CN113847168B - 固体火箭发动机喷管内化学非平衡参数测量实验装置 - Google Patents

固体火箭发动机喷管内化学非平衡参数测量实验装置 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种固体火箭发动机喷管内化学非平衡参数测量实验装置，包括：一燃烧室，其内置有推进剂，推进剂为双组元推进剂，其中AP的含量在70％以上；一实验段，其一端通过收敛段与燃烧室连通，实验段的两侧均开设有观察窗口，两个观察窗口处均密封安装有石英玻璃；一TDLAS测量系统，其包括有：一激光器，其设有一光纤探头，光纤探头安装在一个观察窗口的外侧面；一探测器，设置在另一个观察窗口外侧，且与光纤探头同轴；一计算机，与探测器数据连接，用于采集激光器所产生的激光经测试区域之后的激光强度，获得相应的双谱线吸收光谱。解决了现有技术中缺乏构建喷管内化学非平衡流动数值模型实验数据的实验装置的问题。

Description

固体火箭发动机喷管内化学非平衡参数测量实验装置
技术领域
本发明属于固体火箭发动机技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机喷管内化学非平衡参数测量实验装置。
背景技术
固体火箭发动机喷管内的燃气流动是一个非常复杂的物理化学过程，其燃气组分在高温下能离解生成更加复杂的成分，同时，各组分之间也存在相互反应，使得燃气组分更加复杂，燃气组分的变化会导致气体常数、比热比、密度等相关参数发生变化，进而影响流体的流动状态。发动机的推力反映在流场的温度、压力及速度等物理参数上，流场的平衡假设不能真实的反映喷管内的物理过程，所以准确掌握固体火箭发动机喷管内的化学非平衡流动情况，对于提高固体火箭发动机设计水平具有重要意义。
目前，国内外针对固体火箭发动机喷管内化学非平衡流动过程的研究工作主要集中于数值计算方面。例如，计算准一维化学、振动、热力学非平衡喷管流场；计算推进剂元素为氢、氧和碳、氢、氧、氮的喷管一维化学非平衡流，得到喷管流场的速度、温度、密度、压力及各组分的质量百分比等参数；分析高超声速喷管流场中非平衡引起的尺度效应；计算高温高压一维喷管化学和热力学非平衡流场，分析了高驻室压力对喷管非平衡流动的影响等等。综上所述，国内外就固体火箭发动机喷管内化学非平衡流动问题在数值求解方面已开展了大量的研究工作，且取得了许多有价值的结果。然而，就该问题在实验技术方面的研究工作国内外鲜有提及，目前所建立的化学非平衡流动数值模型缺乏充足的数据支撑，遂有必要开展实验研究以为建立合理准确的固体火箭发动机喷管内化学非平衡流动数值模型提供数据支撑。
发明内容
本发明的目的是提供一种固体火箭发动机喷管内化学非平衡参数测量实验装置，以解决现有技术中缺乏构建喷管内化学非平衡流动数值模型实验数据的实验装置的问题。
本发明采用以下技术方案：固体火箭发动机喷管内化学非平衡参数测量实验装置，包括：
一燃烧室，其内置有推进剂，推进剂为双组元推进剂，其中AP的含量在70％以上；
一实验段，其一端通过收敛段与燃烧室连通，实验段的两侧均开设有观察窗口，两个观察窗口处均密封安装有石英玻璃；位于每个观察窗口所在面的两侧均设置有楔形支撑板，支撑板固定于实验段上；同一观察窗口处：两个支撑板的外侧放置有一用于密封观察窗口的石英玻璃，支撑板与石英玻璃接触的表面之间设置有减震硅胶片；
一TDLAS测量系统，其包括有：
一激光器，其设有一光纤探头，光纤探头安装在一个观察窗口的外侧面；
一探测器，设置在另一个观察窗口外侧，且与光纤探头同轴；
一计算机，与探测器数据连接，用于采集激光器所产生的激光经测试区域之后的激光强度，获得相应的双谱线吸收光谱。
进一步的，每个石英玻璃的外侧设置有盖板，盖板可拆卸安装在实验段上，盖板的中心具有一用于暴露观察窗口的开口。
进一步的，盖板上、与石英玻璃接触的表面环绕设置一圈密封槽I，实验段上、与盖板相邻的表面环绕设置一圈密封槽II，盖板和实验段之间、位于密封槽II处铺设有密封硅胶片。
进一步的，推进剂由质量分数为80％的AP和质量分数为20％的HTPB组成。
