火箭发动机专题实验指导书.docx
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火箭发动机专题实验指导书
单边膨胀尾喷管推力特性冷流实验
1.实验概述
1.1实验背景
高超声速飞行器往往需要在不同海拔高度进行跨大马赫数范围的飞行，因此其推进系统的工况多变，喷管膨胀比的变化范围很大。
采用喷管/飞行器后体一体化设计是满足喷管膨胀比变化需求的一种主要手段，此时飞行器后体表面成为喷管的上膨胀面，而下膨胀面一般较短，称之为唇口，希望喷管的高温高压燃气通过唇口能自动调整自由面的外形来改变喷管实际的面积比，从而改变膨胀比并形成非对称尾喷管。
而且，与典型的二维收扩型喷管相比，非对称单边膨胀尾喷管易于实现一体化，可以大大降低推进系统的重量。
然而，非对称喷管性能对整个飞行器的推力影响很大，推力占整个发动机推力的一半以上，且由于喷管非对称性，带来飞行器的配平问题，因此膨胀面的型线须仔细设计，而且单边膨胀尾喷管的推力特性也需要通过实验手段提供可靠的技术依据。
1.2实验目的
熟悉和了解单边膨胀尾喷管冷流试验研究的内外流模拟条件、高空环境模拟条件和多分力测量手段等，通过该实验初步掌握单边膨胀尾喷管实验的基本过程和关键技术。
1.3实验内容
（1）内流条件模拟及实现手段
（2）高空环境的条件模拟方法
（3）多分力测量
1.4实验特点
本课程属专业前沿领域，拓宽了喷管的研究内容和研究技术手段，而且实验课内容基础性强、操作环节多，对于提高研究生的实验操作能力有很好的指导作用。
2.实验原理及关键技术参数
单边膨胀尾喷管的冷流实验系统原理图如图1所示，各分系统功能如下所述：
图1实验原理图
空气瓶：
以较高的压力维持空气的存储量，为实验系统供应气源；
气动阀：
作为实验系统的总气源开关，切断或启动空气瓶与实验管路系统的连接，非实验时为常闭状态；
减压器：
用于调节和降低气体压力，当入口压力改变时保证出口压力在给定范围内恒定不变；
电磁阀：
当气动阀开启后，通过电磁阀来控制实验供气的开启与关闭；
音速喷嘴：
用于实现不同实验工况下的流量控制；
集气室：
用于滞止和稳定来流，使进入设备喷管的气流尽可能均匀；
设备喷管：
用于加速来流，为单边试验尾喷管提供满足要求的入口来流条件。
真空系统：
用于提供单边尾喷管的高空模拟环境，主要是满足要求的环境压力（即喷管的背压）。
由来流工况实现原理，在背压确定的情况下，实现单边尾喷管的压比等价于确定设备喷管总压p1*；由设备喷管流动，实现总压p1*等价于确定其质量流量
；实现
等价于确定音速喷嘴质量流量
；由音速喷嘴流动，实现
等价于确定其总压p2*；在确定管路损失后，由减压器出口压力调节来保证p2*，而管路损失可以由实验得到。
本试验中，采用设备喷管A对应的任务工况及实验供气参数如表1所示。
表1任务工况及实验供气参数
设备喷管
流量
Kg/s
压比
背压
总压
MPa
音速喷嘴直径
mm
音前压力
MPa
减压器出口压力
MPa
C
1.48
123
5000
0.615
14.98
1.78
2.15
3.实验设备
尾喷管冷流试验由气源供给系统、高空环境模拟系统、多分力测量系统、测量控制系统及试验件等部分组成。
气源供给系统提供试验工况所需来流，高空环境模拟系统用于模拟高空低压环境，多分力测量系统用于测量喷管的推力、升力及侧向力。
3.1高空环境模拟系统
（1）真空实验系统
如图2所示，真空实验系统由实验舱（包括椭球橙色真空舱和方形舱）、1-4号真空容舱及真空泵系统构成。
图2高空环境实验系统示意图
