CN110646211A - 一种火箭发动机压力测试装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种火箭发动机压力测试装置，其包括固定座、与固定座同轴连接的转接体以及垂直固定设置在转接体上的传感器测压接头；本发明的测试装置固定可靠、结构简单、操作方便，试验过程符合安全要求。本发明还涉及利用该测试装置进行火箭发动机压力测试的方法。

Description

一种火箭发动机压力测试装置及方法

技术领域

本发明属于弹药测试领域中的发动机压力测试领域，具体涉及一种直接对火箭发动机内推进剂点火压力进行测试的装置和方法。

背景技术

为了测试弹药发动机内推进剂的有关性能指标，产品研制阶段确定推进剂配方、重量、形态等技术指标、产品定型后发动机推进剂交验时、长期储存后发动机性能评估等均需要进行发动机压力测试。其测试方法一般采用静止发动机试验方法，即设计加工专用的静止发动机壳体，根据发动机内装配的点火具药量制作专用试验药包，与发动机推进剂装配为静止发动机，电点火头起爆发动机后测试其工作压力曲线。该方法的优点是静止发动机壳体可以重复利用，电点火头和黑火药组合件代替点火具，作用原理与真实发动机一致，适用于发动机推进剂批量生产时和长期储存后，对其性能的检验和评估。

随着弹药技术的发展和部队训练强度的增大，弹药新产品日渐增多，部队库存部分弹药的储存期限逐渐缩短，另外，在弹药使用过程中暴露出的一些质量问题，在弹药产品改进、寿命研究、质量问题分析过程中，需要对库存弹药进行相关分析研究，其中一项重要工作就是发动机压力测试。目前没有一种专门对已经装配好的发动机内推进剂燃烧压力直接进行检测的方法。

按照通常方法是先将发动机从整机产品中分离出来，再将发动机推进剂从发动机中拆分出来，利用发动机静止试验方法进行静止试验。而发动机分离、推进剂拆分过程存在一定的危险性，且容易产生废品，另外静止试验时需要用专用发动机、试验药包、电点火头等专用器材，试验成本较高。

因此，有必要设计一种对发动机直接进行压力测试的方法，实现不需要将发动机推进剂拆分出来，且能有效测试发动机内推进剂燃烧压力曲线。

发明内容

针对某产品寿命可靠性研究时，需要得到发动机推进剂燃烧压力，按照传统方法拆分危险性大、废品率高、试验成本大等问题，本发明提出了一种火箭发动机压力测试装置及方法，将发动机与测试装置连接，实现发动机内推进剂的压力测试。

本发明采用如下技术方案：

一种火箭发动机压力测试装置，其包括固定座、与固定座同轴连接的转接体以及垂直固定设置在转接体上的传感器测压接头。

进一步的，所述固定座包括固定板以及设置在固定板中心的固定凸台，所述固定凸台外侧设置有第一固定外螺纹。

进一步的，所述转接体的前端设置有与第一固定外螺纹相配合的第一固定内螺纹孔，所述转接体的后端设置有与火箭发动机配合的发动机固定外螺纹；沿所述转接体的后端设置有中心盲孔，所述中心盲孔沿转接体的轴心设置；所述转接体的侧部还设置与中心盲孔连通的连接孔，所述连接孔与中心盲孔垂直，所述连接孔侧壁设置有第二固定内螺纹。

进一步的，所述传感器测压接头包括柱形主体，设置在柱形主体底部的连接凸台，所述连接凸台上设置有与第二固定内螺纹配合的第二固定外螺纹；所述柱形主体上设置有用于安装压力传感器的固定槽，所述固定槽的上端设置有定位槽，所述固定槽内壁设置有用于固定压力传感器的第三固定内螺纹孔；所述连接凸台中心设置有中心通孔，所述中心通孔连通中心盲孔和固定槽。

