一种冷却装置及火箭发动机试验台冷却系统的制作方法

1.本发明涉及火箭发射试验技术领域，具体涉及一种冷却装置及火箭发动机试验台冷却系统。


背景技术：

2.现代液体火箭发动机点火启动后，从喷管喷出的尾流燃气温度超过3000℃，速度也达到数千米每秒，在火箭发动机试车台或者火箭发射台中，设有一种称为导流槽的设施，用于将发动机的燃气迅速导流走，以避免高温高速燃气反射、聚集等损害发动机或者试验台本体，而导流槽本身将受到高温高速燃气直接、强烈的烧蚀和冲击。
3.目前常用的冷却导流槽的方式有两种：一种是在试验台的中上部开设喷水孔，向斜向下或者垂直于尾流的方向喷水，由于火箭发动机的尾流流速极快且冲量大，从而导致冷却水无法喷进尾流的中心区域，而火箭发动机尾流的中心区域的温度是最高的，因此这种方式冷却效果差，正对发动机喷口处的导流槽区域存在烧蚀风险；另一种是在导流槽的底面开设喷水孔，向上喷冷却水，由于离发动机喷管出口越远的地方，火焰的覆盖面积越大，因此导流槽底面开喷水孔的面积也越大，会导致冷却水利用率低，有一部分的冷却水会呈液态流出并存积在导流槽底部，这部分水会导致导流槽气动型面的形态发生变化，从而削弱导流槽的导流作用。此外由于喷水孔设置位置离发动机喷口有一定的距离，尾流会与周围的设施产生强烈的辐射换热，形成巨大的气动噪声，会对周围的人和设备造成损害。


