本发明涉及一种利用爆轰驱动技术的冲压发动机直连式试验装置，属于发动机领域。
背景技术：
吸气式高超声速推进技术发展始于二十世纪五十年代，经过半个多世纪的发展，美国、俄罗斯、法国、德国、日本、印度和澳大利亚等国自二十世纪九十年代以来已在吸气式高超声速推进方面陆续取得了重要进展，并相继进行了地面试验和飞行试验。吸气式高超声速推进技术已经从概念和原理探索阶段进入了以高超声速巡航导弹、高超声速飞机、跨大气层飞行器和空天飞机为应用背景的先期技术开发阶段。
地面试验作为超燃冲压发动机研究的三大手段之一，长期以来一直是超燃冲压发动机研究与发展、试验与评估的主要手段。国内外针对飞行马赫数ma＝4～7范围的直连式设备和自由设备已经比较多了，相应的研究已经开展很长时间，并取得了大量研究成果。但针对飞行马赫数ma＝7～10+范围的试验设备很少，并且大型设备运行成本高，不适应当前高马赫数发动机探索研究与发展，因此迫切需求发展直连式设备来降低运行成本，满足当前高马赫数发动机探索研究与发展的需求。目前缺少用于模拟飞行马赫数8以上的成熟运行的冲压发动机地面试验研究型设备需要。
技术实现要素：
发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种利用爆轰驱动技术的冲压发动机直连式试验装置，将气相爆轰产生的高温、高压气体作为驱动气体对试验气体进行压缩，并采用直连式的结构，喷管出口与燃烧室入口直接相连，产生了临近空间飞行马赫数8以上地面试验所需的高温、高压空气来流。
技术方案：为解决上述技术问题，本发明的利用爆轰驱动技术的冲压发动机直连式试验装置，包括依次连接的泄爆段、驱动段、被驱动段、喷管、试验模型发动机和真空罐，所述泄爆段与驱动段之间通过第一膜片分开，驱动段与被驱动段之间通过第二膜片分开，被驱动段与喷管之间通过第三膜片分开，所述驱动段内混合燃气的初始压强范围为不高于10mpa；所述驱动段内通过加气装置加入比例一定的氢气、氧气和氮气的混合气体，所述被驱动段内加入试验气体空气；所述加气装置包含氢气加气装置、氧气加气装置和氮气加气装置；所述驱动段至少包含两节炮管，炮管上安装有第一法兰，另一节炮管上安装有第二法兰，第一法兰和第二法兰通过螺杆连接，在两个炮管之间安装有加膜环前环、中间环和加膜环后环，加膜环后环固定安装在第二法兰上，在中间环的周向上圆周均布若干个阶梯孔，阶梯孔上安装有接头，所述炮管可承受的压强至少为2000大气压；所述被驱动段与喷管连接，喷管与试验模型发动机连接，试验模型发动机与真空罐体连接。
作为优选，所述氢气加气装置包含氢气源、第一截止阀、第一过滤器和第一超高压气动阀，所述氢气源依次与第一截止阀、第一过滤器、第一电磁阀、第一减压器、第一单向阀和第一超高压气动阀连接。
作为优选，所述氮气加气装置包含氮气源、第二截止阀、第二过滤器和第二超高压气动阀，所述氮气源依次与第二截止阀、第二过滤器、第二电磁阀、第二减压器、第二单向阀和第二超高压气动阀连接。
作为优选，所述氧气加气装置包含氧气源、第三截止阀、第三过滤器和第三超高压气动阀，所述氧气源依次与第三截止阀、第三过滤器、第三电磁阀、第三减压器、第三单向阀和第三超高压气动阀连接。
作为优选，所述被驱动段内设有空气加气装置，所述空气加气装置包含空气源、第四截止阀、第四过滤器和第四超高压气动阀，所述空气源依次与第四截止阀、第四过滤器、第四电磁阀、第四减压器、第四单向阀和第四超高压气动阀连接。
作为优选，所述喷管内设有燃料快速供应装置，燃料快速供应装置包含压缩氮气源和燃料氢气气源，压缩氮气源通过第五电磁阀与压缩缸连接，压缩缸内设有活塞，燃料氢气气源与活塞腔连接，活塞腔输出的气体通过快速阀门和音速喷嘴连接。
