用于发动机试车台排气系统的尾室的制作方法

本发明涉及一种用于发动机试车台排气系统的尾室，尤其是一种用于超音速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；其次，发动机试车台通常需对多种发动机进行高空飞行模拟，而不同的发动机，发动机的尺寸、发动机尾喷管尺寸、发动机出口流量均不同，使用一套抽气设备，无法满足多种发动机的试验要求。

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的增压比，同时可适用多种尺寸发动机试验的尾室。

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，所述尾室包括固定大尾室和可更换小尾室，按照发动机尾喷管出口排气流动方向，所述固定大尾室包括同轴依次固定连接的尾室收敛段，尾室等直段和尾室扩张段，所述可更换小尾室设置在所述尾室收敛段内，并与所述尾室收敛段同轴固定连接；所述尾室收敛段、尾室等直段、尾室扩张段和可更换小尾室均为中空回转体；具有发动机尾喷管的发动机和所述尾室收敛段设置在高空模拟舱内，所述尾室扩张段设置在高空模拟舱外，所述发动机为超音速发动机。

进一步的，固定大尾室上设置有用于冷却发动机尾喷管出口排气的喷水冷却装置。

进一步的，所述可更换小尾室包括同轴固定连接的小尾室法兰和小尾室筒体，所述小尾室筒体设置在所述尾室收敛段内，所述小尾室法兰和固定设置在所述尾室收敛段入口的固定大尾室法兰通过螺栓固定连接。

进一步的，所述尾室收敛段入口的直径为D_w，收敛角为α_wr；所述尾室等直段的直径D_wkp，长度为L_wkp；所述尾室扩张段出口的直径为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：尾室收敛段入口马赫数；k：比热比；π(M_w)：尾室收敛段入口马赫数对应的静压与总压比值；P_w：尾室收敛段入口马赫数对应的静压，单位为pa；P_t5：尾室收敛段入口马赫数对应的总压，单位为pa；D_w：尾室收敛段入口的直径，单位为mm；d_4kp：发动机喉道直径，单位为mm；尾室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)：尾室收敛段入口马赫数对应的速度系数；D_wkp：尾室等直段的直径，单位为mm；L_wkp：尾室等直段的长度，单位为mm；

其中，尾室收敛段入口马赫数对应的静压与超音速发动机高空飞行时真实的环境压力相同，尾室收敛段入口马赫数对应的总压与超音速发动机的发动机尾喷管的出口马赫数对应的总压相同，超音速发动机的发动机尾喷管出口马赫数大于1，超音速发动机的发动机尾喷管出口马赫数，超音速发动机的发动机尾喷管出口马赫数对应的总压，超音速发动机高空飞行时真实的环境压力，比热比以及超音速发动机喉道直径为超音速发动机固有的已知参数，上述方程组中的参数：M_w，k，π(M_w)，P_w，P_t5，W_w，d_4kp，q(M_w)，D_wkp，L_wkp均为超音速发动机尾喷管排气模拟试验的所有试验的超音速发动机中，发动机尾喷管出口流量最大的超音速发动机对应的参数。

进一步的，所述收敛角满足：0＜α_wr≤12°；所述扩张角满足0＜α_wc≤12°。

进一步的，所述可更换小尾室的直径为D_wx，所述D_wx满足下列方程组：

$M_{wx}={\[\frac{2}{k-1}(\mathrm{\π}{\left(M_{wx}\right)}^{\frac{-(k-1)}{k}}-1)\]}^{0.5}---\left(8\right);$

$\mathrm{\π}\left(M_{wx}\right)=\frac{P_{wx}}{P_{t5x}}---\left(9\right);$

$D_{wx}={\[{(1+\frac{k-1}{2}{M}_{Wx}^2)}^{\frac{k-1}{2(k-1)}}/0.5M_{wx}{(k+1)}^{\frac{(k+1)}{2(k-1)}}\]}^{0.5}{d}_{4kpx}---\left(10\right);$