椭球橙色实验舱中间段呈圆柱状，内部直径3m，总长3.5m，总容积约33m3，总重约12吨，可承受1个大气压的负压，其外部和内部形状示意如图3所示，目前主要用于各种喷管的高精度单轴推力测试实验。
方形舱总长3.24m，总宽2.56m，高度2m，容积约16m3，其外部和内部形状如图4所示，主要用于尾喷管的多分力测试实验。
真空容舱由4个标准贮罐组成，总容积约120m3，如图5所示。
各真空容舱顶部均安装放气口，可保证真空卸荷和残留燃气的排放。
经试验检验，整套真空容舱系统均可承受绝压500Pa的负压，安全性很好。
真空泵系统共有两台并联的20kW真空泵组成，如图6所示，能够在30分钟内使真空舱内真空度达到0.9MPa，可在60分钟内达到试验所需的绝压1000～3000Pa的压强范围。
本套低压环境系统具备模拟地面环境至高度20km大气环境的能力，目前可达到最高试验能力为800Pa（绝压），可满足试验高空模拟范围的要求。
真空系统总容积超过了150m3，经试验检验，流量1kg/s左右燃气流在10s内造成系统整体真空度提升不超过5000Pa，若系统引射装置良好，可满足高空模拟过程中真空变化率的需要。
a）真空舱外部b）真空舱内部
图3大真空实验舱
图4小真空实验舱
图5真空容舱
图6真空泵
（2）扩压器——环境压力稳定的装置
由于目前真空系统容积有限且无法得到有效使用，如果不通过扩压器将供应气流尽快引射到远端真空环境下，试验舱内的背压就很难稳定在允许范围内，因此需针对该真空系统增加扩压器结构。
图7所示为喷管的引射流动模型。
随着喷管的总压升高，气流在引射筒内将产生三种流动状态，并且连续发生。
其中状态I表示喷管中流动有分离，分离从喷管的临界截面开始到出口截面为止；状态II为喷管满流，即气流在喷管出口截面为起始界限，到扩压器出口截面处激波存在为结束界限，该过程中扩压器并未达到满流；状态III为普朗特-迈耶膨胀，即气流从状态II结束界限开始到扩压器内部产生激波，并使激波延伸到扩压器另一端为止。
在状态III中，超声速扩压器内会形成封闭的正激波系，并保持真空舱内的低压环境。
图7引射流动模型
扩压器引射所出现的上述三种流动状态，根据一维流动理论，计算出的理论性能与试验得出的性能十分接近。
所以可以直接选择最便于分析的直筒形超声速扩压器作为整个扩压器设计的基础。
直筒形超声速扩压器的设计，主要是计算普朗特-迈耶膨胀流曲线，并根据要求模拟的压力值，由曲线确定扩压器内径。
具体方法如下：
根据扩压器直径得到扩压器面积Ad，从而求得气流膨胀到该面积后的马赫数Md，进而得到此处的压强pd。
根据扩压器设计理论，在d-d之前的真空舱压力近似等于pd，所以可以求得真空舱压力p0。
（1）
（2）
根据以上计算出的通道面积可以通过下式计算出扩压器最小气动压比。
（3）
根据试验时真空舱背压要求以及喷管总压，可以求出扩压器通道截面积Ad。
由于扩压器下游也是真空舱。
所以实际的pc/pex比最小气动压比高很多。
根据上述方法，设计出直筒形扩压器的截面面积参数。
另外，由于扩压器长细比L/D=8时，扩压器工作性能最佳，因此其长细比通常在6~8间较为合适。
通过计算可以知道，要想能在给定的压比下达到所要的背压，则扩压器截面积必须小于或等于喷管出口截面积，这肯定不合理。
通过对非对称喷管的CFD计算可以知道，该方形出口截面上的压力并不一致，有些位置呈现出欠膨胀，小部分位置为过膨胀状态。
所以可以将扩压器截面积调整到合理的值，从而保证背压稳定。
当尾喷管出口面积为89.79*125mm2时，为了能够匹配喷管出口及其结构，设计出的扩压器截面尺寸为140*150mm2，参照图8所示。
