CN116877300B - 固体火箭发动机推进剂侵蚀函数测量装置及测量方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了固体火箭发动机推进剂侵蚀函数测量装置，包括具端盖的固体火箭发动机壳体、喷管底座、连通在发动机壳体与喷管底座间的试验段、外置的CCD相机组件；发动机壳体内有固体火箭推进剂药柱安装位，外壁有压力传感器和氮气管道，端盖有点火头；喷管底座内有喉衬安装位和喉衬挡板；试验段包括燃烧室和压力传感器，燃烧室包括通槽和盖在通槽上并密封的可拆卸盖板，燃烧室内壁有假药条安装位、试验药条安装位和定位块，假药条安装位和试验药条安装位相对，定位块在试验药条安装位后侧；在盖板上设玻璃视窗，玻璃视窗与试验药条安装位及燃气通道相对；CCD相机组件包括CCD相机和存储器。本发明具有能进行各种工况下的侵蚀燃速测试实验的优点。

Description

固体火箭发动机推进剂侵蚀函数测量装置及测量方法

技术领域

本发明属于固体火箭发动机试验测量技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机推进剂侵蚀函数测量装置及测量方法。

背景技术

固体火箭发动机是一种热能动力装置，依靠固体推进剂燃烧产生高温高压燃气，经喷管后高速排出产生强大的推力。固体火箭发动机由于结构简单、工作可靠等优点在火箭、导弹武器、航天运载等领域得到广泛应用。固体火箭发动机中推进剂的燃烧过程伴随着流动过程，燃烧流动相互影响，过程异常复杂。当沿着推进剂燃烧表面的流动速度达到一定值时，流动会对推进剂的燃速有显著影响，从而影响发动机性能，这就是侵蚀燃烧效应。为了减轻侵蚀燃烧对发动机性能的影响，测量固体推进剂的侵蚀燃速并得到侵蚀函数，对发现推进剂燃烧的本质规律，提升固体火箭发动机的性能具有重要意义。

目前现有的燃速测试方法如靶线法、声发射法只能测定特定压强下的平均燃速，动态燃速测试方法则大多操作复杂、成本过高、无法多次试验测试侵蚀燃速从而得到侵蚀函数。

因此，如何实现效果稳定、性价比高、操作方便的动态燃速测试实验获取侵蚀函数仍然时当前研究的重要课题。

发明内容

为了解决上述技术问题，本发明提供一种固体火箭发动机推进剂侵蚀函数测量装置及测量方法，其具体技术方案如下。

一种固体火箭发动机推进剂侵蚀函数测量装置，包括前端密接有端盖的固体火箭发动机壳体、喷管底座、连接在固体火箭发动机壳体尾端与喷管底座前端之间的试验段、和外置的用于对试验段进行拍摄和数据储存的CCD相机组件；

固体火箭发动机壳体内具有固体火箭推进剂药柱安装位，外壁安装有用于感测固体火箭发动机壳体内部压力的第一压力传感器和与固体火箭发动机壳体内部连通的氮气管道，端盖上具有点火头；喷管底座内具有喉衬安装位和喉衬挡板；

试验段包括燃烧室和安装在燃烧室外壁的用于感测燃烧室内部压力的第二压力传感器，燃烧室包括一通槽和覆盖在通槽上并密封的一可拆卸盖板，燃烧室两端分别连通固体火箭发动机壳体与喷管底座，燃烧室内壁设置有用于安装假药条的假药条安装位、用于安装试验药条的试验药条安装位和与试验药条安装位连接的定位块，假药条安装位和试验药条安装位相对，定位块在试验药条安装位的位于喷管底座的一侧；在盖板上设置有玻璃视窗，玻璃视窗与试验药条安装位及燃烧室的燃气通道相对；

