CN112555057B - 火箭发动机喷管喉衬的测试装置 - Google Patents

Abstract

本申请实施例提供了一种火箭发动机喷管喉衬的测试装置。该测试装置，包括：测试发动机单元和至少两个喷管单元；测试发动机单元具有燃烧室和至少两个输出端，每个输出端均具有一个燃气通道，燃气通道的两端分别与测试发动机单元的燃烧室和测试发动机单元的外部环境连通；每个喷管单元可拆卸连接于对应的燃气通道内；每个喷管单元用于对应承载不同类别的喉衬试件；燃烧室用于产生模拟火箭发动机的真实燃气环境，对至少两个输出端处的各喉衬试件进行测试。本申请实施例可以在同一次烧蚀试验中对不同类别的喉衬试件同时实施烧蚀，实现真正的同一试验环境，可极大地提高不同类别的喉衬试件的烧蚀性能对比考核的精度，并降低试验成本。

Description

火箭发动机喷管喉衬的测试装置

技术领域

本申请涉及固体火箭发动机测试技术领域，具体而言，本申请涉及一种火箭发动机喷管喉衬的测试装置。

背景技术

固体火箭发动机的喷管起着控制燃烧室压强、维持装药正常燃烧、以及使燃气膨胀加速进而产生推力的作用。在固体火箭发动机内部高温、高速、两相流（含凝相氧化铝粒子）燃气的冲刷和烧蚀作用下，喷管的喉径会增大，喷管内的喉衬将随之发生结构改变。喷管的喉径增大会影响发动机内弹道特性，进而引发如喉衬破碎、喉衬飞出或喉衬烧蚀过度等烧蚀异常的情况，可能造成固体火箭发动机无法正常工作的严重后果。例如，因喉衬烧蚀过度而发生的喉衬结构减薄，会导致喷管承载能力降低，喉衬结构减薄到一定界限值则可能导致喷管结构破坏。因此，在对固体火箭发动机的喷管内喉衬的设计及选型时，有必要对喉衬进行烧蚀试验，考核喉衬材料的抗烧蚀性能。

但是现有的喷管喉衬烧蚀试验方式，普遍存在以下缺陷：

1、试验环境与真实工作环境差别较大，试验获得的烧蚀性能参数准确性较低；

2、单次试验局限于对单个喉衬试件的烧蚀，针对不同类别（例如，不同种类、或不同批次等）的喉衬试件采用分次试验，难以再现高精度的同一试验环境，即通过分次试验获得的各喉衬试件在同一试验环境下的烧蚀性能参数精度较低；

3、单次试验局限于对单个喉衬试件的烧蚀，每次试验消耗的燃料和时间，只能获得一个喉衬试件的烧蚀性能参数，试验成本较高。

发明内容

本申请针对现有方式的缺点，提出一种火箭发动机喷管喉衬的测试装置，用以解决现有技术存在的上述至少一项技术问题。

第一个方面，本申请实施例提供了一种火箭发动机喷管喉衬的测试装置，包括：测试发动机单元和至少两个喷管单元；

测试发动机单元具有燃烧室和至少两个输出端，每个输出端均具有一个燃气通道，燃气通道的两端分别与测试发动机单元的燃烧室和测试发动机单元的外部环境连通；

每个喷管单元可拆卸连接于对应的燃气通道内；

每个喷管单元用于对应承载不同类别的喉衬试件；燃烧室用于产生模拟火箭发动机的真实燃气环境，对至少两个输出端处的各喉衬试件进行测试。

本申请实施例提供的技术方案带来的有益技术效果包括：火箭发动机喷管喉衬的测试装置采用具有燃烧室的测试发动机单元，以及连接于测试发动机单元的输出端的喷管单元结构，与真实的固体火箭发动机的结构更为接近，可模拟出更为真实的固体火箭发动机的工作环境，利于获取精度较高的喉衬试件的烧蚀性能参数。