本发明采用的第二种技术方案是，一种固体火箭发动机喷管内化学非平衡参数测量实验装置的实验方法，包括以下内容：
将燃烧室固定于试车台架；
实验段竖立放置，TDLAS测量系统从实验段的两侧进行测量；
在实验段与盖板接触的面上布置有密封槽II，盖板与石英玻璃的接触面上同样布置有密封槽I，在密封槽II和密封槽I内放置密封圈；在实验段的支撑板上铺设减震硅胶片；
推进剂与点火药包装于燃烧室的前端，点火药包应悬挂于推进剂药面中心；
点火药包经24V点火电源激励后将推进剂引燃；
点火后推进剂产生的洁净燃气经由实验段排出；
TDLAS测量系统透过石英玻璃对实验段的流场参数进行实时测量，获得实验数据，整个模拟发动机工作过程结束。
本发明的有益效果是：本发明的一种固体火箭发动机喷管内化学非平衡参数测量实验装置，采用TDLAS技术对喷管内的组分浓度及其余参数进行测量，TDLAS技术能够实现对燃气温度、组分浓度、速度等参数的同时测量，并且具有高灵敏度、高分辨率、快时间响应、高可靠性、非接触式和远程控制等优点；采用新组分的推进剂可以产生洁净燃气以提供良好的测试环境，通过对固体火箭发动机喷管内的化学非平衡流动参数进行测量，以为建立合理准确的喷管内化学非平衡流动数值模型提供实验数据。这对于准确掌握固体火箭发动机喷管内的化学非平衡流动情况，提高固体火箭发动机的设计水平具有重要意义。
附图说明
图1为本发明固体火箭发动机喷管内化学非平衡参数测量实验装置的结构示意图；
图2为本发明实验段结构示意图；
图3为本发明盖板结构示意图；
图4为实验段、石英玻璃及盖板的装配结构示意图；
图5为本发明固体火箭发动机喷管内化学非平衡参数测量实验装置中TDLAS测量系统的安装示意图；
图6为实施例中测点组分场分布图；
图7为实施例中测点温度场分布图。
其中，1.前封头，2.燃烧室，3.推进剂，4.点火药包，5.挡药板，6.收敛段，7.石墨喷管，8.石墨喷管压盖，9.实验段，10.石英玻璃，11.盖板，12.支撑板，14.减震硅胶片，15.密封槽I，16.密封槽II，17.密封硅胶片，18.激光器，19.光纤探头，20.探测器，21.计算机。
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。
本发明提供了一种固体火箭发动机喷管内化学非平衡参数测量实验装置，如图1所示，包括燃烧室2、收敛段6和实验段9。在燃烧室2内设有前封头1、推进剂3、点火药包4和挡药板5，收敛段6内出口设有石墨喷管7和石墨喷管压盖8，在实验段9上设有石英玻璃10、盖板11、减震硅胶片14、密封槽I15、密封槽II16，密封硅胶片17以及TDLAS测试系统。
其中，燃烧室2内置有推进剂3，所述推进剂3为双组元推进剂，其中AP的含量在70％以上。实验段9的一端通过收敛段6与所述燃烧室2连通，实验段9的两侧均开设有观察窗口，两个所述观察窗口处均密封安装有石英玻璃10。为了实现对固体火箭发动机喷管内化学非平衡流动参数的测量，同时考虑到TDLAS对于可测压强的依赖性(<5atm)，喷管扩张段设计为二元结构，通过开窗的形式以提供测试窗口。旨在为建立合理准确的喷管内化学非平衡流动数值模型提供实验数据。
TDLAS测量系统包括有：激光器18、探测器20、计算机21。其中，激光器18设有一光纤探头19，所述光纤探头19安装在一个所述观察窗口的外侧面。探测器20设置在另一个所述观察窗口外侧，且与所述光纤探头同轴。计算机21与所述探测器20数据连接，用于采集激光器18所产生的激光经测试区域之后的激光强度，获得相应的双谱线吸收光谱。
其中，定义积分吸收率A为：
A＝∫αvdv＝PXabsS(T)L (1)，
式中，P为测点压强，Xabs为吸收组分摩尔浓度，S(T)为谱线强度，L为激光光程。
双线积分吸收率比值可简化为谱线强度比值，为温度的单值函数：
Figure BDA0003284090630000051
则气体的温度为：
Figure BDA0003284090630000061
