[发明专利]一种用于火箭发动机喷嘴雾化试验的试验平台

说明书

本发明公开了一种用于火箭发动机喷嘴雾化试验的试验平台，包括透明燃烧室和设置在透明燃烧室上的旋流雾化喷嘴，所述旋流雾化喷嘴内形成有喷射方向相同的第一喷射流道和第二喷射流道，所述第一喷射流道位于所述第二喷射流道中，所述第一喷射流道的入口端封闭设置，所述第一喷射流道的入口端上设有与所述第一喷射流道的周壁相切的进水口，所述第二喷射流道的入口端封闭设置，所述第二喷射流道的入口端上设有与所述第二喷射流道的周壁相切的进气口，所述进水口与压力水源连通，所述进气口与压力氮气源连通。该试验平台克服了以往发动机供应系统规模大，危险性高等缺陷，同时试验平台不涉及明火燃烧过程，便于研究人员动手进行喷嘴雾化试验。

技术领域

本发明属于航天动力系统领域，尤其涉及一种用于火箭发动机喷嘴雾化试验的试验平台。

背景技术

随着航天事业不断向外太空拓展，对航天动力系统逐渐提出了更高的要求。液体火箭发动机作为航天探索的主要动力系统，其具有推力大、无污染、经济可靠等优点。液体火箭发动机供应系统作为燃料供应必不可少的部分，可根据试验需求为发动机燃烧室供给不同工况的燃料和氧化剂。因此供应系统设计是液体火箭发动机试验领域的一项关键技术。

当前，我国设计的燃料供应系统均为火箭发动机热试车配套，其具有规模大、成本高、风险高等特点，同时，试验过程中所需的燃料价格昂贵，储存不变，因此不利于开展科学试验研究。

发明内容

本发明的主要目的在于提供一种用于火箭发动机喷嘴雾化试验的试验平台。该试验平台克服了以往发动机供应系统规模大，危险性高等缺陷，同时试验平台不涉及明火燃烧过程，便于研究人员动手进行喷嘴雾化试验。

为解决上述技术问题，本发明采用如下技术方案：

一种用于火箭发动机喷嘴雾化试验的试验平台，包括透明燃烧室和设置在透明燃烧室上的旋流雾化喷嘴，所述旋流雾化喷嘴内形成有喷射方向相同的第一喷射流道和第二喷射流道，所述第一喷射流道位于所述第二喷射流道中，所述第一喷射流道的入口端封闭设置，所述第一喷射流道的入口端上设有与所述第一喷射流道的周壁相切的进水口，所述第二喷射流道的入口端封闭设置，所述第二喷射流道的入口端上设有与所述第二喷射流道的周壁相切的进气口，所述进水口与压力水源连通，所述进气口与压力氮气源连通。

具体的，还包括水箱和回收箱，所述压力水源储存于所述水箱中，所述透明燃烧室为两端敞开的筒体，所述筒体的一端与所述旋流雾化喷嘴对接，另一端与所述回收箱对接，所述水箱通过供水管与所述进水口连通，所述回收箱通过回收管与所述水箱连通，所述回收管上设有回水泵和回水阀。

具体的，所述压力氮气源的输气管通过三通分出两条支路，其中一条支路为与所述进气口连通的氮气输送支路，另一条支路为与所述水箱连通的氮气增压支路；

所述氮气输送支路上设有第一减压器、第一泄压阀、第一电磁阀、第一压力传感器和音速喷嘴，所述氮气增压支路上设有第二减压器、第二电磁阀和第二压力传感器，所述水箱为密闭水箱，且其上设有第二泄压阀和液位计。

具体的，所述输气管上设有手动截止阀。

具体的，所述供水管上沿水流方向依次设有第三电磁阀、第三压力传感器和流量计。

具体的，所述供水管上位于所述流量计的下游还依次设置气蚀文氏管和第四压力传感器。

具体的，所述旋流雾化喷嘴包括第一喷射壳和同轴套设在所述第一喷射壳外的第二喷射壳，所述第一喷射壳内形成有所述第一喷射流道，所述第一喷射壳与所述第二喷射壳之间形成有所述第二喷射流道。

具体的，所述进水口围绕所述第一喷射流道的圆周方向均匀布置多个，所述进气口围绕所述第二喷射流道的圆周方向均匀布置多个。

具体的，所述第二喷射流道沿着气体流动方向横截面逐渐变小。