测试发动机单元的两个或两个以上的多个输出端，与两个或两个以上的多个喷管单元，为喉衬试件提供了两个或两个以上的多个测试工位，并且每个喷管单元对应承载不同类别的喉衬试件，使得火箭发动机喷管喉衬的测试装置可以在同一次烧蚀试验中对不同类别的喉衬试件同时实施烧蚀，即使得各喉衬试件处于真正的“同一试验环境”，可极大地提高不同类别的喉衬试件在同一真实燃气环境下的烧蚀性能对比考核的精度。

另外，火箭发动机喷管喉衬的测试装置可以在同一次烧蚀试验中对不同类别的喉衬试件同时实施烧蚀，可以有效地降低燃料消耗和缩短试验时间，降低试验成本。

本申请附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，这些将从下面的描述中变得明显，或通过本申请的实践了解到。

附图说明

本申请上述的和/或附加的方面和优点从下面结合附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1为本申请实施例提供的一种火箭发动机喷管喉衬的测试装置的剖面结构示意图；

图2为本申请实施例提供的一种火箭发动机喷管喉衬的测试装置的右视图；

图3是本申请实施例提供的一种火箭发动机喷管喉衬的测试装置中，测试发动机单元的剖面结构示意图；

图4是本申请实施例提供的一种火箭发动机喷管喉衬的测试装置中，安装了喉衬试件的喷管单元的剖面结构示意图。

图中：

100-测试发动机单元；101-燃烧室；102-燃气通道；

110-燃烧室壳体；

120-导流结构；121-测量转接座；

130-隔热结构；140-固定支架；

200-喷管单元；210-喷管筒体；220-喷管扩散段；

300-喉衬试件；400-药柱；500-点火药包。

具体实施方式

下面详细描述本申请，本申请的实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的部件或具有相同或类似功能的部件。此外，如果已知技术的详细描述对于示出的本申请的特征是不必要的，则将其省略。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本申请，而不能解释为对本申请的限制。

本技术领域技术人员可以理解，除非另外定义，这里使用的所有术语（包括技术术语和科学术语），具有与本申请所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语，应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样被特定定义，否则不会用理想化或过于正式的含义来解释。

本技术领域技术人员可以理解，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可包括复数形式。应该进一步理解的是，本申请的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或组件，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组。应该理解，当我们称元件被“连接”或“耦接”到另一元件时，它可以直接连接或耦接到其他元件，或者也可以存在中间元件。此外，这里使用的“连接”或“耦接”可以包括无线连接或无线耦接。这里使用的措辞“和/或”包括一个或更多个相关联的列出项的全部或任一单元和全部组合。

首先对本申请涉及的几个名词进行介绍和解释：

平均质量烧蚀率：材料样品作为烧蚀装置喷管喉衬，经高温高压燃气冲刷和烧蚀后，其质量在工作时间ta内的平均损失速率。

平均线烧蚀率：材料样品作为烧蚀装置喷管喉衬，经高温高压燃气冲刷和烧蚀后，其喉部半径在工作时间ta内的平均增大速率。

本申请的发明人进行研究发现，在固体火箭发动机喷管喉衬设计及选型时，往往需要参考不同种喉衬材料在同一工作环境中表现出的烧蚀性能。而考核火箭发动机喷管喉衬材料的抗烧蚀性能，可以采用由电弧加热器实现的电弧加热试验，或由烧蚀试验发动机实现的烧蚀试验。

电弧加热器可利用大电流在电极间形成电弧，来加热气体进行喷管喉衬烧蚀试验，并通过人工加入粒子来模拟固体火箭发动机燃气中的凝相氧化铝粒子。可见，采用由电弧加热器实现的电弧加热试验特点在于：烧蚀状态参数容易调节，但燃气组分及含量、凝相粒子特性等与真实固体火箭发动机差别较大，试验环境与真实工作环境差别较大，试验结果的准确性较低。