上述方程组中：M_wx：可更换小尾室入口马赫数；π(M_wx)：可更换小尾室入口马赫数对应的静压与总压比值；P_wx：可更换小尾室入口马赫数对应的静压，单位为pa；P_t5x：可更换小尾室入口马赫数对应的总压，单位为pa；D_wx：可更换小尾室入口直径，单位为mm；d_4kpx：除发动机出口流量最大的试验发动机以外的试验的超音速发动机喉道直径，单位为mm；

其中，可更换小尾室入口马赫数对应的静压与超音速发动机高空飞行时真实的环境压力相同，可更换小尾室入口马赫数对应的总压与超音速发动机的发动机尾喷管的出口马赫数对应的总压相同，超音速发动机的发动机尾喷管出口马赫数大于1，超音速发动机的发动机尾喷管出口马赫数，超音速发动机的发动机尾喷管出口马赫数对应的总压，超音速发动机高空飞行时真实的环境压力，比热比以及发动机试车台中所有试验的发动机中，除发动机尾喷管出口流量最大的发动机以外的发动机的发动机喉道直径为超音速发动机固有的已知参数，上述方程组中的参数：M_wx，π(M_wx)，P_wx，P_t5x，D_wx，d_4kpx，均为发动机试车台中所有试验的发动机中，除发动机尾喷管出口流量最大的发动机以外的超音速发动机对应的参数。

进一步的，所述小尾室筒体的长度为L_wx，所述小尾室筒体的长度满足500mm≤L_wx≤600mm。

进一步的，发动机尾喷管的出口截面与尾室收敛段的入口截面的距离为L_ww，所述发动机尾喷管的出口截面与尾室收敛段的入口截面的距离满足100mm≤L_ww≤150mm。

进一步的，发动机尾喷管的出口截面与尾室收敛段的入口截面的距离为120mm。

进一步的，所述尾室扩张段的出口连接引射器或真空罐。

设置本发明所述的用于发动机试车台排气系统的尾室后，当发动机出口流量最大的试验发动机进行试验时，发动机尾喷管出口排出的超音速气流进入到尾室收敛段，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，尾室收敛段入口马赫数对应的正激波后的总压P_tw，尾室收敛段入口马赫数对应的高空模拟舱的静压P_W以及尾室的增压比满足公式(11)-(13)；

$P_{tw}={\stackrel{\‾}{P}}_{tws}{P}_{t5}---\left(11\right)$

$P_W=P_{t5}{(1+\frac{k-1}{2}{\mathrm{Mw}}^2)}^{\frac{-K}{(k-1)}}---\left(12\right)$

${\stackrel{\‾}{P}}_{tww}=\frac{P_{tw}}{P_W}---\left(13\right);$

当除发动机出口流量最大的试验发动机以外的试验发动机进行试验时，发动机尾喷管出口排出的超音速气流进入到对应的可更换小尾室中，通过类拉瓦尔喷管形状的尾室结构，通过一系列的激波作用，最终降为亚音速可更换小尾室入口马赫数对应的正激波后的总压P_twx，可更换小尾室入口马赫数对应的高空模拟舱的静压P_Wx以及尾室的增压比满足公式(14)-(17)；

${\stackrel{\‾}{P}}_{twsx}={\[\frac{(k+1)M_{wx}^2}{(k-1)M_{wx}^2+2}\]}^{\frac{k}{k-1}}{\[\frac{k+1}{2{\mathrm{kM}}_{wx}^2-k+1}\]}^{\frac{1}{k-1}}---\left(14\right);$

$P_{twx}={\stackrel{\‾}{P}}_{twsx}{P}_{t5x}---\left(15\right)$

$P_{Wx}=P_{t5x}{(1+\frac{k-1}{2}{M_{wx}}^2)}^{\frac{-K}{(k-1)}}---\left(16\right)$

${\stackrel{\‾}{P}}_{twwx}=\frac{P_{twx}}{P_{Wx}}---\left(17\right);$

其中，为可更换小尾室入口马赫数对应的正激波后与正激波前的总压比。

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，同时，设置可更换小尾室结构，一种发动机尾喷管尺寸的发动机对应一种更换小尾室，满足了多种尺寸发动机试验的需求。

