发动机测试第四章

发动机测试第四章第1页，课件共79页，创作于2023年2月第四章高空模拟试车台及试验设备4.1概述高空模拟试验是固体火箭发动机在模拟高空低压环境下进行的点火试验（简称高模试验）。进行高模试验的地面试验设施为高空模拟试车台（简称高模试车台）。4.1.1高模试验的主要目的

1）考核发动机高空喷管的结构与性能在高空工作的固体火箭发动机通常均采用大面积比喷管以获得高的比冲，但大面积比喷管在海平面条件下试验时，将出现喷管内气流分离导致轻质喷管的损伤或破坏和推力测量失真；

2）考核与验证发动机在高空工作的结构性能与可靠性，精确测量弹道性能参数；

3）测量在高空工作条件下，发动机排气流对相邻结构的传热影响，从而确定采取相应的防热措施；CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第2页，课件共79页，创作于2023年2月4.1.2高模试车台的主要技术问题及参数火箭发动机在进行高空模拟试车时，排出大量高温高速燃气，如何将排出的高温、高速燃气抽吸排入大气、保持试验舱内处于稳定的低压环境是高模试车台要解决的首要技术关键，其次是试验舱及满足试验要求的专用设备的设计。决定高模试车台规模及排气系统设计的主要技术参数是要求达到的模拟高度压力和排出燃气的质量流率。要求达到的模拟高度越高，燃气排出的质量流率越大，则高模试车台的规模越大。在目前由于技术和投资上的原因以及实际应用的需要，固体火箭发动机高模试车台的模拟高度一般选择在30~33km。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第3页，课件共79页，创作于2023年2月4.1.3高模试车台的主要技术要求高模试车台的主要技术要求如下:1）试验舱内模拟的压力高度，以保证喷管面积比时，喷管能处于满流工作状态；

2）在发动机全程工作期间（从发动机点火至燃烧结束）试验舱内压力稳定，不允许出现大的回流增压；

3）能够在发动机喷管全轴摆动的条件下进行高模试车并进行多分力测量；

4）具备旋转试车条件；

5）能够在试车前、后一段时间内保持试验舱内处于稳定的低压状态；

6）试验舱内具有一定范围的温度调控能力，使发动机在试验舱内即能按预定的环境温度就地进行试车前的保温；

7）在试车过程中，发动机出现故障时，试车台有一定的防护措施；

8）对发动机排出燃气具有一定的净化能力；

9）在更换少量非标设备的条件下即能适应多种型号发动机的试验。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第4页，课件共79页，创作于2023年2月4.1.4高模试车台的基本类型全程持续工作的高模试车台根据其排气系统的排出方式可以分为两大类：一类是“泵-扩压器”型高模试车台，习惯称之为被动引射高模试车台；另一类是“扩压器十外加抽吸系统”型高模试车台，习惯称之为主动引射高模台。被动引射高模试车台在早期的发动机高模试车中被广泛采用，但由于其存在的固有缺陷。已经不能满足先进固体火箭发动机高模试车的要求。在国外己被主动引射高模试车台所取代。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第5页，课件共79页，创作于2023年2月4.2被动引射高模试车台4.2.1组成、原理与工作过程（1）组成主要由试验舱、排气扩压器、扩压器堵盖、机械真空泵、补气系统、冷却系统等组成。（图4-1）

CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第6页，课件共79页，创作于2023年2月（2）原理被动引射高模试车台在进行高模试车时，试验舱内低压环境的获得是依靠发动机点火工作时，从喷管中排出的超声速燃气通过扩压器后，流速降低、压力增高而排入大气，在燃气排出的同时与来自试验舱的空气流混合而被一同携带排入大气，使试验舱在发动机的稳态工作期间内，维持一定的低压状态.在扩压器正常运转期间，试验舱压力大小与发动机燃烧室压力及扩压器几何尺寸有关。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第7页，课件共79页，创作于2023年2月（3）工作过程当发动机与扩压器按要求安装后，将扩压器堵盖连接于扩压器出口端面.打开试验舱与真空泵相连的阀门、开启真空泵对试验舱进行抽空直至达到模拟高空点火所需的压力、拧下扩压器堵盖上的连接螺栓，打开扩压器冷却水供给系统，发动机按程序进行点火.点火后发动机排出的燃气冲开堵盖排入大气，在发动机工作至推进剂燃烧结束时，由于燃烧室压力下降，扩压器已不能正常运转，燃气将在外压作用下部分回流入试验舱。为了减少燃气回流造成的不利影响，在此时将位于试验舱后端的补气阀门打开，外部的空气迅速进入试验舱，使舱压与外部环境压力平衡。图4-2为，一个实际应用的981kN被动引射高模试车台结构示意图。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第8页，课件共79页，创作于2023年2月CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第9页，课件共79页，创作于2023年2月4.2.2性能与局限性