而烧蚀试验发动机可采用的烧蚀试验装置（或缩比发动机），与真实的固体火箭发动机工作方式更为接近，可模拟出更为真实的固体火箭发动机的工作环境，获取精度较高的喉衬试件的烧蚀性能参数。

也正是因为需要烧蚀试验发动机与真实的固体火箭发动机工作方式更为接近，业内工程师在设计烧蚀试验发动机时只会像真实的固体火箭发动机那样只设计一个喷管，即只有一个喉衬试件的安装位。并且业内工程师普遍认为：同一试验环境，是指同一个试验设备在相同的设定参数状态下运行提供的试验环境。

因此，针对不同类别（例如，不同种类、或不同批次等）的喉衬试件，业内工程师只会采用分次试验的方式获取相应的烧蚀性能参数，即将烧蚀试验发动机逐次启动运行，对各喉衬试件逐个试验。

但是，即使是相同的测试装置，也无法保证每次测试时的参数一模一样。各次试验之间的误差（例如：发动机每次启动的误差、测试装置中压力、压强、温度等等多种参数误差）不可避免，因此分次试验很难保证各喉衬试件处于真正的“同一试验环境”，难以提高不同类别的喉衬试件在同一真实燃气环境下的烧蚀性能对比考核的精度。并且，每次试验消耗的燃料和时间，只能获得一个喉衬试件的烧蚀性能参数，试验成本较高。

本申请提供的火箭发动机喷管喉衬的测试装置，旨在解决现有技术的如上技术问题。

下面以具体地实施例对本申请的技术方案以及本申请的技术方案如何解决上述技术问题进行详细说明。

本申请实施例提供了一种火箭发动机喷管喉衬的测试装置，该测试装置的结构示意图如图1和图2所示，包括但不限于：测试发动机单元100和至少两个喷管单元200。

测试发动机单元100具有燃烧室101和至少两个输出端，每个输出端均具有一个燃气通道102，燃气通道102的两端分别与测试发动机单元100的燃烧室101和测试发动机单元100的外部环境连通。

每个喷管单元200可拆卸连接于对应的燃气通道102内。

每个喷管单元200用于对应承载不同类别的喉衬试件300。燃烧室101用于产生模拟火箭发动机的真实燃气环境，对至少两个输出端处的各喉衬试件300进行测试。

在本实施例中，火箭发动机喷管喉衬的测试装置采用具有燃烧室101的测试发动机单元100，以及连接于测试发动机单元100的输出端的喷管单元200结构，与真实的固体火箭发动机的结构更为接近，可模拟出更为真实的固体火箭发动机的工作环境，利于获取精度较高的喉衬试件300的烧蚀性能参数。

测试发动机单元100的两个或两个以上的多个输出端，与两个或两个以上的多个喷管单元200，为喉衬试件300提供了两个或两个以上的多个测试工位，并且每个喷管单元200对应承载不同类别的喉衬试件300，使得火箭发动机喷管喉衬的测试装置可以在同一次烧蚀试验中对不同类别的喉衬试件300同时实施烧蚀，即使得各喉衬试件300处于真正的“同一试验环境”，可极大地提高不同类别的喉衬试件300在同一真实燃气环境下的烧蚀性能对比考核的精度。

另外，火箭发动机喷管喉衬的测试装置可以在同一次烧蚀试验中对不同类别的喉衬试件300同时实施烧蚀，可以有效地降低燃料消耗和缩短试验时间，降低试验成本。

本申请的发明人考虑到，在烧蚀试验中，根据各喉衬试件300所处位置（即各喷管单元200所处位置）的不同，各喉衬试件300可能存在一定的环境差异，而各喷管单元200所处位置是由燃气通道102的布局方式所决定的。为此，本申请的实施例为燃气通道102的布局方式提供以下可能的实施方式：