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，其特征在于，所述尾室包括固定大尾室和可更换小尾室10，按照发动机尾喷管3出口排气流动方向，所述固定大尾室包括同轴依次固定连接的尾室收敛段4，尾室等直段5和尾室扩张段6，所述可更换小尾室1设置在所述尾室收敛段4内，并与所述尾室收敛段4同轴固定连接；所述尾室收敛段4、尾室等直段5、尾室扩张段6和可更换小尾室10均为中空回转体；具有发动机尾喷管3的发动机2和所述尾室收敛段4设置在高空模拟舱1内，所述尾室扩张段6设置在高空模拟舱1外，所述发动机2为超音速发动机。

优选的，固定大尾室上设置有用于冷却发动机尾喷管3出口排气的喷水冷却装置。

优选的，所述可更换小尾室10包括同轴固定连接的小尾室法兰8和小尾室筒体9，所述小尾室筒体9设置在所述尾室收敛段4内，所述小尾室法兰8和固定设置在所述尾室收敛段4入口的固定大尾室法兰7通过螺栓固定连接。

优选的，所述尾室收敛段4入口的直径为D_w，收敛角为α_wr；所述尾室等直段5的直径D_wkp，长度为L_wkp；所述尾室扩张段6出口的直径为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：尾室收敛段入口马赫数；k：比热比；π(M_w)：尾室收敛段入口马赫数对应的静压与总压比值；P_w：尾室收敛段入口马赫数对应的静压，单位为pa；P_t5：尾室收敛段入口马赫数对应的总压，单位为pa；D_w：尾室收敛段入口的直径，单位为mm；d_4kp：发动机喉道直径，单位为mm；尾室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)：尾室收敛段入口马赫数对应的速度系数；D_wkp：尾室等直段的直径，单位为mm；L_wkp：尾室等直段的长度，单位为mm；

其中，尾室收敛段入口马赫数对应的静压与超音速发动机高空飞行时真实的环境压力相同，尾室收敛段入口马赫数对应的总压与超音速发动机的发动机尾喷管的出口马赫数对应的总压相同，超音速发动机的发动机尾喷管出口马赫数大于1，超音速发动机的发动机尾喷管出口马赫数，超音速发动机的发动机尾喷管出口马赫数对应的总压，超音速发动机高空飞行时真实的环境压力，比热比以及发动机喉道直径为超音速发动机固有的已知参数，上述方程组中的参数：M_w，k，π(M_w)，P_w，P_t5，W_w，d_4kp，q(M_w)，D_wkp，L_wkp均为发动机试车台中所有试验的发动机中，发动机尾喷管出口流量最大的发动机对应的参数。

优选的，所述收敛角满足：0＜α_wr≤12°；所述扩张角满足0＜α_wc≤12°。

优选的，所述可更换小尾室10的直径为D_wx，所述D_wx满足下列方程组：

$M_{wx}={\[\frac{2}{k-1}(\mathrm{\π}{\left(M_{wx}\right)}^{\frac{-(k-1)}{k}}-1)\]}^{0.5}---\left(8\right);$

$\mathrm{\π}\left(M_{wx}\right)=\frac{P_{wx}}{P_{t5x}}---\left(9\right);$

$D_{wx}={\[{(1+\frac{k-1}{2}{M}_{Wx}^2)}^{\frac{k-1}{2(k-1)}}/0.5M_{wx}{(k+1)}^{\frac{(k+1)}{2(k-1)}}\]}^{0.5}{d}_{4kpx}---\left(10\right);$

上述方程组中：M_wx：可更换小尾室入口马赫数；π(M_wx)：可更换小尾室入口马赫数对应的静压与总压比值；P_wx：可更换小尾室入口马赫数对应的静压，单位为pa；P_t5x：可更换小尾室入口马赫数对应的总压，单位为pa；D_wx：可更换小尾室入口直径，单位为mm；d_4kpx：除发动机出口流量最大的试验发动机以外的试验的超音速发动机喉道直径，单位为mm；

