CN114109656A - 卧式弱约束冷流固体火箭发动机试车台及脉冲触发方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供卧式弱约束冷流固体火箭发动机试车台及脉冲触发方法，本发明弱约束冷流固体火箭发动机试车台能够释放发动机的尾部自由度，通过一端固支和一端弹簧简支的方式保证了发动机的尾部自由度和原始共振模态，为不稳定燃烧试验的天地一致性提供了测试方法，较好的复现了高空真实的飞行工况。同时使用内部点火药爆炸和外部力锤敲击的方法实现了对空中飞行条件的地面复现。本发明具有原理简单，高适应性，对弹体弱约束的优点，对于不稳定燃烧实验有较好的应用前景。

Description

卧式弱约束冷流固体火箭发动机试车台及脉冲触发方法

技术领域

本发明涉及火箭发动机测试技术领域，具体为卧式弱约束冷流固体火箭发动机试车台及 脉冲触发方法。

背景技术

固体火箭发动机不稳定燃烧是指燃烧室压力偏离设计者预先确定的规律，形成瞬态压力 变化。现如今高能装药在固体火箭发动机中的配备使发动机工作的环境更加恶劣，发动机内 部暴露在高温高压的环境中，微小扰动都可能导致发动机内弹道压力异常、壳体不规则抖动、 外弹道曲线偏离甚至爆炸的情况。而在地面试车中因对壳体的强约束作用，无法完全复现飞 行状态。对于地面试验与飞行试验的不一致性，迫切需要改善地面试验条件，使不稳定燃烧 问题能够在地面触发并复现。

发动机与试车架组成的弹簧-质量系统，在发动机点火和关机时的冲击以及整个工作过程 中的不稳定燃烧作用下，都会产生振动，现有试车台通常采用将发动机锁死在推力架上，虽 然采用挠性件如万向节、板簧等弹性材料进行支撑，但在一定程度上将发动机与试车架组成 一体，改变了发动机原有的共振频率，抑制了发动机结构和内部不稳定性的耦合关系，对于 不稳定燃烧的试验测试有较大影响。

固体火箭发动机不稳定燃烧通常是因内弹道或外弹道的非线性触发引起，主要发生在发 动机内部爆燃、喷管堵塞、机动过载、喷管摆动等极端工况。如何在地面状态下映射空中飞 行的非线性触发条件，是地面试验急需解决的输入性问题。

发明内容

本发明的目的是为了针对发动机地面测试无法复现高空飞行试验的天地不一致问题，对 发动机不稳定燃烧的试验方法提出了卧式弱约束冷流固体火箭发动机试车台及脉冲触发方 法。

本发明的目的是这样实现的：

一种卧式弱约束冷流固体火箭发动机试车台，包括支撑结构和测试结构，所述支撑结构 包括基座、推力支撑墙、滑轨、滑块、安全限位装置、头部卡环、力锤和弹簧吊钩，所述基 座的一侧安装有推力支撑墙，推力支撑墙与滑轨连接，滑轨固定在基座上，滑轨设置有两个 滑块，两个滑块上分别安装有头部卡环，头部卡环上安装有安全限位装置，安全限位装置上 固定有弹簧吊钩。所述测试结构安装在支撑结构上，所述测试结构包括推力架、稳流段测试 发动机壳体、测试发动机喷管，所述推力架通过法兰与稳流段连接，稳流段通过法兰与测试 发动机壳体连接，测试发动机壳体通过法兰与测试发动机喷管连接。