在一些可能的实施方式中，如图1所示，每两个输出端成对设置于测试发动机单元100的相对侧。

在本实施例中，测试发动机单元100的各输出端采用成对设置于测试发动机单元100的相对侧的布局方式，有利于形成均匀布局，进而减小各喉衬试件300可能存在的环境差异，提高不同类别的喉衬试件300在同一真实燃气环境下的烧蚀性能对比考核的精度。

在一些可能的实施方式中，如图1所示，至少两个输出端与测试发动机单元100的中心之间的距离相等。

在本实施例中，测试发动机单元100的各输出端采用与测试发动机单元100的中心之间的距离相等的布局方式，有利于使测试发动机单元100的各输出端位于以发动机单元100的中心点为圆心的圆周或球面上，进而利于减小各喉衬试件300可能存在的环境差异，提高不同类别的喉衬试件300在同一真实燃气环境下的烧蚀性能对比考核的精度。

在一些可能的实施方式中，如图1所示，每两个相邻输出端与测试发动机单元100的中心的连线所形成的夹角相等。

在本实施例中，测试发动机单元100的各输出端采用相邻输出端与测试发动机单元100的中心的连线所形成的夹角相等的布局方式，有利于形成均匀布局，进而减小各喉衬试件300可能存在的环境差异，提高不同类别的喉衬试件300在同一真实燃气环境下的烧蚀性能对比考核的精度。

在一些可能的实施方式中，至少两个输出端与测试发动机单元100的中心之间的距离相等，并且每两个相邻输出端与测试发动机单元100的中心的连线所形成的夹角相等。

在本实施例中，测试发动机单元100的各输出端可以在以发动机单元100的中心点为圆心的圆周或球面上均匀分布，可利于减小各喉衬试件300可能存在的环境差异，提高不同类别的喉衬试件300在同一真实燃气环境下的烧蚀性能对比考核的精度。

本申请实施例提供的火箭发动机喷管喉衬的测试装置中，如图4所示，喷管单元200包括但不限于：喷管筒体210和喷管扩散段220。

喷管筒体210的外壁与燃气通道102的内壁连接。

喷管筒体210的内壁与喷管扩散段220的外壁连接。

喷管扩散段220的内壁用于喉衬试件300可拆卸连接。

在本实施例中，喷管筒体210可作为整个喷管单元200的支撑性结构件，用于与燃气通道102的内壁配合连接。

喷管扩散段220可以模拟真实固体火箭发动机的喷管内的扰流结构，为喉衬试件300提供与真实固体火箭发动机工作环境更为接近的试验环境，利于获取精度较高的喉衬试件300的烧蚀性能参数。

在一些可能的实施方式中，喷管筒体210的外壁与燃气通道102的内壁可拆卸连接。这样，可以提高喉衬试件300与喷管单元200之间的安装便利性。

例如，在烧蚀试验的准备环节，可以先将喉衬试件300安装于喷管单元200中喷管扩散段220的内壁，再将安装有喉衬试件300的喷管单元200安装于燃气通道102的内壁处；在烧蚀试验结束后，可以先将喷管筒体210从燃气通道102的内壁处拆出，使得喉衬试件300可以更容易地从喷管单元200中喷管扩散段220的内壁处拆出。

在一些可能的实施方式中，喷管筒体210的内壁与喷管扩散段220的外壁可拆卸连接。这样，可以提高喷管扩散段220与喷管单元200之间的安装便利性，进而可以通过更换不同尺寸的喷管扩散段220来适应喉衬试件300的尺寸要求，或可以通过更换不同扰流类型的喷管扩散段220来适应试验气流参数的要求，或利于喷管扩散段220的更换维护。

本申请实施例提供的火箭发动机喷管喉衬的测试装置中，如图3所示，测试发动机单元100包括但不限于：燃烧室壳体110和至少两个导流结构120。

燃烧室壳体110具有至少两个开口。

导流结构120为两端口径不相等的环形结构，导流结构120的第一端与燃烧室壳体110的对应开口处连接，导流结构120的第二端形成燃气通道102，第一端的口径大于第二端的口径。

