一种固体火箭冲压发动机进气道试验装置

本发明属于固体火箭冲压发动机进气道试验，涉及一种固体火箭冲压发动机进气道地面试验装置。

背景技术：

1、高超声速武器是未来世界军事竞争的战略制高点，适用于高超声速武器的动力装置一直是世界军事强国争先研究的重点。固体火箭冲压发动机相较于液体火箭冲压发动机具有结构简单、成本低、作战反应快、机动性及安全性好等优势，相较于固体燃料冲压发动机，则不存在点火及火焰稳定问题，其燃烧室工作参数受来流参数影响小。基于上述优势，固体火箭冲压发动机得到了国内外学者的广泛关注。进气道是固体火箭冲压发动机的关键部件之一，进气道的主要目的是对高超声速来流进行减速增压，使空气动力学损失最小，为固冲发动机补燃室提供一定流量的空气，保证固冲发动机二次燃烧的稳定进行。

2、目前针对固体火箭冲压发动机进气道的研究方法主要分为数值仿真和试验研究。其中数值仿真是对真实的物理过程利用计算机进行一个数值求解，具有成本低、周期短、可以快速得到结果等优点，同时可以获得丰富的流场信息，通常用于固体火箭冲压发动机进气道理论方面的研究。进气道的试验研究主要包括风洞试验研究。风洞试验能检验试验进气道的各项性能(起动特性、总压恢复性能等)，考察进气道与燃烧室的匹配效果。风洞试验通常针对某一特定的试验工况进行设计，在试验时需要有引射装置进行抽背压，模拟真实的高空环境导致进气道试验成本高。如若试验工况较多，必然会使得试验成本和研究周期急剧增加，不便于固体火箭冲压发动机进气道的研究。风洞试验需要专门的引射装置，高校不具备这样的试验条件，做这类试验往往需要到校外预约，限制较多。

技术实现思路

1、针对上述试验技术存在试验成本高、限制多的不足，本发明主要目的是提供一种固体火箭冲压发动机进气道试验装置，通过更换不同进气道的结构，通过更换不同喷管，进行进气道结构参数、来流条件对固体火箭冲压发动机进气道性能影响试验，进而解决固体火箭冲压发动机进气道应用相关工程技术问题。

2、本发明的目的是通过下述技术方案实现的。

3、本发明公开的一种固体火箭冲压发动机进气道试验装置，主要由配气柜、dn15连接软管、dn15转接头、喷管、石英玻璃板、进气道上叶、进气道下叶、垫片组成。所述喷管能够加工成不同喉道高度，实现空气不同的加速需求，满足不同的出口速度；所述后封头法兰盘与喷管中间通孔由后封头法兰盘的圆孔转为喷管的方孔；所述前石英玻璃板及后石英玻璃板采用透光性较好的石英玻璃，便于纹影成像；所述进气道上叶及进气道下叶采用不锈钢材料，根据需求加工成不同尺寸的，满足不同的试验件测试需求。

4、配气柜由空气压缩机、空气干燥机、气瓶组和气体调控系统组成。压缩机压缩产生高压气体，经过干燥机将气体除去杂质，保存在气瓶组内。通过配气柜进行空气压力的调控，保证喷管入口压力和流量。配气柜出来的气体通过dn15软管连接到dn15转接头上。

5、所述后封头法兰盘与喷管通过一体加工成型，有利于保证壁面光滑，减小总压损失，通过设计喷管的结构尺寸，能够达到不同的试验出口条件，模拟不同高速来流；

6、所述进气道上叶及进气道下叶组成试验测试进气道，所述进气道上叶由压缩面、喉道段、扩张段组成，加工不同的压缩面、喉道高度、扩张段能够得到不同的试验件，方便重复实验。

7、所述进气道上叶和进气道下叶组成试验测试进气道。

8、通过改变所述喷管的喉部高度，实现对喷管出口马赫的调节，达到匹配多种试验情况的目的，具体实现方法为：

9、所述喷管的厚度为δ，喷管入口流量为喉部面积为at，出口面积为ae，喉部高度为ht，入口总压为p*，出口压力为p0，出口马赫为ma0，入口温度为t，通用气体常数为r，气体比热比为k，满足：