式中，h为Planck常数，c为真空中光速，k为Boltzmann常数，T0为参考温度，通常取为296K。
一旦温度确定，便可由式(1)计算得到该温度下的谱线强度，从而根据积分吸收率计算吸收组分摩尔浓度：
Figure BDA0003284090630000062
在一些实施例中，如图2所示，位于每个所述观察窗口所在面的两侧均设置有楔形支撑板12，所述支撑板12固定于所述实验段9上。支撑板12与实验段9为一体或分体设置。
如图3所示，同一观察窗口处：两个所述支撑板12的外侧放置有一用于密封所述观察窗口的石英玻璃10。如图4所示，为了解决发动机工作过程中石英玻璃受到震动之后的强度问题，所述支撑板12与所述石英玻璃10接触的表面之间设置有减震硅胶片14。
在一些实施例中，如图4所示，每个所述石英玻璃10的外侧设置有盖板11，所述盖板11可拆卸安装在所述实验段9上，所述盖板11的中心具有一用于暴露所述观察窗口的开口。
在一些实施例中，如图4所示，为了解决石英玻璃处的密封问题，所述盖板11上、与所述石英玻璃10接触的表面环绕设置一圈密封槽I15，所述实验段9上、与所述盖板11相邻的表面环绕设置一圈密封槽II16。两个密封槽内放置密封圈。
所述盖板11和所述实验段9之间、位于所述密封槽II16处铺设有密封硅胶片17。由于减震硅胶片14的存在，在盖板11与实验段9的相邻面之间需要铺设相同厚度的密封硅胶片17，该密封硅胶片17与密封槽II16共同作用起到密封作用。
在一些实施例中，推进剂3由质量分数为80％的AP和质量分数为20％的HTPB组成。对于喷管内化学非平衡流动的化学反应机理研究而言，对于推进剂性能的要求较低，推进剂可以采用不加金属燃料的推进剂，同时通过改变配方配比以消除推进剂中的碳粉，进而获得洁净的燃气成分以对其组分浓度进行测量。通过CEA热力计算软件针对AP/HTPB的配比进行计算，当AP的质量分数超过70％时，燃气成分中的碳粉已经消除，故AP的质量分数建议超过70％。
本发明还提供了一种固体火箭发动机喷管内化学非平衡参数测量实验装置的实验方法，包括以下内容：
将燃烧室2固定于试车台架；实验段9竖立放置，所述TDLAS测量系统从实验段9的两侧进行测量；推进剂3与点火药包4装于燃烧室2的前端，点火药包4应悬挂于推进剂3药面中心；点火药包4经24V点火电源激励后将推进剂3引燃；点火后推进剂3产生的洁净燃气经由实验段9排出；TDLAS测量系统透过石英玻璃10对实验段9的流场参数进行实时测量，获得实验数据，整个模拟发动机工作过程结束。
工作过程中，将燃烧室2固定于试车台架；实验研究中为了便于TDLAS测量系统对于喷管内参数的测量，实验段9应竖立放置，从两侧进行测量；实验研究过程中处理实验段9、石英玻璃10及盖板11之间的密封问题及石英玻璃的减震问题难度较大，为了解决该密封问题，实验段9与盖板11接触的面上布置有密封槽II16，盖板11与石英玻璃10的接触面上同样布置有密封槽I15，同时，为了解决发动机工作过程中石英玻璃受到震动之后的强度问题，在实验段9的支撑板12上铺设减震硅胶片14进行减震，由于减震硅胶片14的存在，在盖板11与实验段9的相邻面之间需要铺设相同厚度的密封硅胶片17，该密封硅胶片17与密封槽II16共同作用起到密封作用。推进剂3与点火药包4装于燃烧室2的前端，注意点火药包4应悬挂于推进剂3药面中心；点火药包4经24V点火电源激励后将推进剂3引燃；点火后推进剂3产生的洁净燃气经由实验段9排出；TDLAS测量系统透过石英玻璃10对实验段9的流场参数进行实时测量，获得实验数据，整个模拟发动机工作过程结束。
实验中，前封头1、燃烧室2、收敛段6、石墨喷管压盖8、实验段9、盖板11之间均采用端面密封并使用螺栓连接。通过本发明的固体火箭发动机喷管内化学非平衡参数测量实验装置，最终可以实现对于固体火箭发动机喷管内化学非平衡流动参数的实时测量。
实施例：
