CN108644031B - 一种固体火箭发动机绝热层烧蚀率测试方法 - Google Patents

一种固体火箭发动机绝热层烧蚀率测试方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种固体火箭发动机绝热层烧蚀率测试方法，解决大型固体火箭发动机绝热层烧蚀率难测的问题，属于推进剂绝热层性能领域，通过设计一种简单易行的小型试验固体发动机，通过地面试验仿真模拟大发动机绝热层的烧蚀状态；通过控制小型试验固体发动机气流通道面积，达到小型试验固体发动机气流通道单位面积的质量流量与大型发动机的单位面积的质量流量相等，模拟利用所设计的小型试验固体发动机装置能够较为真实的反映大型固体火箭发动机绝热层的烧蚀情况，为技术设计人员对大型固体火箭发动机绝热层的设计提供参考指导作用。

Description

一种固体火箭发动机绝热层烧蚀率测试方法
技术领域
本发明涉及复合固体推进剂领域，具体是一种固体火箭发动机绝热层烧蚀率测试方法。
背景技术
绝热层在固体火箭发动机工作中主要起着隔热的作用，因其具有良好的耐热、耐烧蚀、抗冲刷等优良性能，其主要任务是确保固体发动机在工作时，将结构的温度控制在可接受的允许的范围内，另外绝热层具有抑制推进剂药柱4表面不希望发生的一些燃烧，同时能够避免某些化学组分的迁移，而且具有缓冲推进剂药柱与壳体间应力应变传递的作用，防止发动机壳体受到燃烧产物冲刷破坏，使发动机壳体气密性得到很好保持等重要的作用。
目前对于发动机绝热层材料的烧蚀问题的研究，大多都是集中在推进剂药柱的侵蚀燃烧与喷管2喉部的烧蚀问题，对于燃烧室绝热层烧蚀问题的详细研究还并不多。西方发达国家对绝热层材料的一些性能包括抗烧蚀性研究相对较早，当前仍处于领先地位，我国对绝热层材料相关的性能这方面的研究仍存在着短板，特别是对绝热层耐烧蚀性能，耐高温高速热流的冲刷性能的研究相对较少，因此对绝热层烧蚀性能的一些测试方法研究较少，一些简单的测试方法并不能真正反映发动机的工作状态。
固体火箭发动机绝热层性能的研究对提升我国的国防建设有重要的军事意义，对提高新型武器的实用性、安全性产生深远的影响，由此需要我们对绝热层开展更多的研究工作，找出更合理的方法，才能设计出更合理的绝热层。
发明内容
本发明的目的在于提供一种结构装置简单、操作实施方便的固体火箭发动机绝热层烧蚀率测试方法，以解决上述背景技术中提出的问题。
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：
一种固体火箭发动机绝热层烧蚀率测试方法，具体步骤如下：
S1，根据已有大型固体发动机的装药量，计算大型固体火箭发动机的单位面积的质量流量；
S2，通过已计算的大型固体火箭发动机的单位面积的质量流量，设计简易的小型试验固体火箭发动机的装药量和绝热层的厚度；
S3，根据所设计的小型试验固体发动机的装药量及绝热层厚度选择成型工艺；
S4，测量发动机地面静止试验前后的绝热层厚度，根据绝热层的厚度变化和烧蚀时间计算烧蚀率。
作为本发明进一步的方案：
所述步骤S1包括：
S1-1，大型固体火箭发动机的质量为M Kg，固体火箭发动机的壳体装药的有效内径为D大药mm，燃烧时间为T s；
S1-2，根据所设计的大型固体火箭发动机的单位面积的质量流量，利用大型固体火箭发动机的质量流量与所要设计的小型试验固体发动机单位面积的质量流量相等的特点计算并设计小型试验固体发动机的燃气通道的内径d气mm；
Figure RE-GDA0001671360420000021
其中，m为所设计的小型试验固体发动机的药柱质量，Kg；t为所设计的小型试验固体发动机药柱的燃烧时间，s；d气为所设计的小型试验固体发动机燃烧时的燃气通道的内径，mm；
S1-3，该小型试验固体发动机的装药质量m＝3.14·(D小型/2)2·L小型·ρ/1000公式(2)；
上式中的L小型＝t·v；
其中：D小型为设计的小型试验固体发动机药柱有效内径，mm；L小型为设计的小型试验固体发动机药柱有效长度，mm；ρ为设计的小型试验固体发动机药柱同时也为大型固体发动机的药柱密度，g/cm3；t为小型试验固体发动机设计的工作时间，s；v为所设计的小型试验固体发动机的燃速也为大型固体发动机的燃速mm/s；
该小型试验固体发动机所需要的点火药量根据如下经验公式计算；
mch＝mch0(Ab/Ab0)0.435(Lgr/Lgr0)0.625(Ap/Ap0)0.313 公式(3)；
mcho为同类发动机点火药量，Ab、Lgr、Ap分别为新设计发动机燃面、药柱长度、通气道截面积，Ab0、Lgr0、Ap0分别为同类发动机燃面、药柱长度、通气道截面积。
作为本发明进一步的方案：
所述步骤S2包括：
在保证所设计小型试验固体发动机燃气通道的内径d气不变的情况下，在燃气通道的内壁粘贴绝热片。
作为本发明进一步的方案：
所述步骤S3包括：
药柱采用浇注成型工艺后的自由填装式，绝热层采用9621绝热片，经过粘贴后进行充气固化的方式，使绝热片牢固粘贴在金属件表面，其中金属面在粘贴之前要经过喷砂处理。
作为本发明再进一步的方案：
所述步骤S4包括：
用所设计的小型试验固体发动机模拟大型发动机的工作压强下的绝热层烧蚀情况，测量小型试验固体发动机工作前的绝热层厚度r1及小型试验固体发动机工作后的绝热层厚度 r2，利用烧蚀率公式
Figure RE-GDA0001671360420000031
计算出绝热层烧蚀率。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
1.本发明的小型试验固体火箭发动机，结构装置简单，操作实施方便，可广泛应用于测试绝热层的烧蚀率。
2.本发明所设计的小型试验固体发动机可根据大型发动机的装药量、工作压强等技术指标，来调整小型发动机的装药量、工作压强及工作时间，进而仿真大型固体火箭发动的实际工作状态，同时这种仿真试验方法可较全面的反映发动机在工作过程中对绝热层的烧蚀及冲刷情况，为大型固体火箭发动机绝热层厚度的设计提供理论依据，研究具有很高的创新性，在大型固体火箭发动机的绝热层设计领域具有较大的应用潜能。
