量，燃气流和温控气流在温控筒中混合并进行动量、能量交换，混合气流经温控喷管收缩—扩张后其温度、压力和流速就会发生改变，从而达到传热研究或噪声研究所需来流条件的要求。

下面结合附图所示具体实施方式对本发明一种用于传热多相流噪声综合研究的动力系统作详细说明。

附图说明

图1为本发明一种用于传热多相流噪声综合研究的动力系统的原理图；

图2为本发明一种用于传热多相流噪声综合研究的动力系统的局部结构示意图。

具体实施方式

首先需要说明的，本发明中所述的上、下、左、右、前、后等方位词只是根据附图进行的描述，以便于理解，并非对本发明的技术方案及请求保护范围进行的限制。

如图1和图2所示本发明一种用于传热多相流噪声综合研究的动力系统的具体实施方式，包括火箭发动机1和温控装置2。火箭发动机1包括燃烧室11和处于燃烧室11右端的发动机喷管12。让燃烧室11通过管路连接燃料源3和助燃气源4，使发动机喷管12采用拉伐尔型喷管。让温控装置2设置温控筒21和处于温控筒21右端的温控喷管22，将温控筒21的左端与燃烧室11密封连接且使发动机喷管12处于温控筒21的内腔中，让温控筒21通过管路连接温控气源5，使温控喷管22采用拉伐尔型喷管。通过以上结构设置就构成了一种结构简单、调控方便、功能性强、精确度高、适用范围广的用于传热多相流噪声综合研究的动力系统。在实际应用中，根据实验传热研究或噪声研究所需的来流条件(温度、压力和流速)，调控火箭发动机1喷出燃气流的温度、压力、流量以及温控气流的温度、压力、流量，燃气流和温控气流在温控筒21中混合并进行动量、能量交换，混合气流经温控喷管22收缩—扩张后其温度、压力和流速就会发生改变，从而达到传热研究或噪声研究所需来流条件的要求。需要说明的是，火箭发动机一旦确定后，其工作条件特别是燃气组份和燃温条件即相对确定，本发明主要是通过改变温控气流与火箭发动机喷出的燃气流混合比例，来实现精确调控混合气流温度、压力和流速的。在实际应用中，本发明通常采用空气或氧气作为助燃气体，采用空气、氮气或氦气作为温控气体。

作为优化方案，本具体实施方式在温控喷管22的出口处设置了喷淋罩6，并使喷淋罩6通过管路连接喷淋介质源7。这一设置根据实验多相流研究或噪声研究所需的来流条件(温度、压力和流速)，在混合气流调控的基础上，结合调控喷淋介质的输出条件，喷淋介质与混合气流会在喷淋罩6中进行动量、能量交换并形成多相流，从而达到多相流研究或噪声研究所需来流条件的要求。需要说明的是，在实际应用中，本发明通常采用水作为喷淋介质，但不限于水，还可以根据实验研究需要采用其他类型的喷淋介质，如乙醚、甘油、氨水等。

作为优化方案，本具体实施方式使燃料源3采用了燃料储罐，并使燃料储罐通过管路依次连接了第一挤压气罐31和第一挤压气源32，且在第一挤压气罐31和燃料储罐之间的管路上设置了第一减压阀33。因火箭发动机的工作条件相对确定，这一设置形成了挤压式的燃料供输结构，通过调控第一挤压气罐31和第一减压阀33的工作压力，可精确控制燃料的供输量，且通过联合调控助燃气体的供输量，可实现火箭发动机喷出燃气流的深度调整，提高了功能性和实用性。同理，本具体实施方式使喷淋介质源7采用了喷淋介质储罐，并使喷淋介质储罐通过管路依次连接了第二挤压气罐71和第二挤压气源72，且在第二挤压气罐71和喷淋介质储罐之间的管路上设置了第二减压阀73。这一设置形成了挤压式的喷淋介质供输结构，通过调控制第二挤压气罐71和第二减压阀73的工作压力，实现了精确控制喷淋介质供输量的目的，增强了功能性、可控性和实用性。需要说明的是，在实际应用中，本发明通常采用空气、氮气或氦气作为挤压气体。