CCD相机组件包括用于经玻璃视窗对玻璃视窗内部进行拍摄的CCD相机和用于对所拍摄影像进行数据储存的存储器。

进一步地，燃烧室的横截面为矩形，盖板作为侧板；假药条安装位位于内顶面，试验药条安装位位于内底面；在燃烧室顶部设置有三个贯穿孔和一个垂直的管形安装座，三个贯穿孔均位于假药条安装位，其中一个贯穿孔与管形安装座的管腔连通，管形安装座设有内螺纹，第二压力传感器螺纹连接在管形安装座上；在燃烧室底部开设有一个贯穿孔，在定位块底部开设有一个螺孔，使用螺钉穿过底部的贯穿孔并螺进定位块的螺孔而将定位块固定。

进一步地，在固体火箭发动机壳体尾端、燃烧室两端、喷管底座前端均设置具有凸台的突面法兰，固体火箭发动机壳体、燃烧室、喷管底座通过突面法兰连接，并在相连接的突面法兰之间设置有第一紫铜垫片。

进一步地，燃烧室的盖板与通槽间设置有第二紫铜垫片，盖板与第二紫铜垫片的大小相同，在盖板上设置上下两行安装孔，在第二紫铜垫片上也设置与盖板上的安装孔相对应的安装孔，在通槽上与第二紫铜垫片连接的部位设置与第二紫铜垫片的安装孔相对应的螺孔，使用螺钉穿过盖板、第二紫铜垫片上的安装孔并螺进通槽上的螺孔进行紧固。在燃烧室的两法兰相对的面上分别开设有供盖板两端和第二紫铜垫片两端插入的安装槽。

进一步地，玻璃视窗包括石英玻璃、石棉垫片、第三紫铜垫片和固定板，第三紫铜垫片和固定板的形状相同，均是中部为贯穿口的“回”形，在盖板和第二紫铜垫片上开设有安装口，石英玻璃放置在安装口，并在石英玻璃与盖板的连接处放置石棉垫片进行密封，第三紫铜垫片和固定板安装在盖板外侧面，第三紫铜垫片位于固定板和盖板之间并抵住石棉垫片，第三紫铜垫片和固定板的贯穿口正对石英玻璃且贯穿口的面积小于石英玻璃的面积。

本发明还提供一种使用上述固体火箭发动机推进剂侵蚀函数测量装置的测量方法，包括以下步骤：

1）选择合适尺寸的固体火箭推进剂药柱，包裹包覆层和绝热层，并选择合适的药柱挡板位置后安装到固体火箭发动机壳体的固体火箭推进剂药柱安装位；选择合适尺寸的喉衬安装到喷管底座的喉衬安装位并由喉衬挡板固定；拆下燃烧室的盖板，选择合适尺寸的假药条安装到燃烧室的假药条安装位，在假药条上自上向下开设有一通孔与上述管形安装座的管腔连通；选择合适尺寸的试验药条贴合到燃烧室的试验药条安装位，并使试验药条与定位块贴合后，安装回盖板，同时使试验药条与盖板上的石英玻璃贴合；

2）利用点火头点燃固体火箭推进剂药柱，燃气流入燃烧室形成侵蚀环境，第一压力传感器和第二压力传感器分别记录压力变化，利用CCD相机对准玻璃视窗进行拍摄，并将拍摄的影像数据储存到存储器，在后处理中，对影像数据进行批量处理，获取燃速数据；