进一步地,所述稳流段下端安装有进气管。

进一步地，所述稳流段上安装有头部测压孔。

进一步地，所述测试发动机壳体上安装有发动机测压孔，测试发动机壳体上还固定有加 速度计。

进一步地，推力架与稳流段、稳流段与测试发动机壳体之间均设置有多孔板，多孔板的 中心位置设置有点火药包。

卧式弱约束冷流固体火箭发动机的脉冲触发方法，包括以下两种方法：

(1)内激励实验方法。

(2)外激励实验方法。

进一步地，内激励实验方法包括以下步骤：

步骤1：将实验设备安装完整，连接前端供气管道，连接测控设备；

步骤2：开启供气系统阀门，向发动机内部供应高压氮气，等待发动机内部压力稳定；

步骤3：通过电点火器点燃固定在燃烧室壳体内部的点火药包，点火药包产生爆燃；

步骤4：爆燃产生的脉冲导致发动机内部流场振荡，在发动机测压孔连接的数据采集系 统中收集参数；

步骤5：因内流场压力振荡会导致发动机壳体振动，该振动信号经加速度传感器连接的 数据采集系统收集数据；

步骤6：待内流场流动再次稳定后，关闭供气系统总阀门；

步骤7：将收集到的信号经傅里叶变换后可获得发动机气体固有频率和发动机壳体振动 频率。

进一步地，外激励实验方法包括以下步骤：

步骤1：将实验设备安装完整，连接前端供气管道，连接测控设备；

步骤2：开启供气系统阀门，向发动机内部供应高压氮气，等待发动机内部压力稳定；

步骤3：使用力锤在发动机壳体表面沿轴向连续敲击，持续10s以上，待数据采集系统 收集到足够的数据后停止敲击；

步骤4：在敲击过程中，收集发动机测压孔和加速度计的数据；

步骤5：待流场再次稳定后，关闭供气系统阀门；

步骤6：将收集到的信号经傅里叶变换后获得发动机壳体固有振动频率和气体响应频率。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

(1)本发明提出的卧式弱约束冷流固体火箭发动机试车台具有在地面试车条件下对发动 机的自由度限制尽量小的特点，尽可能复现发动机自由飞行状态的受力特性，释放了发动机 的自由度，能够实现弱约束自由振动。

(2)本发明提出的卧式弱约束冷流固体火箭发动机试车台可以通过调节支撑架螺栓适应 不同发动机尺寸。

(3)本发明提出的卧式弱约束冷流固体火箭发动机试车台相比于其他的试车架具有弱约 束特点，质量轻和可靠性高等优势，相较于其他多分力试车架，卧式弱约束试车架具有发动 机多自由度的优势。

(4)本发明提出的与卧式弱约束冷流固体火箭发动机试车台配套的脉冲触发实验方法具 有操作简单、实现性强的特点，能够通过常规实验设备手段测试非标件声腔、结构的固有振 动频率。

(5)本发明提出的一种卧式弱约束冷流固体火箭发动机试车台及脉冲触发实验方法能够 触发发动机内弹道振动和壳体抖动能不稳定燃烧现象，使发动机不需要飞行试验即可在地面 试车测试是否存在设计缺陷和问题，使不稳定燃烧现象更早的在地面复现。

附图说明

图1是本发明的总体装配图；

图2是本发明的支撑结构及安全限位装置的装配图；

图3是本发明的推力架、稳流段、发动机壳体、喷管等测试结构；

图4是本发明的的稳流段和发动机壳体的剖切结构图；

具体实施方式

下面结合附图与具体实施方式对本发明作进一步详细描述。

本实施例中的测试发动机采用常规固体火箭发动机，选用碳纤维复合材料作为发动机壳 体，具有强度高，质量小的特点。实际测试中可选用不同直径和长度的发动机。

如图1所示，卧式弱约束冷流固体火箭发动机试车台，包括支撑结构和测试结构，所述 支撑结构包括基座、推力支撑墙、滑轨、滑块、安全限位装置、头部卡环、力锤和弹簧吊钩， 所述基座的一侧安装有推力支撑墙，推力支撑墙与滑轨连接，滑轨固定在基座上，滑轨设置 有两个滑块，两个滑块上分别安装有头部卡环，头部卡环上安装有安全限位装置，安全限位 装置上固定有弹簧吊钩。所述测试结构安装在支撑结构上，所述测试结构包括推力架、稳流 段测试发动机壳体、测试发动机喷管，所述推力架通过法兰与稳流段连接，稳流段通过法兰 与测试发动机壳体连接，稳流段下端安装有进气管，稳流段上安装有头部测压孔，测试发动 机壳体通过法兰与测试发动机喷管连接，发动机支撑架承托发动机主体，通过脉冲触发实验 装置进行试验，通过配套测试设备获得实验数据。

