CN111927652A - 一种双脉冲固体火箭发动机隔层烧蚀炭化可控实验装置 - Google Patents

Abstract

本发明属于火箭发动机领域，具体涉及一种双脉冲固体火箭发动机隔层烧蚀炭化可控实验装置。包括三通式燃烧室腔体，端燃装药组件，喷管组件和隔层烧蚀固定组件；喷管组件和隔层烧蚀固定组件分别与相对的两个通孔螺纹连接，所述端燃装药组件与另外一个通孔螺纹连接；端燃装药组件中的药柱点燃后，燃气经过燃烧室腔体后，通过喷管组件排出，同时燃烧室腔体内的燃气与固定在隔层烧蚀固定组件上的隔层烧蚀试件直接接触。本发明装置能够模拟真实双脉冲固体火箭发动机的工作环境，端燃装药组件中的推进剂种类、结构尺寸、工作压力可以调整，实现了对隔层单侧烧蚀的可控性。

Description

一种双脉冲固体火箭发动机隔层烧蚀炭化可控实验装置

技术领域

本发明属于火箭发动机领域，具体涉及一种双脉冲固体火箭发动机隔层烧蚀炭化可控实验装置。

背景技术

固体火箭发动机是以喷出高速燃气流产生反作用力向前运动的喷气推进装置，主要由前封头、燃烧室、推进剂装药、喷管、点火装置等零部件组成，具有结构简单、制造成本低、工作可靠等优点，为火箭导弹武器的先进固体动力装置。然而，传统固体火箭发动机在能量管理、弹道优化和可控性方面还缺乏灵活性，从而影响了进一步的使用和发展。为此，提出了一种双脉冲固体火箭发动机(简称双脉冲发动机)的概念，该发动机采用隔离装置将传统固体火箭发动机的燃烧室分隔成两个部分，共用一个喷管，可以进行两次点火。

双脉冲发动机隔离装置包括隔塞式、陶瓷舱盖式、金属膜片式、隔层式等多种类型，其中隔层式隔离装置具有结构简单、加工容易、装配方便、质量较轻等特点，一般由起到阻燃和隔热作用的三元乙丙(EDPM)橡胶材料制成，目前已有多个国家将隔层式双脉冲发动机作为其导弹武器的动力系统。软制隔层工作过程中需要承受一脉冲燃烧室内高温、高压和高速气流的作用，保证二脉冲药柱的结构完整性，同时当二脉冲发动机点火后，软制隔层可以按照设计要求可靠打开，保证二脉冲发动机的正常工作。

随着高能推进剂的广泛使用，以及高比冲发动机的设计，固体火箭发动机工作过程中燃烧室需长时间承受较大热载荷及内压载荷作用，因此，作为软制脉冲式双脉冲发动机的核心部件，隔层隔离装置的设计至关重要，隔层厚度不足、质量不佳或强度不够，会导致二脉冲药柱和隔层系统结构完整性破坏，或者二脉冲药柱提前引燃，引发爆燃事故；相反，隔层结构设计冗余，将造成发动机消极质量增加，严重影响发动机工作性能。隔层式双脉冲固体火箭发动机直径较大、工作时间长，且I脉冲装药多采用内孔、翼柱型、星孔装药等形式，导致I脉冲装药质量较大，采用完整的I脉冲发动机地面静止实验，进行隔层式脉冲隔离装置的设计研究成本较高。

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隔层烧蚀炭化可控实验装置。

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隔层烧蚀炭化可控实验装置，包括三通式燃烧室腔体，端燃装药组件，喷管组件和隔层烧蚀固定组件；

所述喷管组件和隔层烧蚀固定组件分别与相对的两个通孔螺纹连接，所述端燃装药组件与另外一个通孔螺纹连接；

端燃装药组件中的药柱点燃后，燃气经过燃烧室腔体后，通过喷管组件排出，同时燃烧室腔体内的燃气与固定在隔层烧蚀固定组件上的隔层烧蚀试件直接接触。

进一步的，还包括挡药板，所述挡药板上设有多个通孔，设置在端燃装药组件和燃烧室腔体之间。

进一步的，所述端燃装药组件包括壳体和法兰；所述壳体整体呈圆柱形，且两端均设有凸缘，壳体一端的凸缘与法兰Ⅰ密封连接，壳体另一端的凸缘与整体呈圆筒型的法兰Ⅱ连接，法兰Ⅱ的圆筒部分设有外螺纹，通过外螺纹与燃烧室腔体螺纹连接。