技术实现要素：

4.因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术中导流槽的冷却装置要么冷却效果差、要么冷却水利用率低、并会削弱导流槽的导流作用以及造成强烈辐射换热和噪声污染的缺陷，从而提供一种冷却效果好、冷却水利用率较高、不会削弱导流槽导流效果、而且可有效减少辐射换热和噪声污染的冷却装置及火箭发动机试验台冷却系统。
5.为此，本发明提供了一种冷却装置，包括：导流槽，包括导流槽型面；冷却箱，嵌装于所述导流槽型面上，所述冷却箱上设置有进水管和出水管，所述冷却箱的斜面与所述导流槽型面平齐；冷却器，其主喷水口设置在所述斜面的上方，所述冷却器与所述出水管连通。
6.可选的，所述主喷水口的喷水方向朝下设置。
7.可选的，所述冷却器的侧壁设置有若干喷水孔。
8.可选的，所述出水管设置在所述冷却箱的背面，所述冷却器通过所述连接水管与所述出水管连通。
9.可选的，所述冷却器包括水平部和垂直部，所述水平部一端与所述连接水管连通，所述水平部的另一端通过折弯部与所述垂直部的一端连通，所述垂直部的另一端设置所述主喷水口。
10.可选的，所述垂直部的横截面面积朝所述主喷水口方向逐渐减小。
11.可选的，所述导流槽的背面设置有支撑立板，所述连接水管穿过所述支撑立板与所述冷却器连通。
12.可选的，所述支撑立板的顶部设置有支撑平台，所述支撑平台上具有与所述冷却器连接的加固件。
13.可选的，所述导流槽型面的两侧设置有导流侧板。
14.一种火箭发动机试验台冷却系统，包括冷却装置，所述冷却装置的导流槽型面设置在火箭发动机喷射口的下方，所述冷却器的主喷水口设置在所述火箭发动机的尾流第一道激波处。
15.本发明具有以下优点：1.本发明提供的冷却装置，包括导流槽、冷却箱和冷却器，冷却箱嵌装于导流槽型面上，冷却箱的斜面与导流槽型面平齐，能共同对火箭发动机尾流起到导流作用，而且冷却器设置在冷却箱的上方，可以在距离火箭发动机尾流较近的地方喷水进行冷却，冷却水的利用率较高，可有效减少辐射换热和噪声污染，而且不影响导流槽的导流效果。
16.2.本发明提供的冷却装置，其冷却箱内部为中空结构，由于冷却箱的斜面用于对火箭发动机尾流进行导流，冷却水进入冷却箱后，经冷却器冷却后的发动机尾流的残热会对冷却水进行加热，使冷却器内的冷却水接近沸点，冷却水从冷却器喷出后能更快的进行蒸发，使冷却水的冷却、降温效果更好。
17.3.本发明提供的冷却装置，在导流槽型面两侧设置有导流侧板，可以防止火箭发动机尾流及冷却水蒸发后的水蒸气向两侧扩散，导流槽的导流效果较好。
18.4.本发明提供的火箭发动机试验台冷却系统，冷却器的主喷水口设置在火箭发动机的尾流第一道激波处，尾流在第一道激波后速度下降，温度升高，从而更易与冷却水混合，同时使冷却水更快蒸发，释放汽化潜热，强化对发动机尾流的冷却作用。
附图说明
19.为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式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，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
20.图1为本发明冷却装置的示意图；图2为本发明冷却装置的侧视图；图3为本发明冷却装置中冷却器的示意图。
21.附图标记说明：1-导流槽；101-导流槽型面；102-导流侧板；2-冷却箱，201-进水管，202-出水管，203-斜面，204-背面；3-冷却器，301-主喷水口，302-喷水孔，303-水平部，304-垂直部，305-折弯部；4-连接水管；5-支撑立板，501-上通孔，502-下通孔；6-支撑平台；
7-加固件；8-火箭发动机。
具体实施方式
22.下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
23.在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
24.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
25.此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
26.如图1、2所示，为本发明提供的冷却装置的优选实施例，该冷却装置可以对火箭发动机8喷出的高温尾流进行有效冷却，防止导流槽1受到火箭发动机8的尾流造成强烈烧蚀和冲击而损坏，而且冷却效果好、冷却水利用率较高、不影响导流槽1的导流效果，还可以有效减少辐射换热和噪声污染。
27.上述冷却装置包括：导流槽1、冷却箱2和冷却器3。其中，导流槽1包括有导流槽型面101和导流侧板102，导流槽型面101为一平面、且具有一定倾斜角度，导流槽型面101与水平面成钝角的一侧朝向火箭发动机8的喷射口。在本实施例中，导流槽型面101具有装配口，为了与火箭发动机8的喷射口位置匹配，装配口设置在导流槽型面101的下半部分。导流侧板102设置在导流槽型面101的两侧，导流侧板102具有一定高度，可以防止火箭发动机8喷射出的尾流向两侧扩散，将尾流尽可能地沿导流槽型面101向下导流，提高导流槽1的导流效果。