（1）模拟高度此类高模试车台，在发动机稳态工作期间，即使扩压器几何参数按最优设计，其试验舱模拟的压力高度为18～23km，也难于保证大面积比喷管（时）在工作期间满流。

（2）回流冲击一般情况下，对不同的发动机进行高模试车时，要配备与之匹配的扩压器，每种扩压器均对应着一个最小启动压力，在发动机点火工作期间，当燃烧室压力大于扩压器最小启动瓜力时，扩压器能够正常工作，保持试验舱内相应的低压环境；反之，扩压器不能正常工作。因此，在发动机点火过渡阶段压力建立期间和发动机燃烧结束的压力下降期间，扩压器都处于不能正常启动状态，在这两个阶段都将出现燃气回流入试验舱的情况并导致回流冲击.大的回流冲击将可能导致喷管的损坏，尤其对软质的大面积比喷管或易碎的可延伸喷管出口锥将导致严重的后果。回流冲击是被动引射高模试车台的严重缺陷。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第10页，课件共79页，创作于2023年2月（3）喷管不能摆动由于被动引射高模台其扩压器出口直通大气，其出门反压高，为了保护扩压器能够正常启动，扩压器的入口直径受到限制，难以采用允许喷管进行摆动的大面积比扩压器。因此，对推力矢量控制系统为全轴摆动喷管的发动机，不能在被动引射高模试车台上进行摆动喷管的试车。（4）不能精确测定发动机的推力与总冲因为在发动机点火过渡阶段和燃烧结束的压力下降阶段。喷管不能满流和回流冲击，推力和冲量测量不真实。不能满足推力和总冲的不确定度要求。（5）不能在试车后继续保持试验舱仍维持一定时间的低压环境，不利于测量系统试车后的校准。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第11页，课件共79页，创作于2023年2月4.3主动引射高模试车台主动引射高模试车台是指发动机进行高模试车时，试验舱内低压环境的建立，除了利用排气扩压器的增压引射作用外，还在排气扩压器的出口串接外加的排气抽吸系统（如蒸汽引射器、机械排气机组等），将从扩压器排出的燃气、空气或蒸汽的混合气休继续增压后排入大气。增加排气抽吸系统后，可使试验舱内的压力模拟高度提高，使试验舱内的低压环境在试车全过程中得到控制，并有效地防止燃气回流。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第12页，课件共79页，创作于2023年2月主动引射高模试车台主要有如图4-3所示的几种组成方案。图4-3中，前两种组合方案应用较为普遍，第三种方案一般应用于推力较小、工作时间较长的发动机试验中。下面重点介绍前两种方案。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第13页，课件共79页，创作于2023年2月4.3.1“燃气扩压器+蒸汽引射器”高模台“燃气扩压器+蒸汽引射器”高模试车台的示意图如图4-4所示。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第14页，课件共79页，创作于2023年2月（1）组成由试验舱、燃气扩压器、燃气冷却室、隔离阀、蒸汽引射器（可以采用多组并联、每组多级串联方案）、蒸汽供给系统、控制测量系统以及冷却水供给系统等组成。（2）工作过程及原理在发动机点火前，将系统的隔离阀门关闭，此时从试验舱至燃气冷却室处于密封状态。试验舱内的初始低压环境可以通过与试验舱相连的机械真空泵或辅助蒸汽引射器的抽吸达到，发动机临近点火前，各供水系统按要求供水、启动主蒸汽引射器、打开隔离阀门、发动机点火，燃气通过喷管进入排气扩压器进行第一次增压.然后进入燃气冷却室与呈雾状喷出的冷却水混合，通过水的汽化吸热后燃气与水蒸气的混合气体温度降至隔离阀门和引射器构件所能承受的温度（一般控制在200~300℃）后进入第一级蒸汽喷射器，在引射器的混合段，为蒸汽喷嘴中喷出的高速蒸汽流混合并在主蒸汽流的携带下通过蒸汽引射器进行第二次增压，燃气与蒸汽混合气体再依次进入第二级蒸汽引射器再次增压后排入大气，保持试验舱内在发动机试车全过程叶，处于稳定的低压环境。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第15页，课件共79页，创作于2023年2月发动机燃烧结束后，已无燃气排出，可关闭隔离阀门，蒸汽引射器停止工作，此时试验舱内仍保持一段时间的低压状态，以便测量系统进行试车后的校准。