燃烧室壳体110与各导流结构120围合形成燃烧室101。

在本实施例中，测试发动机单元100包括的燃烧室壳体110与两个或两个以上的多个导流结构130围合形成燃烧室101，结构比较简单、易于制造和装配。该燃烧室101中的一部分可以用于容纳燃料，在燃料被点燃后可以产生模拟火箭发动机的真实燃气环境。

每一导流结构130的第二端形成的燃气通道102为各喷管单元200提供了安装工位，以及为喉衬试件300提供了测试工位。每一导流结构130两端口径不相等的环形结构，可以将燃烧室101产生的模拟火箭发动机的真实燃气，以模拟火箭发动机的真实气流的方式引导至各喷管单元200处，进而为喉衬试件300模拟出更为真实的固体火箭发动机的工作环境，利于获取精度较高的喉衬试件300的烧蚀性能参数。

可选地，燃烧室壳体110可采用两端为开口的筒状结构。

可选地，燃料可以采用真实的固体火箭发动机的药柱400。

在一些可能的实施方式中，为了使测试发动机单元100更加易于制造、装配或维护，本实施例提供的导流结构120的第一端与燃烧室壳体110的对应开口处可拆卸连接。

本申请的发明人考虑到，在烧蚀试验中，测试发动机单元100内会产生大量的热。为此，本申请的实施例提供的测试发动机单元100还包括：隔热结构130。如图3所示，隔热结构130包括以下至少一项特征：

可选地，隔热结构130设置于燃烧室壳体110的内壁。这样隔热结构130可以减少测试发动机单元100内产生的热从燃烧室壳体110处逃逸或散失，也能降低燃烧室壳体110过热而发生例如变形等结构损坏。

可选地，隔热结构130设置于导流结构120的内壁。这样隔热结构130可以减少测试发动机单元100内产生的热从导流结构120处逃逸或散失，也能降低导流结构120过热而发生例如变形等结构损坏。

可以理解的是，本申请的实施例为隔热结构130提供的上述各种布设方式，可以单独择一实施，也可以根据需要以任意组合的形式实施。

本申请的发明人考虑到，在烧蚀试验中，测试发动机单元100的燃烧室101内环境参数是测试。为此，本申请的实施例提供的导流结构还包括：测量转接座。如图2和图3所示。

至少一个导流结构120的外壁设置测量转接座121，测量转接座121用于安装压力传感器。

压力传感器用于监测燃烧室的工作压强。

在本实施例中，测量转接座121为压力传感器提供了安装工位，测量转接座121设置于导流结构120的外壁，可以使压力传感器更靠近喉衬试件300，有利于监测获得的燃烧室101的工作参数更接近喉衬试件300所处环境的压强参数，提高监测精确度。

可选地，压力传感器可以与上位机通信连接，可以将监测获得的燃烧室101的工作压强发送给上位机，由上位机存储或进行运算分析等。燃烧室101的其他至少部分燃气参数，可以根据所选燃料（推进剂）的类型，通过热力学计算出来。

可选地，测量转接座133还可以用于安装其他传感器代替，例如：用于测量燃烧室101内温度的温度传感器、或用于测量燃烧室101内燃气流速的流速传感器等等。这些传感器可以择一使用，也可以采用任一组合配合使用。

下面针对前文记载的各种可实施的火箭发动机喷管喉衬的测试装置，进一步举例。

一种火箭发动机喷管喉衬的测试装置的总装方法，包括以下步骤：

将燃烧室壳体110的内壁和导流结构120的内壁分别粘接对应的隔热结构130。

将固定支架140焊接在燃烧室壳体110外壁中部，固定支架140可用于支撑整个测试装置。

将点火药包500粘接至药柱400的一端，再将药柱400的周壁涂抹粘接剂后，放入燃烧室壳体110的内部并与燃烧室壳体110内的隔热结构130粘接，将点火药包500的点火引线从燃烧室壳体110引出。