3）经氮气管道向固体火箭发动机壳体内充入氮气，固体火箭推进剂药柱和试验药条均熄火；

4）进行多次试验得到无侵蚀燃速以及各种条件下的侵蚀燃速，最终得到试验药条的侵蚀函数。

进一步地，在步骤1）中，假药条通过螺钉固定在假药条安装位，在假药条顶部开设两个螺孔，使用两个螺钉分别从燃烧室顶部的两个贯穿孔穿过并螺进两个螺孔进行紧固。

进一步地，在步骤1）中，试验药条与试验药条安装位（燃烧室内底面）、定位块、石英玻璃的贴合均采用硅橡胶胶粘剂进行。

有益效果：本发明根据利用有质量加入一维流动理论得出不同的固体火箭推进剂药柱、假药条和喉衬的尺寸，就可以得到试验药条上方不同的流速和压强，即不同的侵蚀环境；因此本发明通过设置固体火箭推进剂药柱安装位、假药条安装位、试验药条安装位和喉衬安装位，可以选择更改这三者尺寸参数，并进行各种工况下的侵蚀燃速测试实验，试验成本低并且易于安装操作；本发明采用CCD相机观察视窗拍摄得到试验药条的燃面退移图像并将数据储存在存储器，并能够处理转换成燃速数据（燃速时间曲线），使用操作方便，消除人为判读误差，工作效率高；本发明采用固体火箭发动机点火释放燃气为试验药条提供侵蚀环境，相比其他方式，可以更真实的还原固体火箭发动机内部的工作状态从而方便研究。

附图说明

图1是本发明固体火箭发动机推进剂侵蚀函数测量装置的结构示意图；

图2是固体火箭发动机壳体的侧视图；

图3是图2的A-A剖面视图；

图4是固体火箭发动机壳体中安装有固体火箭推进剂药柱时的结构示意图；

图5是图4的A部的放大示意图；

图6是试验段的侧视图；

图7是图6的B-B剖面视图；

图8是试验段中安装有假药条和试验药条时的结构示意图

图9是试验段的正视图；

图10是图9的试验段中安装有假药条和试验药条时的C-C剖面视图；

图11是喷管底座的侧视图；

图12是图11的D-D剖面视图；

图13是喷管底座中安装有喉衬时的结构示意图；

图14是突面法兰之间安装的紫铜垫片的正视图；

图中，1、固体火箭发动机壳体；11、第一压力传感器；12、氮气管道；13、端盖；14、点火头；15、固体火箭推进剂药柱安装位；16、绝热层挡板；17、固体火箭推进剂药柱；18、绝热层；181、药柱挡板；19、包覆层；2、试验段；21、燃烧室；211、盖板；212、玻璃视窗；2121、石英玻璃；2122、石棉垫片；2123、固定板；22、第二压力传感器；23、假药条安装位；231、假药条；24、试验药条安装位；241、试验药条；25、定位块；3、喷管底座；31、喉衬安装位；32、喉衬；33、喉衬挡板；4、CCD相机组件；41、CCD相机；42、存储器；51、第一紫铜垫片；52、第二紫铜垫片；53、第三紫铜垫片；6、突面法兰；61、凸台；62、安装槽。

实施方式

现在结合附图通过实施例对本发明作进一步详细的说明，但本发明并不限定于实施例。

如图1-14所示，一种固体火箭发动机推进剂侵蚀函数测量装置，包括前端通过螺纹连接紧密连接有端盖13的固体火箭发动机壳体1、喷管底座3、连接在固体火箭发动机壳体1尾端与喷管底座3前端之间的试验段2、和外置的用于对试验段2进行拍摄和数据储存的CCD相机组件4。试验段2包括燃烧室21和安装在燃烧室21外壁的用于感测燃烧室21内部压力的第二压力传感器22。

在固体火箭发动机壳体1尾端、燃烧室21两端、喷管底座3前端均设置具有凸台61的突面法兰6，固体火箭发动机壳体1、燃烧室21、喷管底座3通过突面法兰6以凸台61相对的方式连接，并在相连接的突面法兰6之间设置有用于密封的第一紫铜垫片51。

固体火箭发动机壳体1内具有固体火箭推进剂药柱安装位15，尾部外壁安装有用于感测固体火箭发动机壳体1内部压力的第一压力传感器11和与固体火箭发动机壳体1内部连通的氮气管道12，端盖13中心位置螺纹连接有点火头14且密封不漏气，固体火箭发动机壳体1内的尾侧设有绝热层挡板16。上述第一压力传感器11、氮气管道12的安装均参照现有技术即可。喷管底座3内具有喉衬安装位31和喉衬挡板33。