其中，可更换小尾室入口马赫数对应的静压与超音速发动机高空飞行时真实的环境压力相同，可更换小尾室入口马赫数对应的总压与超音速发动机的发动机尾喷管的出口马赫数对应的总压相同，超音速发动机的发动机尾喷管出口马赫数大于1，超音速发动机的发动机尾喷管出口马赫数，超音速发动机的发动机尾喷管出口马赫数对应的总压，超音速发动机高空飞行时真实的环境压力，比热比以及发动机试车台中所有试验的发动机中，除发动机尾喷管出口流量最大的发动机以外的发动机的发动机喉道直径为超音速发动机固有的已知参数，上述方程组中的参数：M_wx，π(M_wx)，P_wx，P_t5x，D_wx，d_4kpx，均为发动机试车台中所有试验的发动机中，除发动机尾喷管出口流量最大的发动机以外的超音速发动机对应的参数。

优选的，所述小尾室筒体9的长度为L_wx，所述小尾室筒体9的长度满足500mm≤L_wx≤600mm，优选的，所述小尾室筒体9的长度为560mm。

优选的，发动机尾喷管3的出口截面与尾室收敛段4的入口截面的距离为L_ww，所述发动机尾喷管3的出口截面与尾室收敛段4的入口截面的距离满足100mm≤L_ww≤150mm。

优选的，发动机尾喷管3的出口截面与尾室收敛段4的入口截面的距离为120mm。

优选的，所述尾室扩张段的出口连接引射器或真空罐。

设置本发明所述的用于发动机试车台排气系统的尾室后，当发动机出口流量最大的试验发动机进行试验时，发动机尾喷管出口排出的超音速气流进入到尾室收敛段，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，尾室收敛段入口马赫数对应的正激波后的总压P_tw，尾室收敛段入口马赫数对应的高空模拟舱的静压P_W以及尾室的增压比满足公式(11)-(13)；

$P_{tw}={\stackrel{\‾}{P}}_{tws}{P}_{t5}---\left(11\right)$

$P_W=P_{t5}{(1+\frac{k-1}{2}{\mathrm{Mw}}^2)}^{\frac{-K}{(k-1)}}---\left(12\right)$

${\stackrel{\‾}{P}}_{tww}=\frac{P_{tw}}{P_W}---\left(13\right);$

当除发动机出口流量最大的试验发动机以外的试验发动机进行试验时，发动机尾喷管出口排出的超音速气流进入到对应的可更换小尾室中，通过类拉瓦尔喷管形状的尾室结构，通过一系列的激波作用，最终降为亚音速，可更换小尾室入口马赫数对应的正激波后的总压P_twx，可更换小尾室入口马赫数对应的高空舱的静压P_Wx以及尾室的增压比满足公式(14)-(17)；

${\stackrel{\‾}{P}}_{twsx}={\[\frac{(k+1)M_{wx}^2}{(k-1)M_{wx}^2+2}\]}^{\frac{k}{k-1}}{\[\frac{k+1}{2{\mathrm{kM}}_{wx}^2-k+1}\]}^{\frac{1}{k-1}}---\left(14\right);$

$P_{twx}={\stackrel{\‾}{P}}_{twsx}{P}_{t5x}---\left(15\right)$

$P_{Wx}=P_{t5x}{(1+\frac{k-1}{2}{M_{wx}}^2)}^{\frac{-K}{(k-1)}}---\left(16\right)$

${\stackrel{\‾}{P}}_{twwx}=\frac{P_{twx}}{P_{Wx}}---\left(17\right);$

其中，为可更换小尾室入口马赫数对应的正激波后与正激波前的总压比。

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；同时，设置更换小尾室结构，一种发动机尾喷管尺寸的发动机对应一种更换小尾室，满足了多种尺寸发动机试验的需求。

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。