【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于航天发动机冷却，具体涉及一种火箭发动机燃气降温降噪装置。
技术介绍
1、火箭发动机正常工作时，发动机喷管出口会产生高温高速的燃气，当发动机出口为无壁面条件约束时，高温高速燃气由喷管喷射到一个无限大的空间内，该空间充满了静止的空气，这种燃气射流叫自由射流。火箭发动机地面试验过程中，通常会产生高温高速燃气，温度可达到3300k以上，喷管出口燃气速度可达到4.5马赫以上，由于燃气中心位置静压较低，约0.08mpa，通常小于一个大气压，因此，燃气在喷出时会以自由射流的方式与外界大气环境进行相互作用，作用过程中会产生较大的噪声。为了减少对环境污染，有必要对产生的高温高速进行降温降噪处理。
2、目前，现阶段多采用向燃气周围喷射冷却水的方式，实现对燃气的降温降噪，但由于发动机燃气流速较高，喷射的冷却水通常会被燃气直接吹散，很难与发动机燃气进行有效的作用，对燃气的降温降噪效果不佳。
技术实现思路
1、为了克服上述现有技术存在的不足，本专利技术提供了一种火箭发动机燃气降温降噪装置，包括：
2、冷却水集水环，与火箭发动机试车平台固定连接，所述冷却水集水环位于火箭发动机喷管出口断面外侧；
3、多个注水管，均间隔向下倾斜设置，一端与所述冷却水集水环的出水口连通，另一端位于火箭发动机喷管出口正下方。
4、优选的，所述冷却水集水环的入水口连通有冷却水供水管路。
5、优选的，所述冷却水集水环的中心水平面与火箭发动机喷管出口断面的距离为火箭
6、所述注水管与所述冷却水集水环的中心水平面的夹角为30°-45°。
7、优选的，所述注水管的壁厚小于4mm，所述注水管内的冷却水的流速大于60m/s，所述注水管的外径根据注水管的壁厚及注水管内的冷却水的流速确定。
8、优选的，所述冷却水集水环的外径至少为所述注水管的外径的6倍。
9、优选的，多个所述注水管下端竖直向下，且多个所述注水管下端的注水位置形成的包络圆的直径为火箭发动机喷管出口断面直径的0.5倍，所述包络圆指的是多个注水管下端的管中心构成的圆。
10、优选的，所述冷却水集水环内侧间隔开设多个冷却水喷水口，所述冷却水喷水口的直径均为3.5mm，且相邻两个冷却水喷水口的距离小于50mm。
11、优选的，还包括注入冷却水供水管路的冷却水流量通过下式计算：
12、
13、式中：qs为冷却水供水管路的冷却水流量，kg/s；cq为发动机燃气比热容，j/kg℃；qq为发动机燃气流量，kg/s；δtq为发动机燃气温降，取2800℃；η为换热效率，根据实际设计需要选取30％-80％；cs为冷却水比热容，j/kg℃；δts为冷却水温升，取100℃；rs为冷却水汽化潜热，j/kg。
14、本专利技术提供的火箭发动机燃气降温降噪装置具有以下有益效果：
15、本方法通过冷却水集水环及倾斜设置的注水管能够将冷却水直接喷射至燃气中心位置，此时冷却水可直接进入燃气内部，可直接与高温燃气进行相互作用，通过快速的相变换热对燃气内部的温度降温，同时，速度较低的冷却水也会被高速燃气冲击，液体会产生破碎雾化过程，此过程会降低燃气的声压，可有效降低燃气的噪音。
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1.一种火箭发动机燃气降温降噪装置，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的火箭发动机燃气降温降噪装置，其特征在于，所述冷却水集水环(3)的入水口连通有冷却水供水管路。
3.根据权利要求1所述的火箭发动机燃气降温降噪装置，其特征在于，所述冷却水集水环(3)的中心水平面与火箭发动机喷管出口断面的距离为火箭发动机喷管出口断面直径的0.3-0.5倍。
4.根据权利要求1所述的火箭发动机燃气降温降噪装置，其特征在于，所述注水管(7)与所述冷却水集水环(3)的中心水平面的夹角为30°-45°。
5.根据权利要求1所述的火箭发动机燃气降温降噪装置，其特征在于，所述注水管(7)的壁厚小于4mm，所述注水管(7)内的冷却水的流速大于60m/s，所述注水管(7)的外径根据注水管(7)的壁厚及注水管(7)内的冷却水的流速确定。
6.根据权利要求5所述的火箭发动机燃气降温降噪装置，其特征在于，所述冷却水集水环(3)的外径至少为所述注水管(7)的外径的6倍。
7.根据权利要求1所述的火箭发动机燃气降温降噪装置，其特征在于，多个所
8.根据权利要求1所述的火箭发动机燃气降温降噪装置，其特征在于，所述冷却水集水环(3)内侧间隔开设多个冷却水喷水口，所述冷却水喷水口的直径均为3.5mm，且相邻两个冷却水喷水口的距离小于50mm。
9.根据权利要求1所述的火箭发动机燃气降温降噪装置，其特征在于，注入冷却水供水管路的冷却水流量通过下式计算：
...【技术特征摘要】
1.一种火箭发动机燃气降温降噪装置，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的火箭发动机燃气降温降噪装置，其特征在于，所述冷却水集水环(3)的入水口连通有冷却水供水管路。
3.根据权利要求1所述的火箭发动机燃气降温降噪装置，其特征在于，所述冷却水集水环(3)的中心水平面与火箭发动机喷管出口断面的距离为火箭发动机喷管出口断面直径的0.3-0.5倍。
4.根据权利要求1所述的火箭发动机燃气降温降噪装置，其特征在于，所述注水管(7)与所述冷却水集水环(3)的中心水平面的夹角为30°-45°。
5.根据权利要求1所述的火箭发动机燃气降温降噪装置，其特征在于，所述注水管(7)的壁厚小于4mm，所述注水管(7)内的冷却水的流速大于60m/s，所述注水管(7)的外径根据注水管(7)的壁厚及注水管(7)内的冷...
【专利技术属性】
技术研发人员：杨东，刘洋，沈继彬，高强，唐斌运，魏邦，罗帅帅，刘涛，朱小刚，
申请(专利权)人：西安航天动力试验技术研究所，
类型：发明
国别省市：
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