进一步的，所述壳体与法兰Ⅰ连接处设有圆环形凹槽与法兰Ⅰ上的圆环形凸起配合安装，且法兰Ⅰ上的环形凸起外部与壳体凹槽之间设有密封圈；

所述壳体与法兰Ⅱ连接的一端设有圆环形凸起，法兰Ⅱ上与圆环形凸起相配合的位置设有圆环形凹槽，且法兰Ⅱ的圆环形凸起外与凹槽之间设有密封圈；

所述壳体的一端凸缘和法兰Ⅰ通过螺栓连接，所述壳体的另一端凸缘和法兰Ⅱ通过螺栓连接。

进一步的，所述燃烧室腔体与端燃装药组件相连接的通孔中设有用于放置挡药板环形凸台；

所述端燃装药组件腔体的内表面设有绝热层，相邻表面的绝热层之间搭接。

所述燃烧室腔体一侧设有测压孔，测压孔轴线与燃烧室腔体凸台内孔轴线相互垂直。

进一步的，所述隔层烧蚀固定组件包括隔层顶盖和隔层压螺；通过隔层压螺将隔层烧蚀试件固定于隔层顶盖上。

进一步的，所述隔层顶盖为一端封闭一端开口式，隔层顶盖包括直径不同的两段，直径较小的一段靠近封闭端，直径较大的一段靠近开口端，直径不同的两段外周靠近顶部部位均设有外螺纹，直径较大段的外螺纹与燃烧室腔体螺纹连接；

所述隔层压螺主体呈环形，隔层压螺的横截面整体呈L型，隔层压螺L型的短边内设有环形凹槽，用于固定隔层烧蚀试件，所述隔层压螺L型的长边设有内螺纹与隔层顶盖直径较小段的螺纹连接。

进一步的，所述燃烧室腔体与喷管组件连接的通孔内设有环形凸起，所述喷管组件包括喷管壳体和喉衬，所述喷管壳体内部设有环形凸起，所述喉衬设置在喷管壳体的环形凸起和燃烧室腔体的环形凸起之间。

进一步的，所述燃烧室腔体的内表面与燃气接触的表面设有绝热层，相邻面的绝热层之间搭接。

进一步的，所述绝热层的材质为碳酚醛材料，所述隔层顶盖、隔层压螺、燃烧室腔体、喷管壳体、燃烧室壳体、燃烧室法兰均采用40Cr，所述喉衬的材料采用钨渗铜材料。

本发明与现有技术相比，其显著优点在于：

(1)本发明隔层烧蚀炭化实验装置能够通过燃烧室腔体的燃烧室模拟真实发动机工作时的燃烧室，本发明的实验装置可以模拟I脉冲发动机的真实工作环境和工作时间，隔层表面的压力、温度、速度和颗粒分布与真实发动机一致；且实验装置装药质量少、结构简单、装配方便、可重复使用、成本较低；

(2)本发明隔层烧蚀炭化实验装置的端燃装药组件、喷管组件、隔层烧蚀固定组件与燃烧室腔体通过螺纹连接，三个组件拆卸方便，并且各个组件中的零件之间配合简单，因此本发明实验装置的推进剂类型、药柱长度、喷管喉衬可以进行快速替换，并可以适应不同的隔层材料与结构尺寸，实现了I脉冲发动机工作环境和隔层烧蚀炭化的可控，为隔层式脉冲隔离装置的初步设计和隔层材料烧蚀机理研究提供参考；

(3)本发明隔层烧蚀炭化实验装置实现了隔层的单侧烧蚀炭化，为隔层考虑烧蚀炭化的力学特性研究提供基础试件，同时可以方便的进行隔层的二次烧蚀炭化实验，为II脉冲发动机工作过程中燃烧室绝热层的设计和隔层材料的二次烧蚀机理研究提供参考。

附图说明

图1为本发明可控实验装置示意图。

图2为本发明可控实验装置燃烧室腔体示意图。

图3为本发明可控实验装置端燃装药组件的示意图。

图4为本发明可控实验装置端燃装药组件挡药板的示意图。

图5为本发明可控实验装置端燃装药组件挡药板的剖面示意图。

附图标记说明：

1-喉衬，2-喷管壳体，3-燃烧室腔体，3-1-测压孔，4-燃烧室后法兰，4-1-螺栓，5-燃烧室壳体，6-燃烧室前法兰，7-药柱，8-隔层压螺，9-隔层烧蚀试件，10-隔层顶盖，11-燃烧室前密封圈，12-燃烧室后密封圈，13-燃烧室端面绝热层，14-燃烧室前绝热层，15-燃烧室后绝热层，16-挡药板，17-燃烧室腔体前绝热层，18-燃烧室腔体后绝热层，19-燃烧室腔体上绝热层。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细描述。

