CN110425058B - 双脉冲固体火箭发动机软质隔层烧蚀试验装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种双脉冲固体火箭发动机软质隔层烧蚀试验装置，包括端燃装药腔体、试件烧蚀腔体、喷管腔体和中心立方连接体（5）；端燃装药腔体和试件烧蚀腔体对称安装在中心立方连接体（5）的通孔两端，喷管腔体与中心立方连接体（5）的第三个孔连接；所述试验装置的端燃装药腔体堵盖（1）、端燃装药腔体壳体（2）、中心立方连接体（5）、喷管腔体壳体（6）、喷管腔体后段（9）、试件烧蚀腔体壳体（11）、试件烧蚀腔体堵盖（14）均采用高强度的45钢材料；端燃装药腔体内衬（3）、喷管腔体内衬（7）、喷管腔体后段内衬（10）、试件烧蚀腔体内衬（12）均采用三元乙丙橡胶材料；喷管腔体喉衬（8）采用石墨。本发明解决了双脉冲发动机Ⅱ脉冲软质隔层工作过程难以模拟和观测的问题。
Description
技术领域
本发明属于双脉冲发动机热防护系统试验研究领域，具体地说，是一种双脉冲固体火箭发动机软质隔层烧蚀试验装置。
背景技术
固体火箭发动机因其结构简单,使用方便,工作可靠等优良特性,在各类武器系统中得以广泛应用。但随着航空航天领域的逐步发展，传统固体火箭发动机推力不可中断和调控的固有缺陷愈发凸显，尤其是将其与液体火箭发动机优越的可控性相比时。因此，对固体火箭发动机可控性技术的研究尤为重要。
经过现代化战争和导弹武器系统之间的双向促进，固体火箭发动机技术的最新研究成果——双脉冲固体火箭发动机应运而生。双脉冲发动机具备多次启动的能力，突出防区外发射，强调弹道可变性，毫无疑问，其针对固体火箭发动机的固有缺陷提出了一种良好的解决方案。双脉冲发动机用具有阻燃隔热功能的级间隔离装置将固体火箭发动机分成两个相对独立的燃烧室，拥有独立的点火系统，控制系统可分别控制两个燃烧室先后点火启动，达到推力可控多次启动的效果。
双脉冲发动机工作过程中燃烧室需长时间承受3000K以上的热载荷及10MPa以上的内压载荷作用，且随着高能推进剂的使用，和高比冲发动机的设计，燃烧室内温和压力载荷必将进一步提升。为确保双脉冲发动机可靠工作，脉冲隔离装置的软质隔层设计至关重要，防热结构厚度不足，将导致壳体过度升温，危及结构完整性；反之，防热结构设计冗余，将造成发动机消极质量增加，严重影响发动机工作性能。因此，需要设计一种双脉冲固体火箭发动机软质隔层烧蚀试验装置，对双脉冲发动机的热防护结构设计提供参考。
发明内容
本发明的目的在于提供一种双脉冲固体火箭发动机软质隔层烧蚀试验装置，解决了双脉冲发动机Ⅱ脉冲软质隔层工作过程难以模拟和观测的问题，利用该试验装置可实现软质隔层工作烧蚀过程的模拟和观测。
实现本发明目的的技术解决方案为：一种双脉冲固体火箭发动机软质隔层烧蚀试验装置，所述试验装置由一个有三个侧向端口的中心立方连接体和三个圆柱形腔体组成。三个腔体包括：端燃装药腔体，试件烧蚀腔体和喷管腔体。腔体均通过螺纹与中心立方连接体连接。端燃装药腔体和试件烧蚀腔体对称安装在中心立方连接体的通孔两端，喷管腔体与中心立方连接体的第三个孔连接。