蒸汽供给系统是此类高模台的重要系统。在发动机高空模拟试车时（特别是大推力发动机）在试车的短短几十秒钟内要供给大量具有稳定压力的蒸汽，如直接采用锅炉供汽是难以作到，且不经济。最经济和实用的办法是采用蒸汽蓄热器供汽。蒸汽蓄热器的工作原理是在压力容器中贮存水，将来自锅炉的蒸汽通入水中使水加热，使容器内水的温度和压力升高，形成具有一定压力的饱和水.当容器内压力下降时，饱和水变成过热水，自蒸发产生蒸汽，采角此方法，在有足够的蓄热器条件下可以满足短时间内提供流量大而压力稳定的蒸汽的要求。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第16页，课件共79页，创作于2023年2月4.3.2“扩压器十环状蒸汽引射器+排气机组”主动引射高模台“扩压器+环状蒸汽引射器+排气机组”主动引射高空模拟试车台示意图如图4-5所示。（1）组成由试验舱、排气扩压器、环状蒸汽引射器、燃气冷却室、排气压缩机组以及蒸汽供给系统、控制测量系统和冷却水供给系统等组成。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第17页，课件共79页，创作于2023年2月（2）工作过程及原理发动机点火前，启动机械排气机组，对试验舱及燃气冷却室进行预先抽空，达到一定低气压条件后，启动环状蒸汽引射器以辅助排气机组使试验舱迅速达到预定的低气压环境。发动机工作期间，试验舱内的低气压环境主要靠发动机排气扩压器和排气机组的抽吸作用来保持，此时环状蒸汽引射器起辅助作用。为使高温燃气在进入排气机组前能够冷却，在排气机组前设置燃气冷却室，使燃气温度降至排气机组能够承受的程度。燃气冷却室的另一作用是起冷凝器的作用，使部分蒸汽得到冷凝，从而减少排气机组的负荷。发动机接近燃烧结束时，这时环状蒸汽引射器接替排气扩压器的工作，与排气机组一道继续保持试验舱的低压环境，防止回流造成的影响。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第18页，课件共79页，创作于2023年2月4.3.3主动引射高模试车台的优点与被动引射式高模试车台相比，主动引射高模台具有下列优点：

1）模拟高度高根据试验要求，配备适当能力的抽气系统可获得大于等于30km的模拟高度，保证了发动机喷管面积比小于等于100的喷管在试车全过程中处于满流工作状态；

2）无回流冲击由于外加排气抽吸系统，可以保证在试验全程（从发动机点火到燃烧结束）中试验舱内压力稳定，回流冲击很小，甚至没有回流冲击，不会造成大面积比喷管或轻质可延伸出口锥结构的损坏并能精确测量发动机工作全程中的推力和总冲，推力测量的不确定度可以达到小于等于0.5%；CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第19页，课件共79页，创作于2023年2月

3）可进行摆动喷管的推力矢量控制试验外加排气抽气系统后，排气扩压器的出口反压降低，扩压器的直径可以增大，满足了喷管在全轴摆动（摆角最大可达8°）下进行高模试验。从而考核摆动喷管的结构性能和动态性能，精确测量伺服系统的作动力和发动机的侧向分力；

4）便于试后处理可根据需要，在发动机工作结果后继续保持试验舱内的低压状态，以利于试验后的校准，提高测量精度；

5）对环境保护有利由于燃气经过喷水冷却，可使燃气中的有害成分和微粒大部分得以消除，使排气得到净化，减少环境污染；

6）可进行较多项目的考核由于试车台功能的增加，可以在一次试车中考核多个项目，从而减少研制过程中全尺寸发动机的试车数量。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第20页，课件共79页，创作于2023年2月4.4典型主动引射高模试车台介绍4.4.1意大利ISA-2高模试车台