附图说明
图1是小型试验固体发动机的绝热层设计结构图；
图2是小型试验固体发动机在进行装配后的结构示意图；
图3是所设计的小型试验固体发动机与某大型固体火箭发动机试验工作状态曲线图；
具体实施方式
下面结合具体实施方式对本专利的技术方案作进一步详细地说明。
请参阅图1-3，一种固体火箭发动机绝热层烧蚀率测试方法，具体步骤如下：
S1，根据已有大型固体发动机的装药量，计算大型固体火箭发动机的单位面积的质量流量；具体包括：
S1-1，大型固体火箭发动机的质量为M Kg，固体火箭发动机的壳体装药的有效内径为D大药mm，燃烧时间为T s；
S1-2，根据所设计的大型固体火箭发动机的单位面积的质量流量，利用大型固体火箭发动机的质量流量与所要设计的小型试验固体发动机单位面积的质量流量相等的特点计算并设计小型试验固体发动机的燃气通道的内径d气mm；
Figure RE-GDA0001671360420000041
其中，m为所设计的小型试验固体发动机的药柱4质量，Kg；t为所设计的小型试验固体发动机药柱4的燃烧时间，s；d气为所设计的小型试验固体发动机燃烧时的燃气通道的内径，mm；
S1-3，该小型试验固体发动机的装药质量m＝3.14·(D小型/2)2·L小型·ρ/1000公式(2)；
上式中的L小型＝t·v；
其中：D小型为设计的小型试验固体发动机药柱4有效内径，mm；L小型为设计的小型试验固体发动机药柱4有效长度，mm；ρ为设计的小型试验固体发动机药柱4同时也为大型固体发动机的药柱4密度，g/cm3；t为小型试验固体发动机设计的工作时间，s；v为所设计的小型试验固体发动机的燃速也为大型固体发动机的燃速mm/s；
该小型试验固体发动机所需要的点火药量根据如下经验公式计算；
mch＝mch0(Ab/Ab0)0.435(Lgr/Lgr0)0.625(Ap/Ap0)0.313 公式(3)
mcho为同类发动机点火药量，Ab、Lgr、Ap分别为新设计发动机燃面、药柱4长度、通气道截面积，Ab0、Lgr0、Ap0分别为同类发动机燃面、药柱4长度、通气道截面积。
S2，通过已计算的大型固体火箭发动机的单位面积的质量流量，设计简易的小型试验固体火箭发动机的装药量和绝热层1的厚度；
具体包括：在保证所设计小型试验固体发动机燃气通道的内径d气不变的情况下，在燃气通道的内壁粘贴绝热片；
S3，根据所设计的小型试验固体发动机的装药量及绝热层1厚度选择成型工艺；
具体包括：药柱4采用浇注成型工艺后的自由填装式，绝热层1采用9621绝热片，经过粘贴后进行充气固化的方式，使绝热片牢固粘贴在金属件表面，其中金属面在粘贴之前要经过喷砂处理；
S4，测量发动机地面静止试验前后的绝热层1厚度，根据绝热层1的厚度变化和烧蚀时间计算烧蚀率；
具体包括：用所设计的小型试验固体发动机模拟大型发动机的工作压强下的绝热层1 烧蚀情况，测量小型试验固体发动机工作前的绝热层1厚度r1及小型试验固体发动机工作后的绝热层1厚度r2，利用烧蚀率公式
Figure RE-GDA0001671360420000051
计算出绝热层1烧蚀率。
实施例
一种固体火箭发动机绝热层烧蚀率测试方法，具体步骤如下：
S1，根据某大型火箭发动机的装药量M＝4533Kg，有效内径为D大药＝820mm，工作时间为T＝34.2s，则单位面积的质量流量为2.51·10-4Kg/(s·mm2)；
S2，所设计的小型试验固体发动机的包覆药柱4工作时间为t＝10.227s，药柱4密度与大型固体发动机的密度相同为1.78g/cm3，燃速与大型固体发动机的燃速相同为8.8mm/s，药柱4的包覆层单边厚度为2mm，药柱4的有效内径为84mm，则可计算药柱4的长度L药＝10.227·8.8＝90mm，进而可求得小型试验固体发动机的装药质量m＝3.14·(84/2)2·90·1.78/1000＝0.89Kg；
利用公式：
Figure RE-GDA0001671360420000061
可计算出设计燃气通道内径为d气＝21mm；根据已知碳钢环的内径D环＝35mm，计算所得环内壁需要保证单边绝热片厚度为(D环-d气)/2＝7mm；根据经验公式可计算出该发动机所需要的点火药量，经计算，点火药包3采用18g黑火药+2g烟火剂。
S3，根据装药量选择药柱4为自由填装式，根据设计结构特点选择贴片后空气硫化与气囊硫化相结合的成型工艺，壳体内部绝热片采用将氮气充入气囊进行固化，碳钢环表面所贴绝热片采用空气硫化。
S4，根据小型试验固体发动机进行试验前后的绝热层1厚度变化，进行地面试验之前贴在碳钢环内壁绝热层1的厚度7mm，进行地面静止试验之后碳钢环内壁绝热片的厚度平均为4.4mm，计算小型试验固体发动机的9621片在(10.413mm/s；+20℃，11.721MPa) 条件下的工作时间为10.068s，绝热层1的烧蚀率约为(7-4.4)/10.068＝0.258mm/s。
所设计的小型试验固体发动机的工作状态与大型固体发动机的工作状态基本吻合，用此方法测试发动机绝热层1的烧蚀率具有较高的可行性。
本发明的小型试验固体火箭发动机，结构装置简单，操作实施方便，可广泛应用于测试绝热层1的烧蚀率；并且，本发明所设计的小型试验固体发动机可根据大型发动机的装药量、工作压强等技术指标，来调整小型发动机的装药量、工作压强及工作时间，进而仿真大型固体火箭发动的实际工作状态，同时这种仿真试验方法可较全面的反映发动机在工作过程中对绝热层1的烧蚀及冲刷情况，为大型固体火箭发动机绝热层1厚度的设计提供理论依据，研究具有很高的创新性，在大型固体火箭发动机的绝热层1设计领域具有较大的应用潜能。
上面对本专利的较佳实施方式作了详细说明，但是本专利并不限于上述实施方式，在本领域的普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本专利宗旨的前提下作出各种变化。