图2所示为支撑结构及安全限位装置装配图，通过图中可以看出，安全限位装置和头部 卡环通过螺栓连接在滑轨上的滑块上，两装置可在滑轨上自由移动，安全限位装置由下安全 限位卡环和上安全限位卡环以及吊钩架组成，能够保证在发动机发生剧烈抖动时控制尾端抖 动范围。同时吊钩架与弹簧吊钩配合，支撑发动机尾部重力，在能够保持尾部振动条件下提 供支撑防止因尾部重量导致弯矩过大造成发动机壳体断裂。装配时，将推力支撑墙和滑轨通 过螺栓固定在基座上，保证滑轨的平行度，再将滑块进入滑轨内，使用螺栓将安全限位装置 和头部卡环的下部分固定在滑轨上，将图3中装配好的测试结构体的稳流管段放置在头部卡 环上，托住发动机尾喷管，同时安装安全限位装置和头部卡环的上半部分，最后将弹簧吊钩 与挂钩相连，发动机试车架装配完毕。

图3所示为测试结构装配，共分为四段，头部推力架段、稳流管段、发动机壳体段、尾 喷管段。各段均通过法兰连接，法兰中有橡胶圈密封，头部推力架与推力传感器相连测量推 力。进气管通过外螺纹与供气系统连接提供高压高流量气体。开始试验时打开供气阀门，气 体经进气管流入稳流管段进入发动机壳体内，经喷管膨胀做功，提供推力，稳流段是一段壁 厚20mm的圆管，通过在稳流段合理位置焊接两块多孔板，能够起到稳定输入气体、使流道 内气体流速均衡，同时保证壳体内压力响应不会前传至稳流段内，进气管为一段弯折管路， 通过焊接方式与稳流段连接，进气管一端与供气系统连接，该管段连通供气系统与发动机， 设备工作时，供气系统提供的高压氮气通过进气管流入稳流段稳定，再进入发动机内。测试 发动机壳体为T700碳纤维缠绕工艺的2mm壁厚锥形管，是真实发动机的缩比模型，其起到 维持发动机内压力稳定，是发动机的主体结构。头部通过法兰与稳流段连接，尾部通过法兰 与喷管连接。头部测压孔，发动机测压孔通过螺纹连接压力传感器测量发动机内压力，加速 度计通过粘接方式连接在壳体上，测试发动机壳体的振动加速度，发动机测压孔共有5个，1 个焊接在稳流段，其余4个分别在发动机壳体前、中、后部，喷管端面，可连接压力传感器， 测量发动机内压力。

图4所示为稳流段，测试发动机壳体和测试发动机喷管的半剖图，其中两个多孔板通过 焊接方式连接在稳流段内，点火药包通过细线连接在多孔板中心位置，力锤是发动机壳体模 态实验的输入装置，通过手持力锤对发动机进行敲击，能够实现外部脉冲激励。装药为丁氰 橡胶，模拟推进剂力学特性，其厚度可以改变，模拟发动机不同工作阶段的不同推进剂厚度。

脉冲触发实验方法分为内激励实验和外激励实验。内激励实验的步骤为：首先开启供气 系统阀门，向发动机内供应高压氮气，等待发动机内部压力稳定后，通过电点火器点燃固定 在燃烧室壳体内部的点火药包，点火药包产生的能量导致发动机内压力振荡，从而引起发动 机壳体振动。外激励实验的步骤为：首先开启供气系统阀门，向发动机内供应高压氮气，等 待发动机内部压力稳定后，通过力锤敲击发动机壳体的响应位置，产生脉冲触发振动，从而 引起发动机壳体振动甚至诱发压力振荡，力锤是发动机壳体模态实验的输入装置，通过手持 力锤对发动机进行敲击，能够实现外部脉冲激励。