ISA-2高模试车台建于1980年左右，它是为了满足欧洲航天计划对远地点发动机Mage-Ⅰ、Mage-Ⅲ的高模试车要求而建造的，与意大利原有的高模台ISA-1相比，其技术途径类似，但ISA-2的规模更大，且蒸汽供给系统也有所改进。（l）主要组成该试车台由试验舱、扩压器、燃气冷却器、隔离阀门、两级蒸汽引射器、蒸汽发生器、冷却水供给系统等主要部分组成，其结构图如图4-4。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第21页，课件共79页，创作于2023年2月a．试验舱试验舱为钢制圆筒形容器、直径为6m，长9.5m，在试验舱的一侧有的由液压作动器开启的大门，供试验发动机和工作人员进出。舱内装有旋转试车架、推力校准系统及监测摄影系统，在试验舱的后端开孔与扩压器入口相连。b．扩压器采用了二次喉道式夹套水冷扩压器，扩压器夹套中有螺旋型通道，从主供水管来的冷却水以一定的压力和流量通过夹套、冷却扩压器内壁.冷却水压力约0.5MPa，最大流量为，允许冷却水的最高初始温度为20℃。为了抵消因扩压器内、外层受热不一致而引起的膨胀差别，在外层设置若干个膨胀节。c．燃气冷却水喷射系统为了降低排出的燃气温度，在扩压器下游的横截面内均匀地分布一组冷却水喷嘴，对燃气进行喷水冷却.为了使冷却水与燃气充分混合，以防止在隔离阀处形成过热点，要求喷水点至隔离阀之间应有足够的距离.冷却水喷射量可根据试车过程进行控制。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第22页，课件共79页，创作于2023年2月d．蒸汽引射器采用两级蒸汽引射器串联的形式，两级蒸汽引射器的尺寸相同，其入口直径为2.75m，长25m，第一级蒸汽引射器的蒸汽量为，第二级耗量为,蒸汽供给压力为2.5Mpa，两级蒸汽引射器的增压比分别为和4.0，运行时间最长可达300s。e．隔离阀

安装在扩压器出口处，其作用是试车前、后使试验舱与引射器相隔离。在试验前保持试验舱的真空度，试验后防止燃气回流和使试验舱继续保持一段时间的低压环境。隔离阀采用电动闸板阀，开启或关闭时间在15s之内。f．蒸汽发生器本试车台的蒸汽供给系统采用实时蒸汽发生器，蒸汽发生器以液氧和异丙醇作为氧化剂，与燃料在发生器的燃烧室内燃烧，产生的燃气使喷入的水汽化变成蒸汽，通过管道供给两级蒸汽引射器使用，产生的蒸汽压力为2.5Mpa，温度约为250℃。液氧和异丙醇存放在贮罐内，由氮气增压后送入蒸汽发生器。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第23页，课件共79页，创作于2023年2月（2）主要性能发动机最大推力为；燃气流量为；发动机的工作时间；试验舱温度调节范围为；可进行旋转试验。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第24页，课件共79页，创作于2023年2月4.4.2美国J-5高模试车台

J-5高模台是为满足IUS惯性顶级SRM-1、SRM-3固体火箭发动机及MX第三级、三叉戟第二级、第三级固体火箭发动机的高模试验而建造的大型专用高模试车台。（1）主要组成由试验舱、扩压器、环状蒸汽引射器、燃气冷却器、排气机组、辅助蒸汽引射器、蒸汽供给系统、冷却水供给系统等主要部分组成。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第25页，课件共79页，创作于2023年2月