所述端燃装药腔体包括端燃装药腔体堵盖、端燃装药腔体壳体、端燃装药腔体内衬和药柱；端燃装药腔体堵盖设有内螺纹，与端燃装药腔体壳体一端连接；端燃装药腔体内衬套在端燃装药腔体壳体内，药柱装入端燃装药腔体内衬内；端燃装药腔体壳体另一端设有外螺纹与中心立方连接体的一个孔连接；
所述试件烧蚀腔体包括试件烧蚀腔体壳体、试件烧蚀腔体内衬、试件和试件烧蚀腔体堵盖；试件烧蚀腔体堵盖设有内螺纹，与试件烧蚀腔体壳体一端连接；试件烧蚀腔体内衬套在试件烧蚀腔体壳体内；试件烧蚀腔体壳体另一端设有外螺纹与中心立方连接体的另一个孔连接；
所述喷管腔体包括喷管腔体壳体、喷管腔体内衬、喷管腔体喉衬、喷管腔体后段和喷管腔体后段内衬；喷管腔体壳体和喷管腔体后段内均设有环形限位台阶，喷管腔体内衬套在喷管腔体壳体内，喷管腔体后段内衬套在喷管腔体后段内；喷管腔体后段设有内螺纹，与喷管腔体壳体连接，管腔体内衬、喷管腔体后段内衬两内衬一道将喷管腔体喉衬限位固定；喷管腔体壳体另一端设有外螺纹与中心立方连接体的第三个孔连接。
端燃装药腔体和试件烧蚀腔体均通过一个通孔安装在中心立方连接体的对立两侧，烧蚀试验装置整体外观呈对称的“T”字型结构。
所述试验装置的端燃装药腔体堵盖、端燃装药腔体壳体、中心立方连接体、喷管腔体壳体、喷管腔体后段、试件烧蚀腔体壳体、试件烧蚀腔体堵盖均采用高强度的45钢材料；端燃装药腔体内衬、喷管腔体内衬、喷管腔体后段内衬、试件烧蚀腔体内衬均采用三元乙丙橡胶材料；喷管腔体喉衬采用石墨。
中心立方连接体为一中心立方体结构，三侧开有相同孔径的孔，并设有内螺纹。
所述端燃装药腔体堵盖、端燃装药腔体壳体、端燃装药腔体内衬、药柱、喷管腔体壳体、喷管腔体内衬、喷管腔体喉衬、喷管腔体后段、喷管腔体后段内衬、试件烧蚀腔体壳体、试件烧蚀腔体内衬、试件、试件烧蚀腔体堵盖均为单轴旋转体结构。
本发明与现有技术相比，其显著优点在于：
（1）本试验装置可真实的模拟双脉冲发动机Ⅱ脉冲软质隔层的工作工程，复现了软质隔层前近乎滞止的流场，不存在加速现象。
（2）通过中心立方连接体一侧的测试系统，可以对软质隔层前的流场实时监测，对隔层烧蚀分析提供有效参考，弥补了双脉冲发动机Ⅱ脉冲软质隔层复合工作环境难以测量的不足。
（3）本试验装置结构简单，工作可靠，药柱长度自由可调，软质隔层工作时间可随意把控。
附图说明
图1为本发明一种双脉冲固体火箭发动机软质隔层烧蚀试验装置的示意图。
图2为本发明一种双脉冲固体火箭发动机软质隔层烧蚀试验装置中心立方连接体的示意图。
图3为本发明一种双脉冲固体火箭发动机软质隔层烧蚀试验装置端燃装药腔体的示意图。
图4为本发明一种双脉冲固体火箭发动机软质隔层烧蚀试验装置试件烧蚀腔体的示意图。
图5为本发明一种双脉冲固体火箭发动机软质隔层烧蚀试验装置喷管腔体的示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步描述。
