CN110953090A - 模拟等压多通道火箭发动机内两相流烧蚀环境的试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种模拟等压多通道火箭发动机内两相流烧蚀环境的试验装置，包括一燃气发生器，用于提供固体推进剂的燃烧空间；一收敛段，其一端与所述燃气发生器连通，其另一端连接有两个或两个以上的出口管；试验段，可拆卸连接于所述收敛段的出口管上，数量与所述出口管数量相等；喷管，可拆卸连接于所述试验段的出口端，数量与所述喷管数量相等。解决了现有试验过程中很难实现完全等压强的多次实验，多次实验过程中压强的偏差很可能带来实验数据不准确的问题。

Description

模拟等压多通道火箭发动机内两相流烧蚀环境的试验装置

【技术领域】

本发明属于航天科学技术领域，具体涉及一种模拟等压多通道火箭发动机内 两相流烧蚀环境的试验装置。

【背景技术】

随着固体火箭推进技术的发展，高比冲和高性能的推进剂已经被广泛应用。 目前，只有小部分固体火箭发动机仍旧使用双基或改性双基推进剂，添加铝粉的 复合推进剂仍是发动机的主要能源，其产生的高能燃气中含有大量的凝相颗粒， 所以使用含铝推进剂的固体火箭发动机在工作时，内部是典型的两相流状态。

飞行器在飞行过程中，发动机机体内部会产生很高的过载，高温两相流会向 发动机绝热层处聚集，对发动机壁面及绝热层会产生严重的烧蚀作用。而高温两 相流对发动机壁面的冲刷作用，冲刷作用对绝热层的热力侵蚀与机械剥蚀作用会 对发动机内壁面带来非常大的负担，而目前发动机中潜入式喷管的使用，使得发 动机背壁面很容易产生以三氧化二铝颗粒为主的熔渣沉积，熔渣的沉积会使发动 机内壁面的传热过程更加复杂，也会起到强化传热的作用。

在研究过程中，需要大量的实验数据来总结火箭发动机内复杂烧蚀环境的经 验规律。而影响发动机工作的因素有很多，如喷管喉径、推进剂燃速、燃面面积 等多方面的因素，就发动机内部压强这一项而言，试验过程中就很难实现完全等 压强的多次实验，多次实验过程中压强的偏差很可能带来实验数据的不准确性。

【发明内容】

本发明的目的是提供一种模拟等压多通道火箭发动机内两相流烧蚀环境的 试验装置，以解决现有试验过程中很难实现完全等压强的多次实验，多次实验过 程中压强的偏差很可能带来实验数据不准确的问题。

本发明采用以下技术方案：模拟等压多通道火箭发动机内两相流烧蚀环境的 试验装置，包括：

一燃气发生器，用于提供固体推进剂的燃烧空间；

一收敛段，其一端与所述燃气发生器连通，其另一端连接有两个或两个以上 的出口管；

试验段，可拆卸连接于所述收敛段的出口管上，数量与所述出口管数量相等；

喷管，可拆卸连接于所述试验段的出口端，数量与所述喷管数量相等。

进一步的，试验段的轴线夹角为120°～180°。

进一步的，试验段的轴线夹角为0°、30°、45°或60°。

本发明采用的第二种技术方案是，模拟等压多通道火箭发动机内两相流烧蚀 环境的试验装置的使用方法，包括以下步骤：

步骤1、通过点火器将点火药包产生的热量引燃推进剂药柱，从而产生富含 凝相粒子的高温燃气，流经收敛段的各个出口管后被加速；

步骤2、高温燃气经过每个试验段末端的调节环凝聚，产生高温、高压、高 浓度的粒子流并冲刷在绝热试件上，粒子流再经过折射，最后通过喷管排出；试 验结束后，试验段腔体内部形成了粒子沉积，模拟出了固体火箭发动机高过载的 工作状态。

进一步的，测量实验前后绝热层试件的各种参数，对比分析得出绝热层材料 的各种性能，分析其在发动机两相流冲刷状态下的烧蚀机理；

其中，参数包括重量、厚度、形貌状态和线烧蚀率。

本发明的有益效果是：提供一种通过简单的替换实验部件，就可实现对固体 火箭发动机中等压环境中各种不同工况条件的烧蚀情况的研究。

为了充分了解各个不同状态下高温颗粒沉积、冲刷的特性，此次实验装置在 高过载模拟烧蚀发动机的基础上进行改动，可以直接使用单个装药来模拟等压环 境下不同两相流环境下的工况条件，这对于深入分析固体火箭发动机绝热层的烧 蚀情况有着重要意义，为发动机绝热层乃至整体设计提供了参考。

