专利名称：高温燃气升压及降温系统的制作方法
技术领域：
本实用 新型涉及航天发动机试验，具体地说涉及航天发动机的高空模拟试验系统。
背景技术：
目前，在航天发动机高空模拟试验技术领域中，对高温气流的升压多采用被动引射和主动引射相结合的技术手段，通常采用常温气体喷射泵或纯蒸汽喷射泵作为主动引射的实现方式。前者适用于被抽吸燃气流量很小的情况下，而后者的工质由工业锅炉产生，并需要大容积高温绝热容器配合使用，设备投资巨大，鉴于发动机试验间歇进行的特点，其运行维护费用高，并对环境保护带来不利影响。另外，在发动机高空模拟试验中，燃气降温通常采用间接降温的手段，如采用紧凑式换热器，将气流温度由i9oo°c降低至iooo°c，再采用其他形式的间接式换热器，使气流温度进一步降低。采用这种形式的气流冷却方案，换热器的换热元件和高温气流直接接触， 使换热元件受到高温、高速气流的直接冲刷，结构复杂，设计难度大，制造成本高，与高温气流接触的部件易出现局部过热区，甚至产生烧蚀的现象。另外，在进口气流温度更高的情况下，换热器的换热元件则难以承受相应的高温。
发明内容为了解决现有针对高温燃气的升压降温技术设备投资大、运行维护费用高、容易引起烧蚀的技术问题，本实用新型提供一种高温燃气升压及降温系统。本实用新型的技术解决方案一种高温燃气升压及降温系统，其特殊之处在于它包括依次连接的扩压器、直接接触式降温器、间接接触式降温器以及串联的多级蒸汽喷射泵，所述扩压器的输入口的截面与发动机的燃气出口截面重合，所述多级蒸汽喷射泵的最后出口连接大气。上述多级蒸汽喷射泵为四级。一种高温燃气升压及降温方法，其特殊之处在于包括以下步骤1通过扩压器将发动机输出的高速燃气进行降速升压，输出2500°C 3200°C的高温气体2将高温气体输送至直接接触式降温器进行一次降温，输出800°C 1200°C的中温气体；3将中温气体输送至间接接触式降温器进行冷却，输出200°C以下的低温气体；4将低温气体输送至串联的多级蒸汽喷射泵进行逐级升压，使最后一级蒸汽喷射泵输出IOOkPa的气体，并排入大气。上述步骤2的具体方法是将高温气体输送至加有一定流量冷却水的直接接触式降温器进行降温。上述步骤4中多级蒸汽喷射泵的工质均是液氧/酒精/水三种组元在化学燃料燃烧蒸汽发生器中生成的含有不可凝气体的蒸汽。上述扩压器的输入口的截面与发动机的燃气出口截面重合，所述多级蒸汽喷射泵的最后出口连接大气。上述多级蒸汽喷射泵为四级。本实用新型所具有的优点1、本实用新型通过扩压器和蒸汽喷射泵相结合的技术手段，逐级升高燃气的压力至IOOkPa以上并排入大气；能够充分利用发动机喷管出口截面高速气流的动能，提高整个试验装置运行的效率；2、本实用新型通过直接接触式和间接接触式降温器将高温燃气的温度降低至 200°C以下，以提高蒸汽喷射泵的运行效率；有利于间接换热器的结构设计和选材，使换热器的整体规模达到最小；3、本实用新型采用化学燃料燃烧蒸汽发生器产生的蒸汽作为蒸汽喷射泵的工质来源，减少了设备投资和运行成本，并适合于航天发动机间歇试验的特点。

图1为高温燃气升压及降温系统机构示意图。其中附图标记为1_发动机，2-扩压器，3-直接接触式降温器，4-间接接触式降温器，5-蒸汽喷射泵。
具体实施方式
发动机安装在试验舱内，通过扩压器将发动机出口截面的高速燃气降速升压，在扩压器出口截面燃气温度为2500°C 3200°C。高温燃气随即通过直接接触式降温器和间接接触式降温器进行冷却，气流温度分别降低到800°C 1200°C和200°C以下。在直接接触式降温器中，根据发动机出口截面气流参数(气流流量、定压比热、温度等)的不同，加入相应流量的冷却水，经过相变和升温，能够有效降低气流的温度。气流随后进入四级蒸汽喷射泵装置，逐级升压至IOOkPa以上，并排入大气。化学燃料燃烧蒸汽发生器可使液氧/酒精/水三种组元生成含有一定量不可凝气体的蒸汽，通过蒸汽管道输运到蒸汽喷射泵，作为喷射泵的工质。
蒸汽喷射泵的设计考虑了主动气流为两相流的影响，与化学燃料燃烧蒸汽发生器配合使用，以取得较好的使用效果。在发动机出口截面高温燃气参数变化的条件下，将压强为0. 5Pa 500Pa的大流量高温气流逐级升压至IOOkPa以上，并排入大气。发动机出口截面高温气流参数不同，通过扩压器和蒸汽喷射泵相结合的技术手段，逐级升高燃气的压力至IOOkPa以上并排入大气；通过直接接触式和间接接触式降温器将高温燃气的温度降低至200°C以下；并采用化学燃料燃烧蒸汽发生器产生的蒸汽作为蒸汽喷射泵的工质来源。
权利要求1.一种高温燃气升压及降温系统，其特征在于它包括依次连接的扩压器、直接接触式降温器、间接接触式降温器以及串联的多级蒸汽喷射泵，所述扩压器的输入口的截面与发动机的燃气出口截面重合，所述多级蒸汽喷射泵的最后出口连接大气。
2.根据权利要求2所述的高温燃气升压及降温系统，其特征在于所述多级蒸汽喷射泵为四级。
专利摘要本实用新型涉及航天发动机的高温燃气升压及降温系统，包括依次连接的扩压器、直接接触式降温器、间接接触式降温器以及串联的多级蒸汽喷射泵，所述扩压器的输入口的截面与发动机的燃气出口截面重合，多级蒸汽喷射泵的最后出口连接大气。解决了现有针对高温燃气的升压降温技术设备投资大、运行维护费用高、容易引起烧蚀的技术问题。
文档编号G01M15/02GK202110066SQ201020696488
公开日2012年1月11日 申请日期2010年12月31日 优先权日2010年12月31日
发明者余爱英, 史超, 李双军, 王志武, 王栋, 闫峰, 黄争, 龚文祥 申请人:西安航天动力试验技术研究所