a．试验舱试验舱（如图4-6）为一钢制的圆筒形容器，直径4.88m、长15.2m。舱的底部与基础相连，舱的上方设长方形舱门供吊入试验发动机，舱内安装多分力试车架（可进行六个分力的测量），轴向推力可通过传力组件传到承力墩上，并可进行推力校准。扩压器通过试验舱尾部的开口伸入舱内，使扩压器入口与发动机喷管出口保持要求的相对位置。三组辅助蒸汽引射器的第一级进口与试验舱相连。试验前通过辅助蒸汽引射器的抽吸使舱内达到预定的低气压环境。舱内还安装有摄影监测系统和温度调节设备。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第26页，课件共79页，创作于2023年2月b．扩压器采用直筒形夹套水冷式扩压器，根据不同的试验要求，扩压器直径可以在的范围内取值。c．环状蒸汽引射器环状蒸汽引射器由12个分布在扩压器下游圆周的蒸汽喷嘴及蒸汽引射器组成。其作用是在发动机即将点火前，辅助机械排气机组使舱压迅速降至1.4kPa，而后发动机点火后发动机工作过程中，环状蒸汽引射器继续辅助排气机组工作。当发动机工作将近结束时，由于扩压器不能正常工作，环状蒸汽引射器就接替扩压器工作，减少回流冲击的影响。d．燃气冷却室燃气冷却室位于环状蒸汽引射器之后，从环状蒸汽引射器排出的燃气与蒸汽相混合后再进入燃气冷却室。燃气冷却室中沿径向设置若干组雾化水喷嘴，使冷却水呈现雾状与燃气充分混合，并将温度降至大约。冷却后的混合气体通过直径3.85mm的导管进入排气机组，再次压缩后排入大气。冷却室所需的冷却水耗量为。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第27页，课件共79页，创作于2023年2月e．机械排气机组排气机组与冷却室之间用直径3.95m的导管连通，从导管送来的混合气体经排气机组的多级增压后达到略高于大气的压力，而后排入大气。J-5高模台配置的排气机组总功率为。抽气能力为454kg/s。f．蒸汽供给系统环状蒸汽喷射器及辅助蒸汽喷射器所用的蒸汽由一台蒸发量19t/h、工作压力为5MPa的燃油锅炉和两组蒸汽蓄热器及热网管道组成的供给系统来供给，两组蓄热器的总容积为1791m3，蒸汽流量可达。（2）主要性能发动机最大推力为；燃气流量为；发动机的工作时间；试验舱温度调节范围为℃；能进行可延伸喷管、推力向量控制、旋转多分力测量等多种形式的试验。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第28页，课件共79页，创作于2023年2月4.4.3美国J-6高模试车台为了满足MX导弹第二级固体发动机（最大推力达2200kN）及装有高能推进剂发动机试验的要求，美国在80年代中期即着手考虑建造新的大型固体发动机高模试车台J-6，并且对J-6的方案进行了设计论证，最近的资料报导J-6高模台己于1989年开始建造，预计1994年10月可以交付使用。（1）主要组成该试车台由试验舱、扩压器、环状蒸汽喷射器、燃气冷却室、除湿冷却器、排气机组、蒸汽供给系统、供水系统等主要部分组成。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第29页，课件共79页，创作于2023年2月a．试验舱试验舱（如图4-7）为钢制圆简形容器，直经7.9m，长22.6m，在舱的上方开有长18.6m、宽6.1m的舱口供吊入试验发动机，舱的底部与基础相连接。舱内装有多分力试车架、光学对准装置、紧急雨淋系统、观察窗、监视摄影系统等。发动机的轴向推力通过传力组件经过舱的前端中心孔传到舱外的承力墩上，可承受的最大轴向推力为2200kN，侧向承力基础可承受侧向力300kN；在舱的后端有开孔与扩压器相连。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第30页，课件共79页，创作于2023年2月b．扩压器

J-6试验台拟配备三个直径分别为3.15m、4.88m和5.64m的直筒形水冷式扩压器，试验时可根据不同的试验推力、喷管面积比、可延伸出口锥和摆角大小等因素选用扩压器以获得所需的模拟高度。如在最大推力为2200kN的试车时，选用直径为5.64m的扩压器，可使试验舱压力在发动机稳态工作时间内保持在0.34～2.8kPa的范围内。c．环状蒸汽引射器它位于排气扩压器下游，由多个沿圆周分布的蒸汽喷嘴及喷射器组成。其作用与工作过程与J-5高模台的类似。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第31页，课件共79页，创作于2023年2月d．燃气冷却器它位于环状蒸汽喷射器之后，从蒸汽喷射器排出的燃气与蒸汽的混合气体在冷却器中与冷却水混合降温，然后沿管道进入除湿冷却器。e．除湿冷却器它是一个立式圆筒形结构，位于燃气冷却器之后，总容积为127000m3，其作用是对进入的混合气体通过喷水使其中的蒸汽冷凝成水；另一作用是收集试验中排出的水和气体。在试验前除湿冷却器通过直径为2.2m、长610m的管通与排气机组相连，并进行抽真空，使之达到，然后关闭除湿冷却器与排气机组之间的隔离阀。由于除湿冷却器的容积很大，足以收集发动机的排气和蒸汽，并使试验舱保待所需要的模拟高度和满足发动机熄火后减少回流的要求。该台所用的排气机组与J-4、J-5相同。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第32页，课件共79页，创作于2023年2月

f．蒸汽供给系统该系统由锅炉、5个蒸汽蓄能器及相应的管道、阀门组成。锅炉的蒸汽供给量为23000kg/h，工作压力为5Mpa，蓄热器的工作压力范围在之间，每次试验山蓄热器供给的蒸汽总量为230000kg，压力大于1.7Mpa。g．冷却水供给系统由一个贮水量为13000m3的大型水池和管道阀门组成，供水压力为0.5Mpa，冷却水通过管道阀门及控制系统分别向扩压器、燃气冷却器、除湿冷却器以及试验舱的雨淋系统等供水。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第33页，课件共79页，创作于2023年2月2）工作过程如图4-8所示，在试验前，由排气机组对除湿冷却器、试验舱、燃气冷却器等空间进行抽空、达到要求后，关闭隔离阀门，用氮气对试验舱和除湿冷却器进行惰性化处理，并对试验舱检漏，再次打开隔离阀，排气机组再次抽空使之达到14kPa，关闭隔离阀，在点火前1分钟左右，启动环状蒸汽喷射器，并在临近点火前向各有关系统供给冷却水。在试验结束后1min左右环状蒸汽喷射器停止工作，关闭冷却水，再次对试验舱及除湿冷却器充氮进行惰性化处理，如需继续保持试验舱至较低的压力，可打开隔离阀，用排气机组再次对试验舱飞进行抽空。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第34页，课件共79页，创作于2023年2月4.4.4法国MESA高模试车台

