宇宙飞行设备发动机满流试验装置及宇宙飞行设备发动机

技术领域

本发明涉及宇宙飞行设备发动机技术领域，具体涉及一种宇宙飞行设备发动机满流试验装置及宇宙飞行设备发动机。

背景技术

为了获得高比冲，在高空或空间工作的发动机的喷管都采用大扩张比。这种发动机如果在地面试车台上试车，由于外界为标准大气压，而喷管内的气流因喷管扩张面积的增大，压力下降，直至低于外界标准大气压，外界大气进入扩张部包围内部气流，使得燃气在喷管出口内一段距离上发生分离，即喷管达不到满流。这样燃气分离产生的振荡力可能破坏喷管，使发动机不能正常工作。

现有的解决方法是在喷管裙部套上一个扩压器，当发动机点火起动后，靠扩压器和燃气的自身引射作用，使喷管周围迅速达到所要求的真空度，使喷管内的燃气达到满流，这种试验方法称为满流试验。但是这种试验方法中用到的装置由于需要设置O型密封圈、波纹管、转接架和扩压器等部件，因此结构比较复杂；另外，波纹管和发动机喷管出口连接处密封结构的设置，也增加了发动机的重量。现有技术中还有一种以测量火箭发动机真空推力为目的的试验方法，称为高空模拟试验，该试验方法的原理与满流试验的原理大致相同，不同点在于该方法建造了一个大型的真空舱，将整台火箭发动机都装入真空舱内。这种方法客观上也实现了令喷管内的燃气达到满流的效果，但是该方法中使用的装置更加复杂，重量更大，成本也更高。

发明内容

因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术中的宇宙飞行设备发动机满流试验装置结构复杂，重量较大，成本较高的缺陷，从而提供一种结构简单，重量较小，成本较低的宇宙飞行设备发动机满流试验装置及宇宙飞行设备发动机。

为了解决上述技术问题，本发明提供了一种宇宙飞行设备发动机满流试验装置，包括：

发动机喷管，具有扩张段和圆筒段，以及设于所述扩张段和圆筒段之间的收缩段；

导流结构，设于所述扩张段的开口处，以占据开口处的部分空间，并预留气体通道；

支撑结构，与所述导流结构连接。

可选地，所述导流结构为圆锥状，且导流结构的大头端靠近所述扩张段的开口设置，小头端靠近所述收缩段设置。

可选地，所述导流结构的大头端延伸至所述扩张段的开口外部设置。

可选地，所述导流结构的轴线与所述发动机喷管的轴线共线设置。

可选地，所述导流结构的大头端的半径与燃烧室的压力之间的关系满足下述公式：

0.00225ε

ε＝(πR

其中，p为燃烧室的压力，ε为加入导流结构后的发动机喷管的扩张段的开口处的截面积与发动机喷管的喉部截面积的比值，R为未加入导流结构时发动机喷管的扩张段的开口处的半径，r为导流结构的大头端在位于扩张段的开口处的半径，r

可选地，所述导流结构采用耐火材料制成。

可选地，所述支撑结构的一端与所述导流结构的大头端连接，另一端固定在地面上。

可选地，所述支撑结构固定在所述导流结构的大头端的中心处。

可选地，所述支撑结构为支架。

还提供了一种宇宙飞行设备发动机，包括本发明所述的宇宙飞行设备发动机满流试验装置。

本发明技术方案，具有如下优点：

1.本发明提供的宇宙飞行设备发动机满流试验装置，发动机喷管扩张段的开口处导流结构的设置，减小了此处的横截面积，从而减小了发动机喷管的扩张比，使得发动机喷管内的燃气达到满流，整个装置结构简单，重量较小，成本较低。

2.本发明提供的宇宙飞行设备发动机满流试验装置，导流结构为圆锥状，且导流结构的大头端靠近扩张段的开口设置，小头端靠近收缩段设置。这样在保证发动机喷管内的燃气达到满流的基础上，不会对燃气的流动造成阻碍，使得发动机可以正常运行。

3.本发明提供的宇宙飞行设备发动机满流试验装置，导流结构采用耐火材料制成，以承受宇宙飞行设备发动机高温气流的冲刷。

附图说明

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。

图1为本发明的宇宙飞行设备发动机满流试验装置的示意图。

附图标记说明：

1、发动机喷管；2、导流结构；3、支撑结构；4、扩张段；5、圆筒段；6、收缩段；7、开口；8、气体通道；R、未加入导流结构时发动机喷管的扩张段的开口处的半径；r、导流结构的大头端在位于扩张段的开口处的半径；r

具体实施方式

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。

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。

如图1所示的宇宙飞行设备发动机满流试验装置的一种具体实施方式，以运载火箭发动机为例，包括发动机喷管1、导流结构2和支撑结构3。

发动机喷管1的出口朝下，具有扩张段4和圆筒段5，以及设于所述扩张段4和圆筒段5之间的收缩段6，扩张段4、收缩段6和圆筒段5一体加工成型，扩张段4为锥台状，扩张段4与收缩段6的连接位置为喉部。

在所述扩张段4的开口7处设有圆锥状的导流结构2，所述导流结构2采用耐火材料制成，设于扩张段4的中心处，即所述导流结构2的轴线与所述发动机喷管1的轴线共线设置，导流结构2占据开口7处的部分空间，并在外周侧预留气体通道8，以便于燃气喷出。

具体的，所述导流结构2的大头端靠近且部分延伸至所述扩张段4的开口7外部设置，小头端靠近所述收缩段6设置，且与收缩段6之间预留一定的距离。

所述导流结构2的大头端的半径与燃烧室的压力之间的关系满足下述公式：

0.00225ε

ε＝(πR

其中，p为燃烧室的压力，ε为加入导流结构后的发动机喷管的扩张段的开口处的截面积与发动机喷管的喉部截面积的比值，R为未加入导流结构时发动机喷管的扩张段的开口处的半径，r为导流结构的大头端在位于扩张段的开口处的半径，r

为方便试验，在所述导流结构2下方还连接有支撑结构3。具体的，所述支撑结构3的一端与所述导流结构2的大头端连接，且固定在所述导流结构2的大头端的中心处，另一端固定在地面上。所述支撑结构3为支架。

还提供了一种宇宙飞行设备发动机，包括所述的宇宙飞行设备发动机满流试验装置。

当发动机喷管1中的燃气依次经过圆筒段5、收缩段6和扩张段4后，获得了较高的比冲，当遇到导流结构2时，则由于扩张面积的减小，此处的压力相对增大，从而阻止了外界气流的进入，达到满流，继而从开口7处喷出。

该满流试验装置还可以用于导弹、航天器等其他宇宙飞行设备的发动机的满流试验中。

作为替代的实施方式，导流结构2还可以为圆柱状、方柱状等，只要占据扩张段4开口7处的部分空间即可。

作为替代的实施方式，导流结构2也可以与扩张段4的开口7处齐平设置。

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。