将各导流结构120通过螺钉或螺栓安装于燃烧室壳体110的对应输出端端，将点火引线从任一导流结构120上的燃气通道102引出。

测量并记录各个喉衬试件300的重量mh和喉径dt，将待考核的喉衬试件300、喷管扩散段220和喷管筒体210组装成喷管单元200后，安装在对应导流结构120的燃气通道102上，将点火引线从任一喷管单元200引出，完成火箭发动机喷管喉衬的测试装置的总装。

一种基于火箭发动机喷管喉衬的测试装置的喉衬试件300性能测试方法，包括以下步骤：

将总装好的火箭发动机喷管喉衬的测试装置的固定在试验台上，在测量转接座121上安装压力传感器。

将点火引线与试验台点火系统连接，进入正式点火程序。

点火启动烧蚀实验后，观察试验过程是否正常，测试获得“压强—时间”数据。

完成烧蚀实验后，观察各个喷管单元200的烧蚀情况，将喷管单元200内的喉衬试件300取出，测量并记录喉衬试件300的重量

和喉径

；对“压强—时间”数据进行处理，获得：工作时间t_a（起点：初始上升段0.3MPa时刻，终点：下降段0.3MPa时刻），平均压强

（工作时间内的平均压强）；获得压强

、采用与药柱400相同推进剂配方下，各个燃气通道102上喷管喉衬材料的平均质量烧蚀率为：

、平均线烧蚀率为：

。

应用本申请实施例，至少能够实现如下有益效果：

1、火箭发动机喷管喉衬的测试装置采用具有燃烧室101的测试发动机单元100，以及连接于测试发动机单元100的输出端的喷管单元200结构，与真实的固体火箭发动机的结构更为接近，可模拟出更为真实的固体火箭发动机的工作环境，利于获取精度较高的喉衬试件300的烧蚀性能参数。

2、测试发动机单元100的两个或两个以上的多个输出端，与两个或两个以上的多个喷管单元200，为喉衬试件300提供了两个或两个以上的多个测试工位，并且每个喷管单元200对应承载不同类别的喉衬试件300，使得火箭发动机喷管喉衬的测试装置可以在同一次烧蚀试验中对不同类别的喉衬试件300同时实施烧蚀，即使得各喉衬试件300处于真正的“同一试验环境”，可极大地提高不同类别的喉衬试件300在同一真实燃气环境下的烧蚀性能对比考核的精度。

3、火箭发动机喷管喉衬的测试装置可以在同一次烧蚀试验中对不同类别的喉衬试件300同时实施烧蚀，可以有效地降低燃料消耗和缩短试验时间，降低试验成本。

4、测试发动机单元100的各输出端采用成对设置于测试发动机单元100的相对侧的布局方式，有利于形成均匀布局，进而减小各喉衬试件300可能存在的环境差异，提高不同类别的喉衬试件300在同一真实燃气环境下的烧蚀性能对比考核的精度。

5、测试发动机单元100的各输出端采用与测试发动机单元100的中心之间的距离相等的布局方式，有利于使测试发动机单元100的各输出端位于以发动机单元100的中心点为圆心的圆周或球面上，进而利于减小各喉衬试件300可能存在的环境差异，提高不同类别的喉衬试件300在同一真实燃气环境下的烧蚀性能对比考核的精度。

6、测试发动机单元100的各输出端采用相邻输出端与测试发动机单元100的中心的连线所形成的夹角相等的布局方式，有利于形成均匀布局，进而减小各喉衬试件300可能存在的环境差异，提高不同类别的喉衬试件300在同一真实燃气环境下的烧蚀性能对比考核的精度。