进一步的，所述连接凸台与柱形主体的连接处位于连接凸台的外侧设置有退刀槽。

进一步的，所述固定板的周向均匀设置有螺栓固定孔。

进一步的，所述螺栓固定孔为4个。

进一步的，所述固定槽的底部设置有空刀槽。

一种火箭发动机压力测试方法，应用上述火箭发动机压力测试装置，包括如下步骤：

（a）将固定座安装在竖直的墙体上，并依次连接转接体和火箭发动机，传感器测压接头垂直固定在转接体上；整个测试装置处于水平状态；

（b）将压力传感器安装在传感器测压接头内，压力传感器连接测试系统；

（c）在火箭发动机点火具尾管处连接导爆管，导爆管尾端连接电雷管，电雷管通过起爆线与起爆器连接；

（d）起爆器工作，测试并记录压力传感器火箭发动机的工作压力。

本发明的有益效果在于：利用本发明的测试装置在测试火箭发动机压力时，无需将发动机、推进剂拆分，避免在发动机分离、推进剂拆分过程存在的危险性，同时无需专用发动机、试验药包、电点火头等专用器材，试验成本低，且能有效测试发动机内推进剂燃烧压力曲线。

附图说明

图1为固定座的结构示意图。

图2为图1的左视结构示意图。

图3为转接体的剖面结构示意图。

图4为传感器测压接头的剖面结构示意图。

图5为图4的仰视结构示意图。

图6为本发明的结构示意图。

其中，1转接体、2固定板、3固定凸台、4第一固定外螺纹、5第一固定内螺纹孔、6火箭发动机、7发动机固定外螺纹、8中心盲孔、9连接孔、10第二固定内螺纹、11柱形主体、12连接凸台、13第二固定外螺纹、14固定槽、15定位槽、16第三固定内螺纹孔、17中心通孔、18退刀槽、19螺栓固定孔、20空刀槽、21混凝土墙体。

具体实施方式

下面结合实施例和附图对本发明进行详细说明。本发明保护范围不限于实施例，本领域技术人员在权利要求限定的范围内做出任何改动也属于本发明保护的范围。

结合图1~6所示，一种火箭发动机压力测试装置，其包括固定座、与固定座同轴连接的转接体1以及垂直固定设置在转接体1上的传感器测压接头。

所述固定座包括固定板2以及设置在固定板2中心的固定凸台3，所述固定凸台3外侧设置有第一固定外螺纹4。所述固定板2的周向均匀设置有螺栓固定孔19。所述螺栓固定孔19为4个。固定座整体设计为圆形台阶形状，固定板的圆周均布4个螺栓固定孔，可用4条膨胀螺栓将固定座的固定板与试验现场的混凝土墙体21固定。固定凸台上设置有第一固定外螺纹与转接体的第一固定内螺纹孔互相配合，其配合长度和螺纹尺寸为常规选择，可根据发动机重量、尺寸等确定，需要保证连接强度满足悬臂式结构可反复承载发动机重量及试验冲击强度。

所述转接体1的前端设置有与第一固定外螺纹4相配合的第一固定内螺纹孔5，所述转接体1的后端设置有与火箭发动机6配合的发动机固定外螺纹7；发动机固定外螺纹的螺纹长度和尺寸根据被测试火箭发动机的螺纹确定。沿所述转接体1的后端设置有中心盲孔8，所述中心盲孔8沿转接体2的轴心设置；所述转接体1的侧部还设置与中心盲孔8连通的连接孔9，所述连接孔9与中心盲孔8垂直，所述连接孔9侧壁设置有第二固定内螺纹10。第二固定内螺纹与第二固定外螺纹相互配合，用于固定传感器测压接头，实现将发动机的工作压力传递到压力传感器，中心盲孔的尺寸根据发动机结构确定，以接近发动机内的最小孔径为宜，偏差为±2mm，便于测出发动机内的实际工作压力。为了保证传感器测压接头与连接孔的紧密配合，在两者接触处铣平面。为了便于安装拆卸，转阶梯的圆柱部位铣扁，与装卸扳手的使用宽度配合。

