航空发动机及小型火箭发动机吞烟装置及试验

1） 烟雾流量：烟雾生成装置流量0-2.6kg/s、且动态可调； 2）烟雾温度：最高温度不小于600℃； 3）烟雾成分：与航空涡轮发动机保持一致； 4）试验平台包含不小于8台套烟雾生成装置； 5）试验平台无需大功率输入；

在本系统中火箭发动机烟雾生成器主要含有烟雾生成器本体、后盖及可更换喉道面积喷管。烟雾生成器本体设计了多个火药柱存放腔体，火焰柱从后盖方向填装到烟雾生成器本体内，盖上后盖保证火箭发动机工作时不会从后方喷出来。通过控制器改变火药柱点火数量和点火时间来调节总的烟雾流量，这样可以有效的克服了大型固体火箭发动机烟雾流量难于调节的问题。烟雾发生器喷口设置法兰，法兰连接可更换喉道面积喷管，喷管面积即可实现吞烟模拟试验装置烟雾压力/温度、流速的解耦设计。因此通过控制器改变火药柱点火数量和点火时间及更换多个不同喉道面积的喷管可以实现烟雾生成器烟雾流量及流速的功能。 本方案中航空发动机及小型火箭发动机吞烟装置及试验平台无需额外大功率电能输入，涡喷发动机的起动依靠内置电机快速起动。火箭发动机点火起动仅需要6V（4节5#干电池）即可。采集控制系统均为低功耗的传感器，总耗电量不超过500瓦。 本系统中配置采集操控系统，可以通过按钮启动火箭发动机工作及涡喷发动机工作，采集数据能够在操控台上面软件显示，数据能够实时显示和存储，方便后续查看。 6、火箭发动机烟雾生成器实施方案 本项目烟雾生成器验证试验过程中保证进气管道出口马赫数与涡喷发动机进口马赫数基本一致，着重测量典型截面的温度及压力分布特性，完成烟雾发生器的单独抽吸试验研究；同时制定发动机吞烟试验风险分析及规避措施，可以开展不同吞咽条件下的模拟吞烟演示验证试验。

先进制造

客户提前10天申请，商榷检定日期，检定人员到现场检定，待检定合格后方可使用。