作为优选，所述氮气源通过第五截止阀、过滤器和定压减压器同时与五个换向阀连接，每个换向阀与第一超高压气动阀、第二超高压气动阀、第三超高压气动阀、第四超高压气动阀、快速阀门中的一个连接。
作为优选，所述泄爆段与驱动段之间安装有泄爆孔板、第一膜片、加膜环后环，泄爆段上安装有第三法兰，驱动段上安装有第四法兰，第三法兰和第四法兰通过螺杆连接，加膜环后环固定安装在第四法兰上，泄爆孔板上设有若干个通孔，在泄爆孔板的周向上圆周均布若干个阶梯孔，阶梯孔上安装有接头；驱动段与被驱动段之间安装有加膜环前环、第二膜片、加膜环后环，第二膜片开设有十字槽；被驱动段与喷管之间安装有加膜环前环、第三膜片、加膜环后环，第三膜片开有花槽。
有益效果：本发明的利用爆轰驱动技术的冲压发动机直连式试验装置，具有以下优点：
1、该设备所提供的空气来流，总温最高可达6000k，总压最高可达20mpa，试验时间5至15ms。
2、采用泄爆孔板结构，降低了膜片厚度，增强了试验的可操作性，克服了现有预制十字槽的钢板，膜片较厚，易发生脱膜等问题。
3、设计并采用了花形槽膜片，破膜效果好，克服了预制十字槽膜片易堵塞喷管喉道的问题。
4、燃料供应系统采用压缩缸结构提供大流量高压力的燃料，试验系统试验时间在10ms左右，因而燃料注入需实现精确的控制，快速电磁阀配合时序控制器使用，精确控制燃料注入时刻。
附图说明
图1为本发明的结构示意图。
图2为本发明中管道的连接示意图。
图3为本发明供气系统的示意图。
图4为驱动段与被驱动段连接处剖视示意图。
图5为泄爆孔板的结构示意图。
图6为燃料快速供应的示意图。
图7为试验系统运行原理图。
图8为本发明试验的效果图。
图9为炮管的剖视结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作更进一步的说明。
如图1至图6所示，本发明的利用爆轰驱动技术的冲压发动机直连式试验装置，包括依次连接的泄爆段1、驱动段2、被驱动段3、喷管4、试验模型发动机5和真空罐6，所述泄爆段1与驱动段2之间通过第一膜片34分开，驱动段2与被驱动段3之间通过第二膜片21分开，被驱动段3与喷管4之间通过第三膜片分开；所述驱动段2内通过加气装置加入比例一定的氢气、氧气和氮气的混合气体，，所述被驱动段3内加入试验气体空气；所述加气装置包含氢气加气装置、氧气加气装置和氮气加气装置；所述驱动段2至少包含两节炮管，炮管上安装有第一法兰，另一节炮管上安装有第二法兰，第一法兰和第二法兰通过螺杆连接，在两个炮管之间安装有加膜环前环、中间环和加膜环后环35，加膜环后环35固定安装在第二法兰上，在中间环的周向上圆周均布若干个阶梯孔，阶梯孔上安装有接头；所述被驱动段3与喷管4连接，喷管4与试验模型发动机5连接，试验模型发动机5与真空罐6体连接。
在本发明中，所述氢气加气装置包含氢气源7、第一截止阀、第一过滤器8和第一超高压气动阀12，所述氢气源7依次与第一截止阀、第一过滤器8、第一电磁阀、第一减压器9、第一单向阀10和第一超高压气动阀12连接。所述氮气加气装置包含氮气源15、第二截止阀、第二过滤器和第二超高压气动阀14，所述氮气源15依次与第二截止阀、第二过滤器、第二电磁阀、第二减压器、第二单向阀和第二超高压气动阀14连接。所述氧气加气装置包含氧气源13、第三截止阀、第三过滤器和第三超高压气动阀16，所述氧气源13依次与第三截止阀、第三过滤器、第三电磁阀、第三减压器、第三单向阀和第三超高压气动阀16连接。所述被驱动段3内设有空气加气装置，所述空气加气装置包含空气源17、第四截止阀、第四过滤器和第四超高压气动阀18，所述空气源17依次与第四截止阀、第四过滤器、第四电磁阀、第四减压器、第四单向阀和第四超高压气动阀18连接。