所述传感器测压接头包括柱形主体11（优选为圆柱形）设置在柱形主体11底部的连接凸台12，所述连接凸台12上设置有与第二固定内螺纹10配合的第二固定外螺纹13；所述柱形主体11上设置有用于安装压力传感器的固定槽14，所述固定槽14的上端设置有定位槽15，定位槽用于安装压力传感器时端面定位，所述固定槽14内壁设置有用于固定压力传感器的第三固定内螺纹孔16；所述连接凸台12中心设置有中心通孔17，所述中心通孔17连通中心盲孔8和固定槽14。中心通孔保证发动机燃烧时产生的压力能够通过该中心通孔传递给压力传感器，再由压力传感器传输至测试系统，从而测试出发动机燃烧时的工作压力。根据发动机的压力范围选择合适量程的压力传感器，第三固定内螺纹孔的尺寸根据该压力传感器的接口螺纹尺寸确定。

压力传感器的选择为本领域的公知技术，可选型号包括HM10、KIKC10、HubaControl 528、OW-BPS316和AS-131，需要结合测量对象与测量环境、灵敏度、频率响应、线性范围、稳定性和精度进行具体的操作以满足实际测量需要。

所述连接凸台12与柱形主体11的连接处位于连接凸台12的外侧设置有退刀槽18，使螺纹保证配合部分拧紧到位。所述固定槽14的底部设置有空刀槽20，便于加工第三固定内螺纹孔。为了便于安装拆卸，柱形主体的圆柱铣扁，与装卸扳手的使用宽度配合。

利用上述火箭发动机压力测试装置进行测试时，包括如下步骤：

（1）将固定座安装在竖直的混凝土墙体上，根据固定座的固定板上的螺栓固定孔的位置，在混凝土墙体上钻出相应尺寸的孔，利用4条膨胀螺栓将固定座安装在混凝土墙体上，保证螺栓拧紧到位。

（2）将传感器测压接头的第二固定外螺纹与转接体上的第二固定内螺纹连接固定，保证连接凸台外侧的退刀槽平面与转接体接触的铣平面接触，作为优选，为了更好的密封，拧紧后可采用圆周焊接牢固。

（3）将转接体的第一固定内螺纹孔与固定座上的第一固定外螺纹对接拧紧。

（4）将压力传感器安装在固定槽内，第三固定内螺纹孔与压力传感器的外螺纹固定。

（5）从试验现场到起爆位置布置一条发动机的点火线路。从试验现场到测试系统位置布置一条连接压力传感器的测试线路。

（6）按照常规的测试系统说明书，由测试人员对测试系统的电荷放大仪、数据采集系统等进行调试与标定，符合要求后，方可用于试验。

（7）将发动机安装在转接体上，发动机固定外螺纹与发动机内螺纹对应拧紧，检查各连接部位，确保固定可靠。

（8）安装及检验人员退出试验现场，由专业人员在发动机尾端安装导爆管，在导爆管处安装电雷管，并与点火线路连接。接通后撤离并告知仪器操作人员。

（9）试验负责人发出点火命令，由专人起爆试验发动机，测试系统自动测试并记录发动机工作压力。

（10）确认试验结束5分钟后，参试人员进入试验现场，对被试样品、试验装置、测量仪器等进行检查，符合要求后，卸下被测样品，安装另一发试验样品，开始下一件试验。

整个测压装置设计有三处与配套设施连接的端口。一端与试验现场的混凝土墙固定，一端安装压力传感器后与测试系统连接，一端安装被测发动机。试验时，固定座与试验现场的混凝土墙体固定，利用4条膨胀螺栓保证可靠固定。传感器测压接头处安装测压用的压力传感器，传感器连线与测压系统相连；转接体另一端安装发动机。在发动机点火具尾管处连接导爆管，导爆管尾端连接电雷管，通过起爆器起爆电雷管，引燃导爆管，导爆管将点火能量供应给点火具，从而使发动机作用，实现了测试状态下的发动机工作状态与实战状态一致。