MESA高模试车台〔如图4-9）是供法国M系列潜地导弹和S系列地-地导弹第二级固体发动机进行高模试验的试车台，该台于1979年开始一方案论证与统计，1984年建成并投入使用。（1）主要组成

MESA高模台由试验舱、扩压器、环状蒸汽喷射器、隔离阀、燃气冷却室、回收井、主蒸汽喷射器、蒸汽供给系统、供水系统等组成。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第35页，课件共79页，创作于2023年2月a．试验舱试验舱为容积约300m3、长约16m的钢制圆筒形容器，舱内安装有六分力试车架、承力墩和摄影系统等。扩压器从舱的尾端进入，舱还与辅助蒸汽引射器的第一级相连，由辅助蒸汽喷射器（为三级串连）提供试验前舱压为2kPa的模拟高度。承力墩最大可承受600kN的轴向推力。b．扩压器扩压器为二次喉道型夹套水冷式结构，随发动机推力、燃气秒流量和喷管面积比的变化，扩压器可使试验舱维持的压力。c．隔离阀它位于扩压器的出口处，其作用是试车前关闭，以保持试验舱点火前的真空度；发动机点火时打开，使扩压器与主蒸汽喷射器相通，并借助蒸汽抽吸燃气；试验结束后再次关闭，继续保持内的低压环境。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第36页，课件共79页，创作于2023年2月d．环状蒸汽喷射器它由多个沿周向分布的喷嘴及喷射器扩压器组成，其作用是：在发动机工作即将结束时，由于扩压器不能正常工作，这时启动蒸汽喷射器来接替扩压器的工作，维持试验舱的负压和防止燃气回流。e．燃气冷却器它位于环状蒸汽喷射器之后，为一钢制圆筒，直径4m、长35m，其内部设置有若干组冷却水喷嘴；其作用是使燃气从3000℃冷却到60℃，并使部分蒸汽得到冷凝；另一作用是洗涤和中和燃气内含有的粒子和，以减少排气对环境的污染，喷水流量为6300kg/s。f．回收井它位于燃气冷却器之后，为一容积约1600m3的半地下构筑物，用于贮存和回收试验期间排出的污水，井内装有一个气/液分离器，井的顶部并联有3个主蒸汽喷射器。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第37页，课件共79页，创作于2023年2月g．主蒸汽喷射器在回收井的上方垂直并联装有3台单级喷射器，每台喷射器消耗蒸汽量为50kg/s，蒸汽压力为1.5MPa，3台蒸汽喷射器可以单台启动亦可同时启动，3台同时工作时可使2000rn3以上的容积的压力在70s内从101kPa降至5kPa。h．蒸汽供给系统该系统由锅炉和3个容积为220m3的蒸汽蓄热器组成，最大压力为4.5MPa，在工作期间可提供压力为1.5MPa的水蒸气44t，最大蒸汽流量为206kg/s。

i．冷却水供给系统冷却水由水泵送至一个容积为1150m3的球形容器中，再由压力为0.6MPa的压缩空气增压而后供给各用水系统。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第38页，课件共79页，创作于2023年2月（2）工作过程点火试验前，用氮气对有关设施进行清理并做惰性化处理，关闭隔离阀，启动辅助蒸汽喷射器对试验舱抽空，直至舱压为5kPa后停止抽吸；点火前110s左右开动主蒸汽喷射器对燃气冷却器和回收井抽真空，当隔离阀近处的压力达到约1kPa时，打开隔离阀门，并逐个打开各冷却水系统，最后发动机点火。（3）主要性能发动机最大尺寸：；最大燃气流量；工作时间；最大工作推力；点火模拟高度大于28km；试验期间模拟高度27km；温度调节范围0～45℃；可进行摆动喷管和延伸喷管的试验。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第39页，课件共79页，创作于2023年2月4.5扩压器设计4.5.1扩压器的作用、结构型式与性能要求