结合图1，一种双脉冲固体火箭发动机软质隔层烧蚀试验装置，用于研究绝热材料传质传热烧蚀过程，对发动机热防护结构设计具有重要的参考价值。所述试验装置的端燃装药腔体堵盖1、端燃装药腔体壳体2、中心立方连接体5、喷管腔体壳体6、喷管腔体后段9、试件烧蚀腔体壳体11、试件烧蚀腔体堵盖14均采用高强度的45钢材料；端燃装药腔体内衬3、喷管腔体内衬7、喷管腔体后段内衬10、试件烧蚀腔体内衬12均采用三元乙丙橡胶材料；喷管腔体喉衬8采用石墨。三个腔体均通过螺纹与中心立方连接体连接。
所述端燃装药腔体堵盖1、端燃装药腔体壳体2、中心立方连接体5、喷管腔体壳体6、喷管腔体后段9、试件烧蚀腔体壳体11、试件烧蚀腔体堵盖14采用的45钢材料主要是保证强度，来满足双脉冲发动机长时间工作的要求；所述端燃装药腔体内衬3、喷管腔体内衬7、喷管腔体后段内衬10、试件烧蚀腔体内衬12采用三元乙丙橡胶材料，其目的是阻燃隔热，避免壳体温度过高；所述喷管腔体喉衬8采用石墨，保证强度要求，同时耐侵蚀。
结合图1，所述端燃装药腔体堵盖1、端燃装药腔体壳体2、端燃装药腔体内衬3、药柱4、喷管腔体壳体6、喷管腔体内衬7、喷管腔体喉衬8、喷管腔体后段9、喷管腔体后段内衬10、试件烧蚀腔体壳体11、试件烧蚀腔体内衬12、试件13、试件烧蚀腔体堵盖14均为单轴旋转体结构。
结合图2，所述端燃装药腔体，试件烧蚀腔体和喷管腔体三个腔体均通过螺纹与中心立方连接体5连接。端燃装药腔体和试件烧蚀腔体均通过一个通孔安装在中心立方连接体（5）的对立两侧，烧蚀试验装置整体外观呈对称的“T”字型结构。
结合图3，所述端燃装药腔体包括端燃装药腔体堵盖1、端燃装药腔体壳体2、端燃装药腔体内衬3和药柱4。端燃装药腔体堵盖1设有外螺纹，与端燃装药腔体壳体2连接。端燃装药腔体内衬3与端燃装药腔体壳体2粘接，药柱4装入端燃装药腔体壳体2。端燃装药腔体壳体2一端设有外螺纹与中心立方连接体5连接。
结合图4，所述试件烧蚀腔体包括试件烧蚀腔体壳体11、试件烧蚀腔体内衬12、试件13、试件烧蚀腔体堵盖14。试件烧蚀腔体堵盖14设有外螺纹，与试件烧蚀腔体壳体11连接。试件烧蚀腔体内衬12与试件烧蚀腔体壳体11粘接。试件烧蚀腔体壳体11一端设有外螺纹与中心立方连接体5连接。
结合图5，所述喷管腔体包括喷管腔体壳体6、喷管腔体内衬7、喷管腔体喉衬8、喷管腔体后段9、喷管腔体后段内衬10。喷管腔体内衬7与喷管腔体壳体6粘接，喷管腔体后段内衬10与喷管腔体后段9粘接，喷管腔体后段9设有内螺纹，与喷管腔体壳体6连接，与两内衬一道将喷管腔体喉衬8限位固定。喷管腔体壳体6一端设有外螺纹与中心立方连接体5连接。
Claims (9)
1.一种双脉冲固体火箭发动机软质隔层烧蚀试验装置，其特征在于：包括端燃装药腔体、试件烧蚀腔体、喷管腔体和中心立方连接体（5）；端燃装药腔体和试件烧蚀腔体对称安装在中心立方连接体（5）的通孔两端，喷管腔体与中心立方连接体（5）的第三个孔连接；
所述端燃装药腔体包括端燃装药腔体堵盖（1）、端燃装药腔体壳体（2）、端燃装药腔体内衬（3）和药柱（4）；端燃装药腔体堵盖（1）设有内螺纹，与端燃装药腔体壳体（2）一端连接；端燃装药腔体内衬（3）套在端燃装药腔体壳体（2）内，药柱（4）装入端燃装药腔体内衬（3）内；端燃装药腔体壳体（2）另一端设有外螺纹与中心立方连接体（5）的一个孔连接；