10、

11、所述进气道上叶由压缩面、喉道段和扩张段组成；高速来流首先经过进气道上叶的压缩面，进行压缩减速，压缩面的转折角直接影响进气道的总压恢复系数，通过式(2)计算，得到压缩面各斜面最优的转折角，实现进气道总压恢复系数最大，从而能保证试验测试更精确；在总转折角θ确定的情况下，压缩面的斜面为n，来流马赫为ma1，第一道激波角为β1，第一道压缩面后马赫数为ma2，第二道激波角为β2，第n-1道压缩面后马赫数为man，第n-1道激波角为βn-1，满足：

12、

13、所述进气道上叶及进气道下叶之间为喉道段，喉道马赫数math选定后，计算喉道的截面积ath，得到喉道高度为h，合适的喉道高度h能满足进气道的空气流量需求，并且能够实现自起动，是试验成功的关键。喉道高度h满足：

14、

15、其中，kc为考虑抽吸和其他空气因素的放大因数，k为流量公式中的常数，q为气动流量函数，σe为喉道前的总压恢复系数，为喉道总温。

16、为了使得结尾激波波前马赫数足够小，喉道马赫数math应该尽可能接近1，另一方面，考虑到低马赫数自起动因素，math又应该足够大，综合考虑后math一般取为1.4，可以使得进气道拥有较高的综合性能。

17、固体火箭冲压发动机进气道试验在喷管有高压，为保障试验安全，所述喷管厚度计算时，按照喷管采用要求中最大值pmax，各部位的高度hi，材料的屈服强度为σs，取安全系数n0，则有许用应力[σ]，筒体厚度δ满足：

18、

19、其中，为压力波动系数，hi为各部位的高度，ξ为焊接系数，pc为喷管(4)压强，[σ]为筒体材料许用应力。

20、所述进气道上叶的扩张段角度不能过大，取γ＝3-8。所述进气道下叶由唇口组成，唇口的设计原则为激波不脱体原则，同时也要使得阻力尽可能小，唇口结构角为唇口外罩外角与内角的差值，一般取α＝5-15°。在设计马赫数条件下的激波不脱体的最大转折角，减去唇口结构角，得到最大总转折角。为了使设计状态下流量系数接近1，压缩激波的交点应该恰好位于唇口附近，形成激波闭合。

21、dn15接头与前封头法兰盘焊接连接；前封头法兰盘与后封头法兰盘通过前封头凹槽和后封头凸台密封，采用定位螺纹孔连接；前石英玻璃板及后石英玻璃板采用定位螺纹孔连接。

22、有益效果

23、1、本发明公开的一种固体火箭冲压发动机进气道试验装置，采用缩比的设计思路，实现进气道试验件小而不失真的效果，便于加工与安装，节省试验成本、缩短试验周期。

24、2、本发明公开的一种固体火箭冲压发动机进气道试验装置，采用改变喷管的喉部高度的方法，实现对喷管出口马赫的调节，达到匹配多种试验情况的目的，验证不同工况下的进气道起动/不起动特性。

25、3、本发明公开的一种固体火箭冲压发动机进气道试验装置，进气道上叶压缩面的型面直接影响进气道的总压恢复系数，采用最佳波希理论设计进气道型面，能够得到压缩面各斜面最优的转折角，实现进气道总压恢复系数最大，从而能保证试验测试更精确。

26、4、本发明公开的一种固体火箭冲压发动机进气道试验装置，采用kantrowitz极限理论，在确保进气道对来流的压缩作用下，通过优化喉道高度，实现既满足进气道的空气流量需求，又能够实现进气道的自起动的效果，保障试验顺利进行。

27、5、本发明公开的一种固体火箭冲压发动机进气道试验装置，采用石英玻璃作为观察窗，能够测得纹影图像，也能够在进气道上下叶开孔安装测压孔，测量进气道上下叶的压力试验变化，实现试验数据的多样性，有利于试验结果对比分析。