Claims (7)

1.卧式弱约束冷流固体火箭发动机试车台，其特征是：包括支撑结构和测试结构，所述支撑结构包括基座(1)、推力支撑墙(2)、滑轨(3)、滑块(4)、安全限位装置(5)、头部卡环(6)、力锤(7)和弹簧吊钩(8)，所述基座的一侧安装有推力支撑墙(2)，推力支撑墙(2)与滑轨(3)连接，滑轨(3)固定在基座(1)上，滑轨(3)设置有两个滑块(4)，两个滑块(4)上分别安装有头部卡环(6)，头部卡环(6)上安装有安全限位装置(5)，安全限位装置(5)上固定有弹簧吊钩(8)；所述测试结构安装在所述支撑结构上，所述测试结构包括推力架(9)、稳流段(11)、测试发动机壳体(12)、测试发动机喷管(13)，所述推力架(9)通过法兰与稳流段(11)连接，稳流段(11)通过法兰与测试发动机壳体(12)连接，测试发动机壳体(12)通过法兰与测试发动机喷管(13)连接。

2.根据权利要求1所述的卧式弱约束冷流固体火箭发动机试车台，其特征是：所述稳流段(11)下端安装有进气管(10)。

3.根据权利要求1或2所述的卧式弱约束冷流固体火箭发动机试车台，其特征是：所述稳流段(11)上安装有头部测压孔(14)。

4.根据权利要求3所述的卧式弱约束冷流固体火箭发动机试车台，其特征是：所述测试发动机壳体(12)上安装有发动机测压孔(15)，测试发动机壳体(12)上还固定有加速度计(16)。

5.根据权利要求4所述的卧式弱约束冷流固体火箭发动机试车台，其特征是：推力架(9)与稳流段(11)、稳流段与测试发动机壳体(12)之间均设置有多孔板(17)，多孔板(17)的中心位置设置有点火药包(18)。

6.卧式弱约束冷流固体火箭发动机的脉冲触发方法，其特征是：所述方法为内激励实验方法，包括以下步骤：

步骤1：将实验设备安装完整，连接前端供气管道，连接测控设备；

步骤2：开启供气系统阀门，向发动机内部供应高压氮气，等待发动机内部压力稳定；

步骤3：通过电点火器点燃固定在燃烧室壳体内部的点火药包(18)，点火药包产生爆燃；

步骤4：爆燃产生的脉冲导致发动机内部流场振荡，在发动机测压孔(15)连接的数据采集系统中收集参数；

步骤5：因内流场压力振荡会导致发动机壳体振动，该振动信号经加速度计(16)连接的数据采集系统收集数据；

步骤6：待内流场流动再次稳定后，关闭供气系统总阀门；

步骤7：将收集到的信号经傅里叶变换后可获得发动机气体固有频率和发动机壳体振动频率。

7.卧式弱约束冷流固体火箭发动机的脉冲触发方法，其特征是：所述方法为外激励实验方法，包括以下步骤：

步骤1：将实验设备安装完整，连接前端供气管道，连接测控设备；

步骤2：开启供气系统阀门，向发动机内部供应高压氮气，等待发动机内部压力稳定；

步骤3：使用力锤(7)在发动机壳体表面沿轴向连续敲击，持续10s以上，待数据采集系统收集到足够的数据后停止敲击；

步骤4：在敲击过程中，收集发动机测压孔(15)和加速度计(16)的数据；

步骤5：待流场再次稳定后，关闭供气系统阀门；

步骤6：将收集到的信号经傅里叶变换后获得发动机壳体固有振动频率和气体响应频率。

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