【附图说明】

图1为本发明模拟等压多通道火箭发动机内两相流烧蚀环境的试验装置的平 面结构示意图；

图2-1至图2-4分别为本发明试验段弯折角度为0°、30°、45°、60°的 结构示意图；

图3为本发明模拟等压多通道火箭发动机内两相流烧蚀环境的试验装置的立 体示意图；

图4为本发明模拟等压多通道火箭发动机内两相流烧蚀环境的试验装置的调 节环剖面试图；

图5为三种不同试验段转折角度下的颗粒浓度对某抗烧蚀绝热材料的最大烧 蚀率影响的曲线图；

图6为三种不同试验段转折角度下的粒子冲刷速度对抗烧蚀绝热材料最大线 烧蚀影响的曲线图；

图7为三种不同试验段转折角度下的粒子实际撞击角度与抗烧蚀绝热材料烧 蚀率的对比图。

其中，1.顶杆组件，2.前封头，3.推进剂药柱，4.药柱支架，5.点火药包，6. 燃烧室壳体，7.点火压帽，8.前支撑架，9.收敛段，10.后支架，11.调节环，12. 沉积试验段，13.实验段，14.绝热层试件，15.试件夹，16.石墨喷管，17.喷管压盖。

【具体实施方式】

下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。

本发明提供了一种模拟等压多通道火箭发动机内两相流烧蚀环境的试验装 置，如图1所示，包括燃气发生器、收敛段、试验段和喷管四个部分部件。

燃烧室包括燃烧室壳体6，其一端连通收敛段9，另一端封闭设置有前封头2， 前封头2的外侧连接有顶杆组件1，前封头2的内侧设置有推进剂药柱3，推进 剂药柱3置于药柱支架4上，在燃烧室壳体6上设置有点火压帽7，该点火压帽 7连接有点火药包5，该燃烧室壳体6的底部设置有前支撑架8，该收敛段9的底 部设置有后支架10。在收敛段9的末端连接有二个或二个以上的出口管，每个出 口管的末端都设置有调节环11，每个出口管都连接有喷管16，每个喷管16内都 放置有绝热层试件14，每个喷管16的末端都设置有喷管压盖17。

本发明模拟等压多通道火箭发动机内两相流烧蚀环境的试验装置的工作过 程为，先通过点火器点燃点火药包5，其产生的热量引燃推进剂药柱3，从而产 生富含凝相粒子的高温燃气，流经收敛段9加速，再经过每个通道内调节环11 凝聚，产生高温、高压、高浓度的粒子流冲刷在绝热试件15上，在经过折射， 最后粒子流通过喷管排出。

本发明在高过载烧蚀模拟发动机的基础上增加测温组件，可以根据试验需要 设定实验工况，通过更换不同零部件改变试验过程中粒子浓度、粒子速度、粒子 冲刷角度，粒子沉积率等参数，测定不同条件下的绝热层的烧蚀情况。

本设计的初衷就在于用最简单的方法可以实现发动机等压、相同燃气参数情 况下，不同粒子冲刷状况的切换。因此，多种不同工况之间的方便转换是设计的 关键点之一，燃气发生器部分和收敛段部分设计为公用部分，只需将最后一部分 三个试验段按所涉及的实验条件进行更换，就可以多种粒子冲刷状态的模拟；同 时若将某一试验段喷管出口封闭，如图4所示，将在局部形成回流段，可以有效 模拟潜入式喷管背壁面粒子沉积的实验状态，但需在试验前详细计算其余两个喷 管出口的总面积，因单个喷管出口封闭导致发动机工作时内部压强过大。

试验装置可通过调节燃气发生器的压强和温度来模拟真实发动机的燃烧室 压强和温度，粒子聚集密度可通过调整推进剂的铝粉含量、过渡收敛段长度和收 敛角度等来进行控制，粒子的速度可通过控制单一通道内的调节环内孔直径来控 制，测温组件与高温凝相粒子流之间的夹角也可通过改变试验段几何角度来实 现，图2中三个试验段分别为60度冲刷试验段、30度冲刷试验段。0度沉积试 验段。该模式下，试验系统相对简单，试验状态参数很容易调节，而且之间的相 关性清楚，可以一次获得三种不同条件下的绝热层烧蚀实验状态，其能够通过改 变单一试验参数的方法来研究粒子冲刷/沉积条件下绝热层烧蚀的影响因素。