图8扩压器结构与试验喷管结构形式
3.2内流供给系统
（1）气源
气源由空气压缩机系统（图9）、气瓶场（图10）、汇流排管路、配气台、真空舱内外管路等组成。
空气压缩机系统由低压空气压缩机、过滤干燥机、高压空气压缩机三部分构成。
空气经低压空气压缩机预压缩至约1.6MPa左右，经过滤干燥机对空气进行除油、干燥、除尘等处理，进入膜片式高压空气压缩机，由高压空气压缩机控制空气最终压强，输入空气气瓶场气瓶内。
空气汇流排由两根直径分别为Φ40mm和Φ30mm管路组成，共有氢气连接接口约100个。
汇流排一端与空气压缩机系统连接，由充气手阀（Φ30mm）控制空气充填，另一端与空气配气台连接。
空气气瓶场共有标准气瓶89个，总容积为3.56m3，气瓶初始压强最高可达14MPa。
气瓶阀芯被扩大使其通径为Φ5mm，气瓶出口当量为Φ47.2mm。
空气瓶充填过程较氢气简单，不需事先进行管路置换。
启动空气压缩机系统，使压缩机系统管路建立压强不小于3MPa，打开汇流排上的充气手阀即可（此时空气配气台K4及K5手阀关闭）。
至空气瓶内压强达到预定值，空气压缩机系统自动停机，关闭充气手阀门，按程序对空气压缩机系统泄压并关闭，即完成了空气系统的试验前准备。
图9空气压缩机
图10氮气、空气气瓶场
（2）配气台
如图11所示，配气台可对氧气、氮气、空气三种气体进行操作。
其中氮气作为氧气管路减压器操纵气及试验吹除用气，空气系统为氧气系统调试用气及单独空气输送系统，氧气管路仅作为推进剂管路使用。
本试验中仅涉及空气的配气功能。
图11氧气、空气、氮气配气系统图及设备图片
3.3多分力测量系统
为了满足单边尾喷管膨胀作功的多方向力测量，采用了六分力测量系统，该系统的推力矢量量级为100Kg，属于小推力矢量试验平台。
采用卧式布局，与标准六分力推力架大体相同，但采用了7个传感器，即“2-1-4”分布（如图12）。
轴线方向布置1个传感器，仅测量轴向推力；侧向力方向布置2个传感器，测量侧向力和偏航力矩；升力方向布置4个传感器，测量升力、俯仰和滚转力矩。
从传感器数量和测量目标数量考虑，该六分力测量系统属于静不定系统，即多了一个升力方向的传感器，但这种布置方式有利于传感器的均匀布置，并有助于提高试验台的固有频率和动稳定特性。
图12六分力试验台测量结构模型示意图
将图12进一步简化成图13所示的力学模型，规定传感器受拉为正，受压为负，而力矩的正方向按右手螺旋法则规定。
F1，F2、F3，F4、F5、F6、F7分别为轴向，升力和侧向力传感器受力大小，Mg为动架和喷管组件的自重。
图13六分力试验台力学模型
建立动架主体的刚体平衡方程，则有：
（4）
3.4测控软件系统
测控系统可对试验进程进行准确控制，包括试验调试进程、吹风试验进程、意外事故防护、试验后燃气吹除及系统保护等。
可对全部管路压强及温度、音速喷嘴压强、推进剂温度、推力矢量、发动机试验参数（如压强、温度等）等参数进行实时测量、记录及分析。
流场显示系统作为测控系统的一部分，还可对实验过程进行录像、录音等操作。
本系统如图14和图15所示。
图14数据采集操作台
图15试验控制台
4.实验步骤
（1）供气参数调试与修正
1）关闭进气放气阀和高压放气阀。
2）打开气动阀，进气路送气。
3）打开操纵气开关。
4）缓慢开启调压阀，使操纵气压力表数值缓慢上升。
5）减压器出口压力缓慢上升，是否达到所需压力后，是，关闭调压阀和操纵气开关。
6）否，若减压器出口压力高于所需压力值，打开调压阀后，缓慢打开高压放气阀和低压放气阀放气，降低气压。