为了保证试验安全，被测发动机安装在专用试验场地，周围设施按照有关要求设置，起爆点、测试点均在另一区域的专用房间内布置。整个试验过程实现人机隔离，测试系统自动记录、存储发动机推进剂作用过程每一时点的压力，自动生成压力时间曲线，试验后可通过打印机输出结果。

发动机压力测试系统为本领域的公知技术，包含：处理器、放大器、控制器、转换器等电器原件及同步采样、逻辑控制、预处理、输出等电路组成的数据采集系统，供现场查看和输出的显示器、打印机等。

以上所述的实施例仅仅是对本发明的优选实施方式进行描述，但并不限于此，本领域的技术人员很容易根据上述实施例领会本发明的精神，并作出不同的引申和变化，但只要不脱离本发明的精神，都在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种火箭发动机压力测试装置，其特征在于，其包括固定座、与固定座同轴连接的转接体（1）以及垂直固定设置在转接体（1）上的传感器测压接头。

2.根据权利要求1所述的一种火箭发动机压力测试装置，其特征在于，所述固定座包括固定板（2）以及设置在固定板（2）中心的固定凸台（3），所述固定凸台（3）外侧设置有第一固定外螺纹（4）。

3.根据权利要求2所述的一种火箭发动机压力测试装置，其特征在于，所述转接体（1）的前端设置有与第一固定外螺纹（4）相配合的第一固定内螺纹孔（5），所述转接体（1）的后端设置有与火箭发动机（6）配合的发动机固定外螺纹（7）；沿所述转接体（1）的后端设置有中心盲孔（8），所述中心盲孔（8）沿转接体（2）的轴心设置；所述转接体（1）的侧部还设置与中心盲孔（8）连通的连接孔（9），所述连接孔（9）与中心盲孔（8）垂直，所述连接孔（9）侧壁设置有第二固定内螺纹（10）。

4.根据权利要求3所述的一种火箭发动机压力测试装置，其特征在于，所述传感器测压接头包括柱形主体（11），设置在柱形主体（11）底部的连接凸台（12），所述连接凸台（12）上设置有与第二固定内螺纹（10）配合的第二固定外螺纹（13）；所述柱形主体（11）上设置有用于安装压力传感器的固定槽（14），所述固定槽（14）的上端设置有定位槽（15），所述固定槽（15）内壁设置有用于固定压力传感器的第三固定内螺纹孔（16）；所述连接凸台（12）中心设置有中心通孔（17），所述中心通孔（17）连通中心盲孔（8）和固定槽（14）。

5.根据权利要求4所述的一种火箭发动机压力测试装置，其特征在于，所述连接凸台（12）与柱形主体（11）的连接处位于连接凸台（12）的外侧设置有退刀槽（18）。

6.根据权利要求5所述的一种火箭发动机压力测试装置，其特征在于，所述固定板（2）的周向均匀设置有螺栓固定孔（19）。

7.根据权利要求6所述的一种火箭发动机压力测试装置，其特征在于，所述螺栓固定孔（19）为4个。

8.根据权利要求7所述的一种火箭发动机压力测试装置，其特征在于，所述固定槽（14）的底部设置有空刀槽（20）。

9.一种火箭发动机压力测试方法，其特征在于，应用权利要求1~8任一项所述的火箭发动机压力测试装置，包括如下步骤：

（a）将固定座安装在竖直的墙体上，并依次连接转接体和火箭发动机，传感器测压接头垂直固定在转接体上；整个测试装置处于水平状态；

（b）将压力传感器安装在传感器测压接头内，压力传感器连接测试系统；

（c）在火箭发动机点火具尾管处连接导爆管，导爆管尾端连接电雷管，电雷管通过起爆线与起爆器连接；

（d）起爆器工作，测试并记录压力传感器火箭发动机的工作压力。

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