实验中在实验段9的支撑板12上铺设1mm厚的减震硅胶片14对石英玻璃10进行减震，将厚度为5mm的石英玻璃放置在其上边，在实验段9与盖板11接触的面上采用线径2mm的O型圈硅橡胶进行密封，在盖板11与实验段9的相邻面之间铺设1mm厚的密封硅胶片17，其与线径2mm的O型圈共同对实验段9与盖板11之间进行密封。同时，盖板11与石英玻璃10之间采用线径3.55mm的O型圈硅橡胶进行密封。实验段9、石英玻璃10及盖板11之间按图4组装好，发动机总体按图1组装好，TDLAS测试系统按图5布置好。实验中前封头1、燃烧室2、挡药板5、收敛段6、石墨喷管压盖8和实验段9材质均为30CrMnSiA，盖板11材质为45#钢。推进剂3和石墨喷管7喉径由实验工况核定。在进行实验发动机组装时，注意测试位置的方向，使得实验段的玻璃窗口垂直于地面，同时燃烧室上的点火器座朝上，测压孔为水平位置。发动机安装完毕后，连接点火线与测压传感器，一切检测无误后倒计时点火试车。试车结束后，待发动机冷却至室温小心拆卸发动机并作相关清洗工作。
基于TDLAS测试系统所获得的实验数据，经后处理，如图6和图7所示，分别得到了流场的组分场分布图及温度场分布图。由图6得到测点H2O的时均摩尔浓度为19.9％，经理论计算，该测点平衡态H2O的摩尔浓度为16.2％，冻结态H2O的摩尔浓度为22.7％，测试结果介于两者之间；同时，由图7得到测点的时均温度为1080.5K，经理论计算，该测点平衡态的温度为1093.2K，冻结态的温度为1026.9K，测试结果同样介于两者之间。通过测试结果论证了固体火箭发动机喷管内化学非平衡流动状态的存在性以及本发明的可行性，所获得的测试数据为建立合理准确的喷管内化学非平衡流动数值模型提供了数据支撑。
目前常规的复合推进剂在喷管内会产生大量的凝相颗粒(AL2O3、C(gr)，对于采用TDLAS方法对喷管内参数进行测量带来了极大困难，这也是目前喷管内化学非平衡流动问题研究在实验测量方面匮乏的原因所在。本发明通过对固体火箭发动机一次燃烧产物的分析，喷管内的化学非平衡流动过程是CO/H2/HCL体系化学反应的过程，其与双组元推进剂(AP/HTPB)的一次燃烧产物接近，喷管内相应的化学反应机理相似，基于此，创新性的提出了采用双组元推进剂来间接性的对固体火箭发动机喷管内的化学非平衡流动过程展开实验研究。但是双组元推进剂燃烧同样会产生一定量的碳粉，对于TDLAS技术在固体火箭发动机喷管中的应用存在较大的技术壁垒。为了解决该问题，通过理论分析，当AP的含量在70％以上时，推进剂燃烧产物中的碳粉即可消除。为了除碳的可靠性，实验研究过程中采用的推进剂中AP的含量为80％，基于该推进剂，创新性的解决了TDLAS技术在固体火箭发动机喷管中应用的技术难题，且获得了较好的实验数据。
为了实现对固体火箭发动机喷管内化学非平衡流动参数的测量，同时考虑到TDLAS技术对于可测压强的依赖性(<5atm)，本发明创新性设计了如图2所示的实验段结构，选取了喷管扩张段的后半部分作为实验段，测试区域的工作压强小于3atm。在发动机工作过程中，处理实验段(9)、石英玻璃(10)及盖板(11)之间的密封问题及石英玻璃的减震问题难度较大，本发明创新性的提出了相应的密封及减震措施，保障了实验研究的顺利进行。

Claims (5)

1.固体火箭发动机喷管内化学非平衡参数测量实验装置，其特征在于，包括：
一燃烧室(2)，其内置有推进剂(3)，所述推进剂(3)为双组元推进剂，其中AP的含量在70％以上；
一实验段(9)，其一端通过收敛段(6)与所述燃烧室(2)连通，所述实验段(9)的两侧均开设有观察窗口，两个所述观察窗口处均密封安装有石英玻璃(10)；位于每个所述观察窗口所在面的两侧均设置有楔形支撑板(12)，所述支撑板(12)固定于所述实验段(9)上；同一观察窗口处：两个所述支撑板(12)的外侧放置有一用于密封所述观察窗口的石英玻璃(10)，所述支撑板(12)与所述石英玻璃(10)接触的表面之间设置有减震硅胶片(14)；
一TDLAS测量系统，其包括有：
一激光器(18)，其设有一光纤探头(19)，所述光纤探头(19)安装在一个所述观察窗口的外侧面；
一探测器(20)，设置在另一个所述观察窗口外侧，且与所述光纤探头同轴；
一计算机(21)，与所述探测器(20)数据连接，用于采集激光器(18)所产生的激光经测试区域之后的激光强度，获得相应的双谱线吸收光谱。