本技术领域技术人员可以理解，本申请中已经讨论过的各种操作、方法、流程中的步骤、措施、方案可以被交替、更改、组合或删除。进一步地，具有本申请中已经讨论过的各种操作、方法、流程中的其他步骤、措施、方案也可以被交替、更改、重排、分解、组合或删除。进一步地，现有技术中的具有与本申请中公开的各种操作、方法、流程中的步骤、措施、方案也可以被交替、更改、重排、分解、组合或删除。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本申请的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

在本申请的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

在本说明书的描述中，具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

应该理解的是，虽然附图的流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤并不是必然按照箭头指示的顺序依次执行。除非本文中有明确的说明，这些步骤的执行并没有严格的顺序限制，其可以以其他的顺序执行。而且，附图的流程图中的至少一部分步骤可以包括多个子步骤或者多个阶段，这些子步骤或者阶段并不必然是在同一时刻执行完成，而是可以在不同的时刻执行，其执行顺序也不必然是依次进行，而是可以与其他步骤或者其他步骤的子步骤或者阶段的至少一部分轮流或者交替地执行。

以上所述仅是本申请的部分实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本申请的保护范围。

Claims (9)

1.一种火箭发动机喷管喉衬的测试装置，其特征在于，包括：测试发动机单元和至少两个喷管单元；

所述测试发动机单元具有燃烧室和至少两个输出端，每两个所述输出端成对设置于所述测试发动机单元的相对侧；每个输出端均具有一个燃气通道，所述燃气通道的两端分别与所述测试发动机单元的燃烧室和所述测试发动机单元的外部环境连通；

每个所述喷管单元可拆卸连接于对应的所述燃气通道内；

每个所述喷管单元用于对应承载不同类别的喉衬试件；所述燃烧室用于产生模拟火箭发动机的真实燃气环境，对至少两个输出端处的各所述喉衬试件进行测试。

2.根据权利要求1所述的测试装置，其特征在于，至少两个所述输出端与所述测试发动机单元的中心之间的距离相等。

3.根据权利要求1所述的测试装置，其特征在于，每两个相邻所述输出端与所述测试发动机单元的中心的连线所形成的夹角相等。

4.根据权利要求1-3中任一项所述的测试装置，其特征在于，所述喷管单元包括：喷管筒体和喷管扩散段；

所述喷管筒体的外壁与所述燃气通道的内壁连接；

所述喷管筒体的内壁与所述喷管扩散段的外壁连接；

所述喷管扩散段的内壁用于所述喉衬试件可拆卸连接。

5.根据权利要求4所述的测试装置，其特征在于，所述喷管筒体的外壁与所述燃气通道的内壁可拆卸连接；

和/或，所述喷管筒体的内壁与所述喷管扩散段的外壁可拆卸连接。

6.根据权利要求4所述的测试装置，其特征在于，所述测试发动机单元包括：燃烧室壳体和至少两个导流结构；

所述燃烧室壳体具有至少两个开口；

所述导流结构为两端口径不相等的环形结构，所述导流结构的第一端与所述燃烧室壳体的对应开口处连接，所述导流结构的第二端形成所述燃气通道，所述第一端的口径大于所述第二端的口径；

所述燃烧室壳体与各所述导流结构围合形成所述燃烧室。

7.根据权利要求6所述的测试装置，其特征在于，所述导流结构还包括：测量转接座；

至少一个所述导流结构的外壁设置所述测量转接座，所述测量转接座用于安装压力传感器；

所述压力传感器用于监测所述燃烧室的工作压强。

8.根据权利要求6或7所述的测试装置，其特征在于，

所述导流结构的第一端与所述燃烧室壳体的对应开口处可拆卸连接。

9.根据权利要求6或7所述的测试装置，其特征在于，所述测试发动机单元还包括：隔热结构；所述隔热结构包括以下至少一项特征：

所述隔热结构设置于所述燃烧室壳体的内壁；

所述隔热结构设置于所述导流结构的内壁。

Images