如图1所示，一种双脉冲固体火箭发动机隔层烧蚀炭化可控实验装置，包括端燃装药组件、喷管组件、隔层烧蚀固定组件和燃烧室腔体3，端燃装药组件、喷管组件、隔层烧蚀固定组件与燃烧室腔体3通过螺纹连接；隔层烧蚀固定组件包括隔层顶盖10、隔层烧蚀试件9和隔层压螺8，隔层压螺8内设凹槽，隔层烧蚀试件9固定设置在隔层压螺8的内设凹槽内，隔层顶盖10设有两个台阶，每个台阶上都设有螺纹，隔层压螺8一端与隔层顶盖10的第一台阶处通过螺纹连接，隔层顶盖10的第二台阶处与燃烧室腔体3一端通过螺纹连接；端燃装药组件包括燃烧室壳体5、燃烧室后法兰4、燃烧室前法兰6、燃烧室后密封圈12、燃烧室前密封圈11、挡药板16和药柱7，燃烧室后密封圈12安装在燃烧室壳体5法兰尺寸较大的一端的凸台上，燃烧室壳体5法兰尺寸较大一端与燃烧室后法兰4通过螺栓相连，燃烧室前密封圈11安装在燃烧室前法兰凸台上，燃烧室壳体5法兰尺寸较小的另一端与燃烧室前法兰6通过螺栓相连，药柱7放置于燃烧室壳体5内，挡药板16放置在燃烧室腔体3凸台内孔端面上，燃烧室后法兰4的另一端与燃烧室腔体3一端通过螺纹连接；喷管组件包括喉衬1和喷管壳体2，喷管壳体内设凹槽，喉衬喉衬1固定设置在喷管壳体2的凹槽内，喷管壳体2一端与燃烧室腔体3一端通过螺纹连接；燃烧室腔体3内部还包括燃烧室腔体前绝热层17、燃烧室腔体后绝热层18、燃烧室腔体上绝热层19，燃烧室腔体前绝热层17与燃烧室腔体后绝热层18通过凸台采用硅橡胶粘接，燃烧室腔体上绝热层19位于燃烧室腔体后绝热层18的侧面内孔中；端燃装药组件还包括燃烧室前绝热层14、燃烧室后绝热层15、燃烧室端面绝热层13，三者之间通过端面的凸台搭接，并位于燃烧室壳体5、燃烧室后法兰4燃烧室前法兰6连接后形成的空腔内部，且燃烧室端面绝热层13紧贴燃烧室前法兰6内壁。

如图1和图2所示，燃烧室腔体3外部为凸长方体，内部为相贯的圆柱孔，凸长方体的三面上开设有圆柱孔，分别用于与隔层顶盖10、喷管壳体2和燃烧室后法兰4相连；燃烧室腔体3一侧设有测压孔3-1，测压孔3-1轴线与燃烧室腔体凸台内孔轴线相互垂直。

如图1和图3所示，燃烧室后法兰4和燃烧室壳体5通过法兰和螺栓4-1连接，此处螺栓轴向均布20个M12的标准螺栓，燃烧室前法兰5和燃烧室壳体5通过法兰和螺栓6-1连接，此处螺栓轴向均布12个M12的标准螺栓。

如图4所示，挡药板设计有7个孔，中心轴1个，周向设置6个。

所述燃烧室壳体5和燃烧室后法兰4均为圆柱形腔体，隔层顶盖10、喷管壳体2、燃烧室后法兰4与燃烧室腔体3通过螺纹连接。隔层顶盖10、隔层压螺8、喷管壳体2、喉衬1、燃烧室后法兰4、燃烧室壳体5、燃烧室前法兰6均为单轴旋转体结构，加工方便；隔层顶盖10、隔层压螺8、燃烧室腔体3、喷管壳体2、燃烧室壳体5、燃烧室后法兰4和燃烧室前法兰6均采用高强度的40Cr，高强度钢强度高、韧性好，可以在长时间的高压强、高温度条件下保证实验装置的结构完整性。燃烧室腔体前绝热层17、燃烧室腔体后绝热层18、燃烧室腔体上绝热层19、燃烧室前绝热层14、燃烧室后绝热层15、燃烧室端面绝热层13均采用碳酚醛材料，喉衬1的材料采用钨渗铜材料，保证实验装置可以承受较长时间的高温燃气流冲刷作用。