Claims (1)

1.一种固体火箭发动机绝热层烧蚀率测试方法，具体步骤如下：
S1，根据已有大型固体发动机的装药量，计算大型固体火箭发动机的单位面积的质量流量；
S2，通过已计算的大型固体火箭发动机的单位面积的质量流量，设计小型试验固体火箭发动机的装药量和绝热层(1)的厚度；
S3，根据所设计的小型试验固体发动机的装药量及绝热层(1)厚度选择成型工艺；
S4，测量发动机地面静止试验前后的绝热层(1)厚度，根据绝热层(1)的厚度变化和烧蚀时间计算烧蚀率；
其特征在于，所述步骤S1包括：
S1-1，大型固体火箭发动机的质量为M Kg，固体火箭发动机的壳体装药的有效内径为D大药mm，燃烧时间为Ts；
S1-2，根据所设计的大型固体火箭发动机的单位面积的质量流量，利用大型固体火箭发动机的质量流量与所要设计的小型试验固体发动机单位面积的质量流量相等的特点计算并设计小型试验固体发动机的燃气通道的内径d气mm；
Figure FDA0002404590990000011
其中，m为所设计的小型试验固体发动机的药柱(4)质量，Kg；t为所设计的小型试验固体发动机药柱(4)的燃烧时间，s；d气为所设计的小型试验固体发动机燃烧时的燃气通道的内径，mm；
S1-3，该小型试验固体发动机的装药质量m＝3.14·(D小型/2)2·L小型·ρ/1000公式(2)；上式中的L小型＝t·v；
其中：D小型为设计的小型试验固体发动机药柱(4)有效内径，mm；L小型为设计的小型试验固体发动机药柱(4)有效长度，mm；ρ为设计的小型试验固体发动机药柱(4)同时也为大型固体发动机的药柱(4)密度，g/cm3；t为小型试验固体发动机设计的工作时间，s；v为所设计的小型试验固体发动机的燃速也为大型固体发动机的燃速mm/s；
该小型试验固体发动机所需要的点火药量根据如下经验公式计算；
mch＝mch0(Ab/Ab0)0.435(Lgr/Lgr0)0.625(Ap/Ap0)0.313 公式(3)
mcho为同类发动机点火药量，Ab、Lgr、Ap分别为新设计发动机燃面、药柱(4)长度、通气道截面积，Ab0、Lgr0、Ap0分别为同类发动机燃面、药柱(4)长度、通气道截面积。
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