2.如权利要求1所述的固体火箭发动机喷管内化学非平衡参数测量实验装置，其特征在于，每个所述石英玻璃(10)的外侧设置有盖板(11)，所述盖板(11)可拆卸安装在所述实验段(9)上，所述盖板(11)的中心具有一用于暴露所述观察窗口的开口。
3.如权利要求2所述的固体火箭发动机喷管内化学非平衡参数测量实验装置，其特征在于，所述盖板(11)上、与所述石英玻璃(10)接触的表面环绕设置一圈密封槽I(15)，所述实验段(9)上、与所述盖板(11)相邻的表面环绕设置一圈密封槽II(16)，所述盖板(11)和所述实验段(9)之间、位于所述密封槽II(16)处铺设有密封硅胶片(17)。
4.如权利要求1或2所述的固体火箭发动机喷管内化学非平衡参数测量实验装置，其特征在于，所述推进剂(3)由质量分数为80％的AP和质量分数为20％的HTPB组成。
5.一种固体火箭发动机喷管内化学非平衡参数测量实验装置的实验方法，其特征在于，基于权利要求1-4中任意一项所述的固体火箭发动机喷管内化学非平衡参数测量实验装置，包括以下内容：
将燃烧室(2)固定于试车台架；
实验段(9)竖立放置，所述TDLAS测量系统从实验段(9)的两侧进行测量；
在实验段(9)与盖板(11)接触的面上布置有密封槽II(16)，盖板(11)与石英玻璃(10)的接触面上同样布置有密封槽I(15)，在密封槽II(16)和密封槽I(15)内放置密封圈；在实验段(9)的支撑板(12)上铺设减震硅胶片(14)；
推进剂(3)与点火药包(4)装于燃烧室(2)的前端，点火药包(4)应悬挂于推进剂(3)药面中心；
点火药包(4)经24V点火电源激励后将推进剂(3)引燃；
点火后推进剂(3)产生的洁净燃气经由实验段(9)排出；
TDLAS测量系统透过石英玻璃(10)对实验段(9)的流场参数进行实时测量，获得实验数据，整个模拟发动机工作过程结束。
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Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104833768A (zh) * 2015-03-11 2015-08-12 西北工业大学 火箭发动机内颗粒相沉积条件下绝热层烧蚀的模拟装置
CN211524967U (zh) * 2019-11-01 2020-09-18 湖北航天化学技术研究所 一种固体火箭发动机喷管堵盖打开压强试验工装

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
AU2002345613A1 (en) * 2001-08-13 2003-03-03 Allied Aerospace Industries, Inc. Method and apparatus for testing engines
CN110005547A (zh) * 2019-04-30 2019-07-12 西北工业大学 基于固体火箭发动机高温颗粒沉积状态的试验装置和方法
CN111692015A (zh) * 2020-04-13 2020-09-22 中国科学院力学研究所 一种固液火箭发动机燃料的质量流量诊断系统及方法
CN112761822B (zh) * 2021-01-21 2021-12-10 中国科学院力学研究所 一种固液火箭发动机燃烧性能评估方法及系统

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104833768A (zh) * 2015-03-11 2015-08-12 西北工业大学 火箭发动机内颗粒相沉积条件下绝热层烧蚀的模拟装置
CN211524967U (zh) * 2019-11-01 2020-09-18 湖北航天化学技术研究所 一种固体火箭发动机喷管堵盖打开压强试验工装

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