28.冷却箱2为中空的箱体结构，其内部具有容纳冷却水的空间。冷却箱2嵌装于导流槽型面101上，在本实施例中，冷却箱2嵌装在装配口内，安装方式可为焊接等。冷却箱2的斜面203与导流槽型面101相平齐，这样可以保证导流槽型面101的平整度，使导流槽1具有更好的导流效果。而且，为了方便加工、节约加工成本，斜面203由六块形状大小均相同的方板拼接而成。
29.冷却箱2上还设置有进水管201和出水管202，进水管201与外部供水系统连接，外部供水系统用于向冷却装置内输入冷却水。本实施例中，进水管201与出水管202均设置在冷却箱2的背面204，且进水管201设置在冷却箱2的下部，出水管202设置在冷却箱2的上部，将进水管201与出水管202设置在冷却箱2的背面204可以防止火箭发动机8的尾流将进水管
201和出水管202烧蚀损坏，且可以保证冷却箱2的斜面203与导流槽型面101的整体性。
30.导流槽1的背面204设置有支撑立板5，支撑立板5上开设有两个通孔即上通孔501和下通孔502，为了方便加工两个通孔均为矩形通孔。连接水管4由出水管202处斜向下穿过下通孔502，之后沿支撑立板5长度方向向上延伸至上通孔501处，穿过上通孔501后连接至冷却器3，进而将冷却箱2中的冷却水输送到冷却器3中。上述结构紧凑，能够节约布置空间，而且将连接水管4设置在导流槽1的背面，远离火箭发动机8的尾流，有利于延长其使用寿命、不易损坏。
31.支撑立板5的顶部设置有支撑平台6，支撑平台6沿水平方向布置，支撑平台6上可以设置火箭发动机8，支撑平台6底部还设置有加固件7。加固件7的上端与支撑平台6的底面固定，加固件7的下端与冷却器3连接，加固件7能在垂直方向上对冷却器3进行加固，防止冷却器3在火箭发动机8的尾流冲击下，发生晃动而损坏。
32.进一步的，如图3所示，冷却器3包括：水平部303、垂直部304和折弯部305，水平部303一端与连接水管4连通，另一端通过折弯部305与垂直部304的一端连通，垂直部304的另一端设置有主喷水口301，主喷水口301设置在冷却箱2的斜面203的上方，且其喷水方向朝下，由于火箭发动机8的尾流自上而下喷射，所以将主喷水口301喷水方向朝下设置可以更好的使冷却水与尾流充分接触进行冷却，且可以避免冷却水直接喷入火箭发动机8的内部，而影响火箭发动机8的正常启动。
33.垂直部304的横截面面积朝主喷水口301方向逐渐减小，并且冷却器3的侧壁上还设置有若干的喷水孔302，优选的是喷水孔302均匀地设置在冷却器3的侧壁上。冷却水可以从喷水孔302中喷出，进而在冷却器3周围形成液膜，对冷却器3起到一定的降温保护作用。在本实施例中，主喷水口301的截面面积为垂直部304进水口处截面面积的百分之八十，垂直部304表面设置的喷水孔302的总面积为垂直部304进水口截面面积的百分之二十，按此面积比设置的垂直部304，冷却效果最佳。
34.此外，冷却器3应当选用导热性能好的材料制成，在本实施例中冷却器3的制作材料优选为紫铜，这种材质的冷却器3的管壁与冷却器3内的冷却水换热较快，冷却效果更好。
35.本发明还提供一种火箭发动机试验台冷却系统，包括冷却装置，由于冷却装置与上述实施例中所述的冷却装置结构相同，故不再赘述。火箭发动机8设置在冷却装置中的支撑平台6上，冷却装置的导流槽型面101设置在火箭发动机8的喷射口的下方，冷区器3的垂直部304与火箭发动机8在竖直方向上同轴线设置，且垂直部304的主喷水口301置在火箭发动机8的尾流第一道激波处，冷却箱2的进水管201连接外部供水系统。
36.具体的，进水管201的进口水压p要满足以下公式要求：p=（10000
×
h+p1）
×
1.5，其中p为进水管201的进口水压，h为主喷水口301与进水管201的高度差，p1为火箭发动机燃烧室总压。当进口水压p满足上述条件时，冷却水的利用效率最高，当进口水压p小于公式计算值时，冷却水在火箭发动机8尾流的压力下无法喷出冷却器3，当进口水压p大于公式计算值时又会导致冷却水喷出冷却器3时速度太快，不能与火箭发动机8的尾流充分混合，冷却效率较低。
37.下面对本实施例火箭发动机试验台冷却系统的工作过程叙述如下：在火箭发动机8启动前，先开启冷却装置，按公式p=（10000
×
h+p1）
×
1.5计算得到的进口水压p向冷却装置供给冷却水，冷却水从进水管201流入冷却箱2内，再通过出水管
202经连接水管4到达冷却器3，冷却水从冷却器3垂直部304底部的主喷水口301以及冷却器3侧壁的喷水孔302向外持续喷出冷却水，当火箭发动机8启动后，火箭发动机8的尾流经过第一道激波后温度升高、速度降低，与设置在第一道激波处的冷却器3喷出的冷却水接触，冷却水吸收热量蒸发，实现对尾流的降温冷却，经冷却器3冷却后的尾流温度大幅降低，之后尾流会顺着导流槽型面101导流，当接触到冷却箱2的斜面203时，由于冷却箱2内充满冷却水，可以对火箭发动机8的尾流进行再次冷却，以提高安全系数，而火箭发动机8的尾流的残热同时也能对冷却箱2内部的冷却水进行预加热，使冷却水从冷却箱2到达冷却器3时已经接近100℃，当冷却水喷出与尾流接触时可以更快的蒸发，对火箭发动机8的尾流降温冷却效果更好，冷却后的火箭发动机8的尾流以及蒸发后的水蒸气顺着导流槽型面101导流到一侧。
38.显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。