所述试件烧蚀腔体包括试件烧蚀腔体壳体（11）、试件烧蚀腔体内衬（12）、试件（13）和试件烧蚀腔体堵盖（14）；试件烧蚀腔体堵盖（14）设有内螺纹，与试件烧蚀腔体壳体（11）一端连接；试件烧蚀腔体内衬（12）套在试件烧蚀腔体壳体（11）内；试件烧蚀腔体壳体（11）另一端设有外螺纹与中心立方连接体（5）的另一个孔连接；
所述喷管腔体包括喷管腔体壳体（6）、喷管腔体内衬（7）、喷管腔体喉衬（8）、喷管腔体后段（9）和喷管腔体后段内衬（10）；喷管腔体壳体（6）和喷管腔体后段（9）内均设有环形限位台阶，喷管腔体内衬（7）套在喷管腔体壳体（6）内，喷管腔体后段内衬（10）套在喷管腔体后段（9）内；喷管腔体后段（9）设有内螺纹，与喷管腔体壳体（6）连接，喷管腔体内衬（7）、喷管腔体后段内衬（10）两内衬一道将喷管腔体喉衬（8）限位固定；喷管腔体壳体（6）另一端设有外螺纹与中心立方连接体（5）的第三个孔连接。
2.根据权利要求1所述的双脉冲固体火箭发动机软质隔层烧蚀试验装置，其特征在于：端燃装药腔体和试件烧蚀腔体均通过一个通孔安装在中心立方连接体（5）的对立两侧，烧蚀试验装置整体外观呈对称的“T”字型结构。
3.根据权利要求1所述的双脉冲固体火箭发动机软质隔层烧蚀试验装置，其特征在于：所述试验装置的端燃装药腔体堵盖（1）、端燃装药腔体壳体（2）、中心立方连接体（5）、喷管腔体壳体（6）、喷管腔体后段（9）、试件烧蚀腔体壳体（11）、试件烧蚀腔体堵盖（14）均采用高强度的45钢材料；端燃装药腔体内衬（3）、喷管腔体内衬（7）、喷管腔体后段内衬（10）、试件烧蚀腔体内衬（12）均采用三元乙丙橡胶材料；喷管腔体喉衬（8）采用石墨。
4.根据权利要求1所述的双脉冲固体火箭发动机软质隔层烧蚀试验装置，其特征在于：中心立方连接体（5）为一中心立方体结构，三侧开有相同孔径的孔，并设有内螺纹。
5.根据权利要求2所述的双脉冲固体火箭发动机软质隔层烧蚀试验装置，其特征在于：所述端燃装药腔体堵盖（1）、端燃装药腔体壳体（2）、端燃装药腔体内衬（3）、药柱（4）、喷管腔体壳体（6）、喷管腔体内衬（7）、喷管腔体喉衬（8）、喷管腔体后段（9）、喷管腔体后段内衬（10）、试件烧蚀腔体壳体（11）、试件烧蚀腔体内衬（12）、试件（13）、试件烧蚀腔体堵盖（14）均为单轴旋转体结构。
6.根据权利要求1所述的双脉冲固体火箭发动机软质隔层烧蚀试验装置，其特征在于：端燃装药腔体内衬（3）与端燃装药腔体壳体（2）粘接。
7.根据权利要求1所述的双脉冲固体火箭发动机软质隔层烧蚀试验装置，其特征在于：试件烧蚀腔体内衬（12）与试件烧蚀腔体壳体（11）粘接。
8.根据权利要求1所述的双脉冲固体火箭发动机软质隔层烧蚀试验装置，其特征在于：喷管腔体内衬（7）与喷管腔体壳体（6）粘接。
9.根据权利要求1所述的双脉冲固体火箭发动机软质隔层烧蚀试验装置，其特征在于：喷管腔体后段内衬（10）与喷管腔体后段（9）粘接。
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