7）实验结束时，关闭进气路，同时慢打开高压放气阀和低压放气阀放气。
（2）喷管冷流试验过程
1）在方形真空实验舱内，首先将集气室、设备喷管试验件与六分力试验台通过法兰进行连接；
2）根据设备喷管条件，更换相应的音速喷嘴；
3）通过6根波纹管将两侧供气管路与集气室的6个供气接口连接；
4）将装配好的单边尾喷管试验件与设备喷管连接；
5）将80路测压软管根据标记依次连接在尾喷管试验件的压力测针上，并将软管良好地固定在真空舱内壁上，避免试验时软管被吹落或吸入扩压器通道内；
6）在完成发动机安装调试等工作后，撤出真空系统内全部杂物、零件及工具；
7）关闭方形舱的舱门及所有真空系统通向外界的接口、放气手阀，使真空系统处于密闭状态；
8）打开真空泵电源，开启真空泵冷却水并保持一定流量，依操作规程启动真空泵；
9）测控系统预热，对真空舱抽取真空，使真空系统的压力下降为5000Pa；
10）检查高压空气瓶组压强是否达到要求，如达不到预定值及时充气；
11）检查传感器、电磁阀、气动阀是否正常，测控系统是否正常；
12）检查供气系统管路、真空系统的气密性，如果漏气需要加紧或进行必要的密封处理；
13）打开供气系统的气动阀，记录各处压力表读数、环境温度及实验舱最终真空度，再次检查测控系统是否工作正常；
14）通知相关人员实验即将开始，非实验人员远离实验间到安全处；
15）启动计算机数据采集系统，实验员按下试车启动按钮，根据预定的实验时间冷吹后手动停吹，如遇到异常情况可紧急关车；
16）实验后关闭供气系统的气动阀，关闭测量系统和控制系统电源，放出供气系统中残余的空气；
17）打开真空系统全部放气手阀，一般起补偿真空系统负压作用，补偿负压后，打开真空舱门；
18）打开真空舱舱门后检查实验喷管的情况，清理实验现场，处理数据。
5.数据处理
（1）供气参数调试与修正结果
表3试验工况
单边尾喷管
工况
温度
℃
1#音前压力
2#音前压力
流量
kg/s
集气室
总压
Mpa
扰流板前
总压均值
Mpa
集气室
静压均值
Mpa
B
C
22
1.783
1.785
1.472
0.615
0.641
0.586
（2）六分力测量结果数据分析
由于本试验中单边尾喷管的入口来流是通过设计专门的设备喷管来提供，因此针对单边尾喷管性能的多分力测量中也必须考虑和消除设备喷管产生的额外力影响。
所以，这里需分别进行两次冷流实验，即单边尾喷管+设备喷管的联合实验，和单独设备喷管的冷流实验，而且两次冷流实验需尽可能保证相同的试验状态。
在本试验中，分别进行单边尾喷管B+设备喷管C（即BC状态）和单独设备喷管C（即0C状态）的冷流试验，得到两组实验数据。
在尽可能相同的压比和流量下，选择一段1s时长的实验数据分别进行处理；通过求平均值得到7个通道中所得值，并换算得出两个状态下的推力、升力和侧向力的力结果；对两组力结果作相减处理，得出单边尾喷管B的产生力结果。
对这些处理结果进行分析，分析结果异常的原因，并找出造成干扰和误差的因素。
如图16、图17和图18所示，为六分力测量系统给出的其中一个实验状态的推力、升力、侧向力三个方向的典型测量曲线。
同学们需对实验课得到的这些测试曲线进行处理和分析。
图16推力F1通道曲线
图17升力F2/F3/F4/F5通道曲线
图18侧向力F6/F7通道曲线
思考题
（1）来流状态参数的计算及管路系统设计；
（2）减压器、音速喷管等作用
（3）引射器原理
（4）多分力测试原理
（5）给出单边尾喷管冷流实验六分力测量结果的实验报告
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