（1）作用扩压器是发动机高模试验中不可缺少的没备。扩压器的作用，一是使在其中流动的超声速气流产生压力恢复（即增压），到扩压器出口截面上气流静压恢复到当地大气压力，而后排放到大气中；二是利用发动机的燃气流抽吸试验舱内的空气，起到引射作用，从而达到保持喷管满流和维持试验舱内稳定的低气压环境的目的。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第40页，课件共79页，创作于2023年2月扩压器的这种功能是由燃气流在其内部的流动过程所决定的。和在喷管内的流动过程相反，燃气在扩压器内的流动是个压缩过程，即当从喷管内喷出的超声速气流继续膨胀到扩压器入口壁面上时，由于压缩作用而在扩压器内形成封闭的激波系。此激波系的形成可进一步引发出以下两个效应：其一，激波系的传播会在扩压器入口段产生一个低压区，于是喷管周围及试验舱内的空气便可通过扩散、渗透和混合作用而进入低压区，并随同超声速气流一起被驱开，也就是起到了对试验舱内空气的抽吸作用；其二，燃气流通过激波系后，气流参数发生突跃式变化，速度从超声速降为亚声速，而压力却得到明显增加，即产生了压力恢复，当扩压器出口面压力高于其出口反压（即大气压力）时，便可以顺利地排放到大气中。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第41页，课件共79页，创作于2023年2月（2）结构型式扩压器的结构型式，按型面分有直筒式和二次喉道式两种，其中二次喉道式又有长喉道和短喉道之分；按防热方式，分为隔热式和水冷式两种，其中水冷式又有从外部喷水冷却和夹套通水冷却两种情况。水冷式扩压器具有抗热性能好、使用方便、可多次重复使用的优点，因此应用较广，而且常采用夹套冷却的水冷扩压器。（3）性能要求扩压器应满足下列性能要求：

1）气动性能扩压器在发动机点火后能尽快启动，进入稳定工作状态，从而保持喷管满流和试验舱压力稳定；

2）抗热性能在发动机工作期间内扩压器不被烧穿；

3）结构强度性能在水压作用下扩压器不破坏、不失稳、不渗漏。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第42页，课件共79页，创作于2023年2月4.5.2气动性能（1）燃气在扩压器内的流动特性

a．发动机-扩压器系统的流动模型为简单明了，以直筒式扩压器为例进行讨论。根据燃烧室（在冷流试验条件下称为工作室或前室，以下统称燃烧室）压力与扩压器面积比之间的匹配关系，燃气在喷管与扩压器内的流动有以下三种可能的状态，流动模型如图4-10所示。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第43页，课件共79页，创作于2023年2月状态Ⅰ—喷管内流动分离状态当燃烧室压力（简称室压，以下同）较低，不足以将激波推出喷管时，就会在喷管内部产生流动分离（即气流的离壁现象）。分离区域是从喷管喉部开始到喷管出口面为止，压力愈低，分离点愈靠近喷管喉部。这个状态称为喷管的过膨胀状态，在高模试验时要避免这种状态的出现；状态Ⅱ—喷管满流状态随着室压的升高，激波沿着喷管外移。当室压增加到一定数值时，激波便被推出喷管，这时喷管内部不存在流动分离，整个喷管都处于满流状态；状态Ⅲ—普朗特一迈耶膨胀状态

状态Ⅱ仅仅使喷管达到满流，扩压器还没有满流。当压强进一步升高，致使喷管出口截面上的静压高于出口反压时，喷管出口面上的压缩波就被膨胀波所代替；当膨胀波撞击到扩压器入口壁面上时，便可在扩压器内部形成封闭的激波系，这种状态称为普朗特一迈耶膨胀状态，也就是扩压器的稳定工作状态，这时燃气从喷管喉部到扩压器入口壁面之间全部处于自由等熵膨胀状态。高模试验时要求扩压器在这一状态一下工作。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第44页，课件共79页，创作于2023年2月b．扩压器特性曲线与最小启动压力

扩压器的最小启动压力是指气流流过扩压器到达出口面上，其压力刚好恢复到当地大气压力时所对应的室压，亦即使扩压器进入稳定工作状态所需要的初始室压。扩压器的特性曲线是指室压与舱压的关系曲线，这个曲线可根据一维流动理论算得，也可由冷流试验测得，结果表明，由这两种方法得到的曲线极为接近。图4-11为直筒式扩压器的理论特性曲线，由图可见：

1）每一条特性曲线都可分为斜率不等、方向不同的3个区段，这3个区段分别代表如前所述的气流在扩庄器内的3种流动状态。在前两个阶段内舱压随室压的升高而降低，且变化较快；在后一个区段内舱压随室压的升高而升高，且变化得比较缓慢；