就试验装置总体尺寸及强度而言，试验所用药柱直径尺寸可以通过与药柱支 架的配合来确定，使得试验装置能够适应多种尺寸的柱形装药，药柱厚度不应超 过160mm，工作时间控制在10s之内。

试验装置能够通过更换部分零部件的方式，改变试验参数，从而测得不同工 况下的绝热层烧蚀数据。试验装置主要能够控制的与两相流冲刷效果相关的试验 参数为：燃气来流粒子浓度与速度、来流粒子冲刷/沉积角度。

单个通道内粒子冲刷/沉积浓度与速度可以通过调整调节环12的口径来设 定，如图4所示，口径φ40为可调整变量，可以调整其尺寸有效控制粒子浓度与 速度。

实施例

如图1所示，本发明采用包含三个出口管的收敛段，单发装药产生的燃气通 过该收敛段分流后流入三个通道，试验过程中燃烧室压强由推进剂参数与三个通 道的出口面积共同控制，保证发动机工作过程中三个试验段处于同一压强环境 中，燃气参数也相同，测得的实验结果的准确程度也更高。

实施例：

一试验发动机，如图1所示，包括燃气发生器、收敛段、试验段和喷管四个 部分部件。其中，燃烧室包括燃烧室壳体6，其一端连通收敛段9，另一端封闭 设置有前封头2，前封头2的外侧连接有顶杆组件1，前封头2的内侧设置有推 进剂药柱3，推进剂药柱3置于药柱支架4上，在燃烧室壳体6上设置有点火压 帽7，该点火压帽7连接有点火药包5，该燃烧室壳体6的底部设置有前支撑架8， 该收敛段9的底部设置有后支架10。在收敛段9的末端连接有三个出口管，每个 出口管的末端都设置有调节环11，每个出口管都连接有喷管16，每个喷管16内 都放置有绝热层试件14，每个喷管16的末端都设置有喷管压盖17。

通过点火器将点火药包5产生的热量引燃推进剂药柱3，从而产生富含凝相 粒子的高温燃气，流经收敛段9的各个出口管后被加速；高温燃气经过每个试验 段末端的调节环11凝聚，产生高温、高压、高浓度的粒子流并冲刷在绝热试件 15上，粒子流再经过折射，最后通过喷管排出；试验结束后，试验段腔体内部形 成了粒子沉积，模拟出了固体火箭发动机高过载的工作状态。

为验证该发明的实际可操作性，根据航天飞行器热防护领域相关学者的研究 结果对该发明的可行性进行考证。原相关试验器，该装置由燃气发生器、收敛段、 调节环、试验段、绝热材料试件和喷管构成。燃气发生器产生的两相流燃气经过 收敛段时，颗粒被聚集加速，形成稠密颗粒流，在实验段以一定的浓度、速度和 角度对绝热材料试件形成冲刷。通过更换不同直径的调节环和不同转折角的试验 段组合可以模拟不同浓度、速度和角度的冲刷状态，进而实现不同过载下的模拟。 采用不同角度的试验段时，为了保证收敛段出口到绝热材料的距离保持一致，在 收敛段前端留有一段直段，用来调节冲刷距离。采用该设计的目的是保证气流经 调节环加速后经过相同的距离对绝热材料进行冲刷，减少路径对颗粒速度衰减的 影响。

为研究发动机内部两相流中粒子浓度/粒子速度及冲刷角度对硅橡胶试件的 烧蚀影响，拟定工况如表1所示，表中一共罗列了12中不同的工况，其中；粒 子浓度、粒子速度以及撞击角度均可借助流体计算软件根据不同的初始条件求 得，工作压强由推进剂燃面及喷管喉部面积之比来控制。实验结果对比分析详见 图5～7，此处试验需要进行12次不同工况的独立试验才能进行规律性总结，此处 默认每次独立试验其压强及工作时间相同，但是在实际的试验过程中，由于推进 剂的大小与燃速很难实现精确地把控，以至于每次独立试验中工作压强与工作时 间会出现部分偏差。若使用本发明的试验装置，保证其三通试验段中的调节环尺 寸为40mm，试验段分别按图2-2、2-3、2-4所示，则可通过单次试验模拟表1中序号1、5、9三个工况的试验，并且能够保证所模拟的三个工况的实验压强与 工作时间完全相等，不但节省了实验时间，同时所测得数据准确度也较好。

表1硅橡胶烧蚀实验方案计算工况表

上述的试验发动机经多次实验后统计出的不同工作参数对绝热材料线烧蚀 率的影响。具体如图5-7，其为在三种不同折转角度下，即转折角度为30°、45° 和60°，其颗粒浓度及速度对烧蚀率的影响，颗粒的浓度与速度依靠调节环的口 径大小来控制。