作为优化方案，本具体实施方式在助燃气源4和燃烧室11之间的管路上置了助燃储气罐41，并在助燃储气罐41与燃烧室11之间的管路上设置了第三减压阀42。这一结构设置通过助燃储气罐41提高了助燃气体供输的稳定性，通过控制第三减压阀42的工作压力提高了助燃气体供输的精确性。同理，本具体实施方式在温控气源5与温控筒21之间的管路上设置了温控储气罐51，并在温控储气罐51与温控筒21之间的管路上设置了第四减压阀52。这一结构设置通过温控储气罐51提高了温控气体供输的稳定性，通过第四减压阀52提高了温控气体供输的精确性。

作为优化方案，本具体实施方式使喷淋罩6采用了如下结构：在喷淋罩6的周壁中设置喷腔61，在喷淋罩6的内壁上设置多个与喷腔61连通的喷嘴62，并使喷淋介质源7通过管路与喷腔61连通。这一结构设置可有效提高喷淋的稳定性和均匀性。同时，本具体实施方式使温控筒21和温控喷管22采用了一体制作，以简化结构和工艺；并使喷淋罩6的左端通过可左右移动的转接架63与温控装置2连接，以便调节位置，且使喷淋罩6的内腔右半部采用了左小右大的圆台形，以与温控喷管22相匹配。

需要说明的是，在实际应用中本发明还使喷淋介质源7通过管路连接了喷淋介质补液装置74，以便及明补充喷淋介质。并在第一减压阀33与燃料源3之间的管路上、燃料源3与火箭发动机1之间的管路上、第二减压阀73与喷淋介质源7之间的管路上、喷淋介质源7与喷淋罩6之间的管路上、第三减压阀42与火箭发动机1之间的管路上、第四减压阀52与温控筒21之间的管路上、喷淋介质补液装置74与喷淋介质源7之间的管路上分别设置了截止阀，以便于控制和维护。

为帮助技术人员理解本发明，下面对动力系统的调控方式作简略说明：

根据实验传热研究或噪声研究所需气流的温度tc2、压力pc2和流速uc2，调节火箭发动机喷出燃气流的温度tc0、压力pc0和流量qc0，以及温控气流的温度tc1、压力pc1和流量qc1，从温控喷管喷出的混合气流即可达到来流条件要求。在实际应用中可根据公式(1)至(6)的关系先进行粗调，然后再根据检测结构进行细调。

公式(1)至(6)中，cp0为燃气流定压比热，cp1为温控气流定压比热，cp2为混合气流定压比热，r0为燃气流气体常数，r1为温控气流气体常数，r2为混合气流气体常数，γ0为燃气流比热比，γ1为温控气流比热比，γ2为混合气流比热比，v2为混合气流的通道容积，ma2为温控喷管的马赫数。

同理，根据实验多相流研究或噪声研究所需多相流的温度tc4、压力pc4和流速uc4，在混合气流调控的基础上，结合调节喷淋介质的温度tc3、压力pc3、流量qc3和流速uc3，从喷淋罩喷出的多相流即可达到来流条件要求。在实际应用中可根据公式(7)至(11)的关系先进行粗调，然后再根据检测结构进行细调。

公式(7)至(11)中，cp3为喷淋介质蒸汽定压比热，cp4为多相流定压比热，r3为喷淋介质蒸汽气体常数，r4为多相流气体常数，v4为多相流的通道容积，δh为喷淋介质掺进混合气流后汽化潜热、喷淋介质雾滴阻力和相间阻力消耗的总能量。

以上实施例仅是对本发明的优选实施方式进行的描述，并非对本发明请求保护范围进行限定，在不脱离本发明设计构思的前提下，本领域技术人员依据本发明的技术方案做出的各种变形，均应落入本发明的权利要求书确定的保护范围内。