在本发明中，所述试验模型发动机5由燃料快速供应装置提供燃料，燃料快速供应装置包含压缩氮气源15和燃料氢气气源，压缩氮气源15通过第五电磁阀与压缩缸25连接，压缩缸25内设有活塞26，燃料氢气气源与活塞26腔连接，活塞26腔输出的气体通过快速阀门27和音速喷嘴28连接。所述氮气源15通过第五截止阀、过滤器和定压减压器同时与五个换向阀连接，每个换向阀与第一超高压气动阀12、第二超高压气动阀14、第三超高压气动阀16、第四超高压气动阀18、快速阀门27中的一个连接。
在本发明中，所述泄爆段1与驱动段2之间安装有泄爆孔板33、第一膜片34、加膜环后环35，泄爆段1上安装有第三法兰31，驱动段2上安装有第四法兰36，第三法兰31和第四法兰36通过螺杆连接，加膜环后环35固定安装在第二法兰上，泄爆孔板33上设有若干个通孔，在泄爆孔板33的周向上圆周均布若干个阶梯孔，阶梯孔上安装有接头32；驱动段2与被驱动段3之间安装有加膜环前环、第二膜片、加膜环后环35，第二膜片开设有十字槽；被驱动段3与喷管4之间安装有加膜环前环、第三膜片、加膜环后环35，第三膜片开有花槽。
如图7所示，试验采用反向爆轰驱动技术，利用激波对被驱动段2内的空气进行压缩，使其达到试验所需的总温和总压。图1给出了试验系统采用反向爆轰驱动的运行原理图。驱动段2内冲入氢氧氮混合气体，并在贴近驱动段2与被驱动段2的膜片位置点火。驱动段2起爆后，爆轰波向上游传播。爆轰产生的高温高压气体成为驱动气体，使得膜片破裂后。破膜后，4区驱动气体与1区被驱动气体之间产生入射激波向低压段方向运动，对1区进行压缩，压缩后的试验气体为2区。当入射激波抵达激波管一端，发生反射，反射激波再次压缩2区试验气体，压缩后的5区气体相对管壁静止。在缝合运行条件下，利用5区气体进行试验。5区气体状态即为试验气流的滞止状态。激波管产生的高温高压气体，通过拉瓦尔喷管4加速至燃烧室入口的速度。喷管4后直接与试验发动机模型燃烧室相连。发动机出口接真空舱，以保证背压条件。试验采用压阻传感器进行发动机壁面压力的测量。充气采用超高压气动阀门且远程控制，利用电爆丝进行点火。
设计并建成的利用爆轰驱动技术的发动机直连式试验装置，激波管部分总长23m，真空舱长5.5m，具体尺寸参数见表1。
表1利用爆轰驱动技术的发动机地面试验装置几何尺寸
该设备所提供的空气来流，总温最高可达6000k，总压最高可达20mpa，试验时间5至15ms。
以试验工况针对飞行马赫数10，飞行高度约为37km为例，对应的静温和静压分别为242k和433pa。采用平衡流计算方法，可得总温约为3840k，总压约为45mpa。考虑到进气道的总压损失，对于马赫数10，取总压恢复系数为0.25，则燃烧室入口总压为45×0.25＝11.25mpa。开展飞行马赫数10条件下的试验模型发动机5地面试验，采用直连式设备需提供气流总压11.25±0.5mpa，总温3840±100k的空气来流，入口马赫数4±0.5。
模型燃烧室入口空气气流总压11mpa、总温3750k。驱动段2氢氧氮混合气体比例为2:1:2.3，初始充气压力2.4mpa，被驱动段2空气初始压力36.5kpa。来流总压较为平稳，压力平台可达10ms以上，并且5次试验的重复性很好，如图8所示。
表2试验参数设计状态表
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。