本发明的工作原理为：将喷管组件和隔层烧蚀固定组件安装在燃烧室腔体3上，点火具放置在端燃药柱7表面，通过喷管喉衬1引出点火导线，通过法兰连接燃烧室腔体3和装药燃烧室。点火具工作后，推进剂开始燃烧加质，高温高压燃气流经隔板16、燃烧室腔体后，通过喷管喉衬1排出，同时燃烧室腔体3内高温高压燃气与隔层试件9直接接触，最终获得烧蚀炭化后的隔层试件9，为隔层的烧蚀机理研究和力学特性研究奠定基础。

Claims (10)

1.一种双脉冲固体火箭发动机隔层烧蚀炭化可控实验装置，其特征在于，包括三通式燃烧室腔体，端燃装药组件，喷管组件和隔层烧蚀固定组件；

所述喷管组件和隔层烧蚀固定组件分别与相对的两个通孔螺纹连接，所述端燃装药组件与另外一个通孔螺纹连接；

端燃装药组件中的药柱点燃后，燃气经过燃烧室腔体后，通过喷管组件排出，同时燃烧室腔体内的燃气与固定在隔层烧蚀固定组件上的隔层烧蚀试件直接接触。

2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，还包括挡药板，所述挡药板上设有多个通孔，设置在端燃装药组件和燃烧室腔体之间。

3.根据权利要求2所述的装置，其特征在于，所述端燃装药组件包括壳体和法兰；所述壳体整体呈圆柱形，且两端均设有凸缘，壳体一端的凸缘与法兰Ⅰ密封连接，壳体另一端的凸缘与整体呈圆筒型的法兰Ⅱ连接，法兰Ⅱ的圆筒部分设有外螺纹，通过外螺纹与燃烧室腔体螺纹连接。

4.根据权利要求3所述的装置，其特征在于，所述壳体与法兰Ⅰ连接处设有圆环形凹槽与法兰Ⅰ上的圆环形凸起配合安装，且法兰Ⅰ上的环形凸起外部与壳体凹槽之间设有密封圈；

所述壳体与法兰Ⅱ连接的一端设有圆环形凸起，法兰Ⅱ上与圆环形凸起相配合的位置设有圆环形凹槽，且法兰Ⅱ的圆环形凸起外与凹槽之间设有密封圈；

所述壳体的一端凸缘和法兰Ⅰ通过螺栓连接，所述壳体的另一端凸缘和法兰Ⅱ通过螺栓连接。

5.根据权利要求4所述的装置，其特征在于，所述燃烧室腔体与端燃装药组件相连接的通孔中设有用于放置挡药板环形凸台；

所述端燃装药组件腔体的内表面设有绝热层，相邻表面的绝热层之间搭接；

所述燃烧室腔体一侧设有测压孔，测压孔轴线与燃烧室腔体凸台内孔轴线相互垂直。

6.根据权利要求5所述的装置，其特征在于，所述隔层烧蚀固定组件包括隔层顶盖和隔层压螺；通过隔层压螺将隔层烧蚀试件固定于隔层顶盖上。

7.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，所述隔层顶盖为一端封闭一端开口式，隔层顶盖包括直径不同的两段，直径较小的一段靠近封闭端，直径较大的一段靠近开口端，直径不同的两段外周靠近顶部部位均设有外螺纹，直径较大段的外螺纹与燃烧室腔体螺纹连接；

所述隔层压螺主体呈环形，隔层压螺的横截面整体呈L型，隔层压螺L型的短边内设有环形凹槽，用于固定隔层烧蚀试件，所述隔层压螺L型的长边设有内螺纹与隔层顶盖直径较小段的螺纹连接。

8.根据权利要求7所述的装置，其特征在于，所述燃烧室腔体与喷管组件连接的通孔内设有环形凸起，所述喷管组件包括喷管壳体和喉衬，所述喷管壳体内部设有环形凸起，所述喉衬设置在喷管壳体的环形凸起和燃烧室腔体的环形凸起之间。

9.根据权利要求8所述的装置，其特征在于，所述燃烧室腔体的内表面与燃气接触的表面设有绝热层，相邻面的绝热层之间搭接。

10.根据权利要求9所述的装置，其特征在于，所述绝热层的材质为碳酚醛材料，所述隔层顶盖、隔层压螺、燃烧室腔体、喷管壳体、燃烧室壳体、燃烧室法兰均采用40Cr，所述喉衬的材料采用钨渗铜材料。

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