图5中的三条折线分别为三种不同的实验转角对应的颗粒浓度对某抗烧蚀绝 热材料的最大烧蚀率的影响，从图中可以看出，当浓度超过某一阈值后，最大线 烧蚀率随着颗粒浓度的增加而急剧增大。图6的三条折线表述了不同的折转角度 对应粒子冲刷速度对某抗烧蚀绝热材料最大线烧蚀的影响，图中显示了颗粒冲刷 速率对烧蚀率的影响曲线，三者的变化规律基本一致，均随着速度增加而增加， 变化趋势为先增大后减小，45°的烧蚀率比其他两个高。图7为粒子实际撞击角 度与某抗烧蚀绝热材料烧蚀率的对比，这里需要说明的是：由于粒子从调节环出 口流出后会产生扩散作用，随着粒子自身的速度的不同与实验段实际折转角会产 生一定的差异，粒子实际的折转角度可以通过商业流体计算软件进行数值模拟计 算求得，其实际撞击角度会根据实际粒子流速的不同与实际试验段的折转角度最 大相差5°左右。从图7也可以看出，当速度增大时(此时浓度会下降)，角度对 烧蚀率的影响急剧上升。而从另外一方面也间接表明：颗粒的这种机械破坏效应 主要是以剪切破坏为主，在冲刷角度为45°时这种效应最强。根据上述分析可以 通过各项数值之间的相互关系回归计算求得实验所测定的抗烧蚀绝热材料的烧 蚀率与粒子浓度、速度以及碰撞角度之间的拟合关系式。

现有技术中，如果使用普通的发动机来进行实验，就需要分别进行多次实验， 其存在的问题在于，会默认在不同工况下发动机工作过程中的内部压强相同，但 实际工作过程中多次试验条件下，即使是使用相同的推进剂及喷管口径，压强也 很难完全相同，仍旧会出现偏差。所以，使用本发明的试验装置，一次发动机装 药能够完成多种工况条件下的模拟，能够保证其压强及部分燃气参数完全相同， 分析的结果也更加准确，同时节省推进剂消耗，提高了试验效率。

单发装药产生的燃气通过该收敛段分流后流入三个通道，试验过程中燃烧室 压强由推进剂参数与三个通道的出口面积共同控制，保证发动机工作过程中三个 试验段处于同一压强环境中，燃气参数也相同，测得的实验结果的准确程度也更 高。本发明的模拟等压多通道火箭发动机内两相流烧蚀环境的试验装置也可以在 试验段中放置不同材料来分析比对各种不同材料在多种工况下的烧蚀特性。

Claims (5)

1.模拟等压多通道火箭发动机内两相流烧蚀环境的试验装置，其特征在于，包括：

一燃气发生器，用于提供固体推进剂的燃烧空间；

一收敛段，其一端与所述燃气发生器连通，其另一端连接有两个或两个以上的出口管；

试验段，可拆卸连接于所述收敛段的出口管上，数量与所述出口管数量相等；

喷管，可拆卸连接于所述试验段的出口端，数量与所述喷管数量相等。

2.如权利要求1所述的模拟等压多通道火箭发动机内两相流烧蚀环境的试验装置，其特征在于，所述试验段的轴线夹角为120°～180°。

3.如权利要求1所述的模拟等压多通道火箭发动机内两相流烧蚀环境的试验装置，其特征在于，所述试验段的轴线夹角为0°、30°、45°或60°。

4.如权利要求1或2所述的模拟等压多通道火箭发动机内两相流烧蚀环境的试验装置的使用方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1、通过点火器将点火药包(5)产生的热量引燃推进剂药柱(3)，从而产生富含凝相粒子的高温燃气，流经收敛段(9)的各个出口管后被加速；

步骤2、高温燃气经过每个试验段末端的调节环(11)凝聚，产生高温、高压、高浓度的粒子流并冲刷在绝热试件(15)上，粒子流再经过折射，最后通过喷管排出；试验结束后，试验段腔体内部形成了粒子沉积，模拟出了固体火箭发动机高过载的工作状态。

5.如权利要求4所述的模拟等压多通道火箭发动机内两相流烧蚀环境的试验装置的使用方法，其特征在于，测量实验前后绝热层试件的各种参数，对比分析得出绝热层材料的各种性能，分析其在发动机两相流冲刷状态下的烧蚀机理；其中，参数包括重量、厚度、形貌状态和线烧蚀率。

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