2）每一条特性曲线都存在一个最低点，和这个最低点对应的室压称为扩压器的最小启动压力，并用表示；

3）特性曲线的位置随扩压器面积比值的不同而变化，面积比值愈大，所需要的启动压力愈高，而舱压却愈低（这意味着所实现的模拟高度愈高）。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第45页，课件共79页，创作于2023年2月CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第46页，课件共79页，创作于2023年2月应当指出，增加扩压器的面积比（即增加入口直径）虽然有利于提高模拟高度，但面积比愈大时所需要的启动压力也愈高，当扩压器的启动压力高于发动机的工作压力时，扩压器就不能启动了，即达不到普朗特一迈耶尔膨胀状态了；而且增加面积比时，模拟高度的增加也是很有限的，所以，使用单一的扩压器作为引射装置不可能实现很高的模拟高度。

扩压器的最小启动压力是指气流流过扩一压器到达出口面上，其压力刚好恢复到当地大气压力时所对应的室压，亦即使扩压器进入稳定工作状态所需要的初始室压。最小启动压力是由扩压器的型面结构和型面参数值所决定的，设计扩压器时要选取适当的型面及其有关参数，使其最小启动压力低于发动机的工作压力，且应有一定的余量。扩压器的最小启动压力通常是通过气动理论计算求得的，但理论计算结果与实际值之间往往存在差异，因此，经常需要通过冷流试验加以验证或修正。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第47页，课件共79页，创作于2023年2月（2）扩压器型面对气动性能的影响直筒式扩压器与二次喉道式扩压器的型面结构及其参数符号分别示于图4-12和图4-13中。其中，二次喉道式扩压器多数由4段组成，即Ⅰ—入口直筒段；Ⅱ—收敛段；Ⅲ—喉部段；Ⅳ—扩散段。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第48页，课件共79页，创作于2023年2月CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第49页，课件共79页，创作于2023年2月扩压器的气动性能是其启动压力、引射效率和模拟高度等技术指标的综合效果，其中启动压力是最基本的技术指标。一下面重点讨论型面结构及其参数对启动压力的影响。扩压器的型面结构及其主要参数与最小启动压力之间的关系如图4-4所示。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第50页，课件共79页，创作于2023年2月观察和分析图4-14，可以得出如下结论：

1）在扩压器几何尺寸和燃气比热比相等的条件下，直筒式扩压器的启动压力比二次喉道式扩压器高；在二次喉道式扩压器中，短喉道的又比长喉道的高。因此说，长二次喉道式扩压器的气动性能最好；

2）在长二次喉道扩压器中，启动压力随收缩比的变化而变化，其变化规律是收缩比值愈小，启动压力愈低；

3）不管是直筒式还是二次喉道式，扩压器的启动压力都随面积比的增加而增加。应当指出，由图4-14表明的扩压器启动压力随收缩比的减小而降低这一规律是有限度的。当收缩比小到一定程度时，扩压器反而不能启动了，通常把收缩比的这个允许值称为极限收缩比，并记作。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第51页，课件共79页，创作于2023年2月极限收缩比可根据激波发生在扩压器最大直径处，按正激波理论和面积比公式算得，也可通过冷流试验测得。图4-15给出了时的理论计算结果和时的理论计算与实际测量的两种结果。CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity图4-15所表示的是，当扩压器的实际收缩比值处在曲线的下方时就不能启动；但冷流试验的结果又表明，当实际收缩比值小于理论计算的极限值时扩压器仍可以启动。同时表明，极限收缩比是随入口马赫数Ma和燃气比热比而变化的。第52页，课件共79页，创作于2023年2月固体火箭发动机测试与试验技术主讲：刘平安CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第53页，课件共79页，创作于2023年2月固体火箭发动机测试与试验技术主讲：刘平安CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第54页，课件共79页，创作于2023年2月固体火箭发动机测试与试验技术主讲：刘平安CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第55页，课件共79页，创作于2023年2月固体火箭发动机测试与试验技术主讲：刘平安CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第56页，课件共79页，创作于2023年2月固体火箭发动机测试与试验技术主讲：刘平安CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第57页，课件共79页，创作于2023年2月固体火箭发动机测试与试验技术主讲：刘平安CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第58页，课件共79页，创作于2023年2月固体火箭发动机测试与试验技术主讲：刘平安CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第59页，课件共79页，创作于2023年2月固体火箭发动机测试与试验技术主讲：刘平安CollegeofAerospaceandCivilEngineeringHarbinEngineeringUniversity第60页