一种方便拆卸的超燃冲压发动机地面试验装置
技术领域
本发明涉及超燃冲压发动机的技术领域，特别涉及一种方便拆卸的超燃冲压发动机地面试验装置。
背景技术
超燃冲压发动机是高超声速飞行器的主要推进系统，它结构简单、造价低、易维护，高超声速(M>5)飞行时性能好，特别适合在大气层或跨大气层中高超声速续航飞行。但由于气流流经燃烧室的时间较快，超燃冲压发动机需要一定的稳焰辅助设施；凹腔作为应用最为广泛的火焰稳定结构，也是目前最受关注的。
对于凹腔的研究最早可以追寻到1957年的相关文献，NASA与俄罗斯CIAM合作研究含有凹腔构型的双模态超燃冲压发动机,实现了超燃冲压发动机的可靠点火和稳定燃烧。凹腔用于超声速燃烧是由于其具有良好的空气动力学特点，对于凹腔几何构型适中的情况下，其压力损失、阻力较小，凹腔对于实现发动机起动点火和稳焰的效果明显，因而被广泛的研究。但是，针对不同的发动机构型需要选择合适的凹腔几何尺寸，在地面试验过程中经常需要更换带有不同尺寸凹腔的超燃冲压发动机，从而造成了大量的资源浪费。
发明内容
本发明意在提供一种方便拆卸的超燃冲压发动机地面试验装置，以解决现有的超燃冲压发动机在进行地面试验时，需要经常根据凹腔尺寸变化进行发动机整体更换的问题。
为了达到上述目的，本发明的技术方案如下：一种方便拆卸的超燃冲压发动机地面试验装置，包括发动机本体，所述发动机本体上连接有可拆卸的凹腔机构，所述凹腔机构包括壳体，所述壳体的一侧设有凹腔，所述壳体的另一侧设有点火块和燃料喷注块，所述点火块上设有火花塞，所述燃料喷注块上设有喷孔。
技术方案的原理及效果：采用本装置进行地面试验时，将凹腔机构安装在发动机本体上即可，利用火花塞可在必要情况下进行强迫点火，对于需要试验不同尺寸的凹腔、采用标准或非标准的火花塞时，可通过将凹腔机构拆卸下来，然后分别对凹腔或是点火块上的连接孔进行加工，从而达到改变凹腔尺寸或与试验采用的火花塞相配合，进而实现了发动机本体的重复利用，节约了资源、降低了试验成本、以及提高了试验效率。
进一步的，所述点火块与壳体之间、火花塞与点火块之间均设有紫铜密封圈。借助紫铜密封圈可确保点火块与壳体之间、以及火花塞与点火块之间的密封效果。
进一步的，所述发动机本体与壳体之间、壳体与燃料喷注块之间均设有“O”型密封圈。借助“O”型密封圈可确保发动机本体与壳体之间、以及壳体与燃料喷注块之间的密封效果。
进一步的，所述喷孔的直径为1mm或3mm。通过改变喷孔的大小使其可适用于不同状态的燃料，喷孔的直径采用1mm时，适用于氢气、甲烷和乙烯等气态燃料，喷孔的直径采用3mm时，适用于酒精和航空煤油。
进一步的，所述壳体上连接有可拆卸的传感器。利用传感器便于对试验过程进行检测、以及对试验数据的进行收集，并且传感器安装在壳体上，便于将壳体拆卸下来根据具体的传感器加工合适的安装孔，使本装置适用于各种标准或非标准的传感器。
与现有技术相比，本方案的有益效果：
1、将凹腔机构与超燃冲压发动机的发动机本体采用分体的设计，使得凹腔机构成为可拆卸的板块；
2、凹腔机构上带有点火块、火花塞、燃料喷注块以及用于监测各类信号的传感器测点等活动部件；实现了便捷装卸与快速更换，解决了超燃冲压发动机地面试验中经常更换燃烧室凹腔构型的问题；
3、本方案可使发动机本体在很大程度上得到重复利用，仅更换或临时加工凹腔机构即可完成发动机燃烧室构型的改变，使得超燃冲压发动机地面试验的加工成本大幅降低。
附图说明
图1是实施例1的结构示意图；
图2是实施例1中凹腔机构的俯视图；
图3是实施例1中凹腔机构的主视图；
图4是实施例1中凹腔机构喷注燃料的喷前压力曲线图；
图5是实施例1中凹腔机构火花塞点火后t0至(t0+3ms)的点火效果示意图；
图6是实施例1中不同燃料当量比下发动机本体沿程的压力曲线图。
具体实施方式
下面通过具体实施方式对本发明作进一步详细的说明：
说明书附图中的附图标记包括：发动机本体1、壳体2、凹腔3、点火块4、火花塞5、燃料喷注块6、喷孔7、压力传感器8。
实施例1
如附图1所示：一种方便拆卸的超燃冲压发动机地面试验装置，包括长度为1073mm的发动机本体1，发动机本体1的左侧开有入口，入口的宽度为30mm、长度为150mm，发动机本体1上螺栓连接有凹腔机构，如附图2和3所示，凹腔机构包括螺栓连接在发动机本体1上的壳体2，壳体2的长度为319.5mm、高度为210mm、宽度为80.5mm，壳体2的底部开有凹腔3，凹腔3的深度为11mm、并且长深比为11，壳体2的上侧开有安装槽，安装槽内嵌合有位于凹腔3中后部的点火块4和位于点火块4右侧的燃料喷注块6，点火块4螺纹连接有火花塞5，火花塞5与点火块4之间安装有紫铜密封圈，借助紫铜密封圈可确保火花塞5与点火块4之间的密封效果；燃料喷注块6上设有多个展向间隔分布的直径为1mm的喷孔7。壳体2上还螺纹连接有型号为DMP331的压力传感器8，本实施例中传感器安装在燃料喷注块6的右侧。如附图4所示，本装置壳体2上的燃料喷注块6安装于发动机本体1上也可获得与现有技术中常规方案一样良好的喷前压力(即在喷注过程中燃料喷嘴处的压力值，通常用压力传感器8采集与喷嘴相连的腔体内的压力值，腔体一般位于阀门下游，腔体的出口即是喷孔7)效果，本实施例中燃料采用氢气，喷注压力为2.0MPa。
本实例中，采用本装置进行试验时，发动机本体1左侧入口的来流条件是Ma＝2.0，总温Pt＝950k以及总压Pt＝0.8MPa；在试验过程中，燃料喷注块6的喷孔7与现有技术中的喷注装置连接，借助喷注装置将燃料从喷孔7内喷入凹腔3内，再利用火花塞5可实现成功点火。如附图5所示，可看出火花塞5工作后的3ms内氢气已经点火成功并且火焰充满整个凹腔3。如附图6所示，借助整个试验装置的沿程壁面压力数据可以得出如下结果：凹腔3内装配的传感器所采集到的数据与发动机本体1其他位置采集到的压力数据匹配良好。
实施例2
本实施例与实施例1的区别仅在于凹腔3深度16mm，长深比为11；并且喷孔7的直径为3mm，燃料采用航空煤油。
实施例3
本实施例与实施例1的区别仅在于凹腔3深度28mm，长深比为7.7。
以上的仅是本发明的实施例，方案中公知的具体结构和/或特性等常识在此未作过多描述。应当指出，对于本领域的技术人员来说，在不脱离本发明结构的前提下，还可以作出若干变形和改进，这些也应该视为本发明的保护范围，这些都不会影响本发明实施的效果和专利的实用性。本申请要求的保护范围应当以其权利要求的内容为准，说明书中的具体实施方式等记载可以用于解释权利要求的内容。
