高温风洞气氧/煤油燃烧加热装置设计与试验

doi:10.13675/j.cnki.tjjs.190458

推进技术 ›› 2020, Vol. 41 ›› Issue (6): 1210-1216.DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.190458

高温风洞气氧/煤油燃烧加热装置设计与试验

姜一通¹，田宁¹，肖虹²，张利嵩¹，邹样辉¹，李小平²，韩梦阳¹

1.北京航天长征飞行器研究所，北京 100076;2.西安航天动力研究所，陕西西安 710100

发布日期:2021-08-15

Design and Test of Oxygen/Kerosene Combustion Heating Device in High-Temperature Wind Tunnel

1.Beijing Institute of Space Long March Vehicle,Beijing 100076,China;2.Xi’an Aerospace Propulsion Institute,Xi’an 710100,China

Published:2021-08-15

摘要/Abstract

摘要： 高温风洞是开展飞行器热防护技术研究的重要试验设备。为满足在高温风洞前端长时间生成大尺度、高焓、高速气流的试验需求，提出了一种基于气氧/煤油燃烧的高温流场生成装置。装置采用火炬式点火器点火启动，通过使用气液同轴离心喷嘴以及分区隔板的喷注器进行燃烧组织，并由可替换的型面射流喷管实现大尺度均匀流场的生成。30kg/s量级加热装置千秒热试车调试结果表明，该装置能够实现快速点火并长时间维持大尺度稳定流场的生成，在飞行器热防护地面试验技术领域将有良好的应用前景。

关键词: 高温风洞;气氧煤油;燃烧加热;流场;试验

Abstract: The high-temperature wind tunnel is an important test equipment for the research of aircraft thermal protection technology. In order to meet the test requirements for generating large-scale, high-temperature and high-speed airflow at the front of high-temperature wind tunnel, a high-temperature airflow generating device based on gas-oxygen/kerosene combustion was proposed. The device was ignited by a torch igniter, and the combustion organization was performed by using a combustion partition plate and several gas-liquid coaxial centrifugal injectors, and a large-scale uniform airflow field was generated by a replaceable profile jet nozzle. The hot test of the device with the mass flow rate of 30kg/s lasted for one thousand seconds. The test results show that the device can realize rapid ignition and maintain the generation of large-scale stable airflow field for a long time. This device has a good application prospect in the field of aircraft thermal protection ground test technology.

Key words: High-temperature wind tunnel;Oxygen/kerosene;Combustion heating;Flow field;Test

姜一通，田宁，肖虹，张利嵩，邹样辉，李小平，韩梦阳. 高温风洞气氧/煤油燃烧加热装置设计与试验[J]. 推进技术, 2020, 41(6): 1210-1216.

JIANG Yi-tong¹, TIAN Ning¹, XIAO Hong², ZHANG Li-song¹, ZOU Yang-hui¹, LI Xiao-ping², HAN Meng-yang¹. Design and Test of Oxygen/Kerosene Combustion Heating Device in High-Temperature Wind Tunnel[J]. Journal of Propulsion Technology, 2020, 41(6): 1210-1216.

参考文献

[1] 姜一通, 张利嵩，邹样辉，等. 高温风洞收集口喷水降温数值仿真研究[J]. 宇航学报， 2018， 39(6): 702-708.
[2] 刘崇智. 高温风洞燃烧加热系统动态响应特性建模及应用研究[D]. 绵阳：中国空气动力研究与发展中心， 2016.
[3] 杨阳，刘伟雄，乐嘉陵，等. 直连式脉冲燃烧高温风洞的设计[J]. 西南交通大学学报， 2008， 43(3): 387-391.
[4] Hodge J S， Harvin S F. Test Capabilities and Recent Experiences in the NASA Langley 8 Foot HTST[R]. AIAA 2000-2646.
[5] Garrard D， Seely J, Abel L. An Analysis of Alternatives to Provide a Varying Mach Number Test Capability at APTU[R]. AIAA 2006-8044.
[6] Yatsuyanagi N， Chinzei N， Mitani T， et al. Ramjet Engine Test Facility(RJTF) in NAL-KRC， Japan[R]. AIAA 98-1511.
[7] 贺元元，贺伟，张小庆，等. 燃烧加热脉冲风洞气动/推进一体化试验研究[J]. 推进技术， 2017， 38(8): 1741-1746.
[8] 杨样，晏至辉，蒲旭阳，等. 新型液氧/空气/异丁烷燃烧加热器研制及流场校测[J]. 推进技术， 2017， 38(12): 2830-2835.
[9] 田宁，齐斌，邹样辉，等. 高温燃气流超声速风洞扩压器热防护设计[J]. 宇航学报， 2016， 37(9): 1129-1134.
[10] 齐斌，娄文忠，田宁，等. 防热试验用高温超声速燃气流场热环境分析[J]. 宇航材料工艺， 2014， 44(5): 30-35.
[11] 张贵田. 高压补燃液氧煤油发动机[M]. 北京: 国防工业出版社， 2005.
[12] 靳雨树，徐旭，朱韶华，等. 15:1气氧/煤油变推力火箭发动机设计与试验[J]. 推进技术， 2018， 39(11): 2438-2445.
[13] 邓维鑫，乐嘉陵，杨顺华，等. 空气/煤油火炬点火器设计与试验[J]. 航空动力学报， 2017， 32(7): 1554-1560.
[14] 刘阳阳，何国强，魏祥庚，等. 内直外旋气液同轴式喷嘴流量及雾化特性[J]. 推进技术， 2016， 37(7): 1280-1286.
[15] 刘国球. 液体火箭发动机原理[M]. 北京:宇航出版社， 1993.
[16] 李龙飞，陈建华，刘站国，等. 大推力液氧煤油补燃发动机高频燃烧不稳定的控制方法[J]. 导弹与航天运载技术, 2011， 313(3): 16-19.
[17] 齐斌，田宁，李小平，等. 一种用于燃气流风洞的高温喷管[P]. 中国专利: 105181290， 2015-12-23.

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