燃烧室21包括一个通槽和覆盖在通槽上并密封的一个可拆卸的盖板211，燃烧室21两端分别连通固体火箭发动机壳体1与喷管底座3，如图7-8所示，燃烧室21内壁设置有用于安装假药条231的假药条安装位23、用于安装试验药条241的试验药条安装位24和与试验药条安装位24连接的定位块25，假药条安装位23和试验药条安装位24相对，定位块25在试验药条安装位24的位于喷管底座3的一侧。在盖板211上设置有玻璃视窗212，玻璃视窗212与试验药条安装位24及燃烧室21的燃气通道相对，如图10所示。

具体来说，上述燃烧室21的横截面为矩形，盖板211作为侧板；假药条安装位23位于内顶面，试验药条安装位24位于内底面；在燃烧室21顶部设置有三个贯穿孔和一个垂直的管形安装座，三个贯穿孔均位于假药条安装位23，其中一个贯穿孔与管形安装座的管腔连通，管形安装座设有内螺纹，第二压力传感器22螺纹连接在管形安装座上；在燃烧室21底部开设有一个贯穿孔，在定位块25底部开设有一个螺孔，使用螺钉穿过底部的贯穿孔并螺进定位块25的螺孔而将定位块25固定。

如图10所示，燃烧室21的盖板211与通槽间设置有用于密封的第二紫铜垫片52，盖板211与第二紫铜垫片52的大小相同，在盖板211上设置上下两行安装孔，在第二紫铜垫片52上也设置与盖板211上的安装孔相对应的安装孔，在通槽上与第二紫铜垫片52连接的部位设置有与第二紫铜垫片52的安装孔相对应的螺孔，使用螺钉穿过盖板211、第二紫铜垫片52上的安装孔并螺进通槽上的螺孔进行紧固而将盖板211、第二紫铜垫片52固定。在燃烧室21的两法兰相对的面上分别开设有供盖板211两端和第二紫铜垫片52两端插入的安装槽62。

如图10所示，玻璃视窗212包括石英玻璃2121、石棉垫片2122、用于密封的第三紫铜垫片53和固定板2123，第三紫铜垫片53和固定板2123的形状相同，均是中部为贯穿口的“回”形，在盖板211和第二紫铜垫片52上开设有安装口，石英玻璃2121放置在安装口，并在石英玻璃2121与盖板211的连接处放置石棉垫片2122进行密封，第三紫铜垫片53和固定板2123安装在盖板211外侧，第三紫铜垫片53位于固定板2123和盖板211之间并抵住石棉垫片2122，第三紫铜垫片53和固定板2123的贯穿口正对石英玻璃2121且贯穿口的面积小于石英玻璃2121的面积。

CCD相机组件4包括用于经玻璃视窗212对玻璃视窗212内部进行拍摄的CCD相机41和用于对所拍摄影像进行数据储存的存储器42。

使用上述固体火箭发动机推进剂侵蚀函数测量装置的测量方法，包括以下步骤。

1）为了被测试件形成一定的侵蚀环境，即在试验药条241表面形成一定的燃气压力和流速，根据有质量加入一维流动理论确定固体火箭推进剂药柱17（见图4）、假药条231（见图8）和喉衬32（见图13）的尺寸，并根据固体火箭推进剂药柱17的尺寸选择合适的药柱挡板181位置（见图5）；接着将固体火箭推进剂药柱17安装到固体火箭发动机壳体1的固体火箭推进剂药柱安装位15；将喉衬32安装到喷管底座3的喉衬安装位31并由喉衬挡板33固定；拆下燃烧室21的盖板211，将假药条231安装到燃烧室21的假药条安装位23；选择合适尺寸的试验药条241贴合到燃烧室21的试验药条安装位24，并使试验药条241与定位块25贴合后，安装回盖板211，同时使试验药条241与盖板211上的石英玻璃2121贴合，如图8、图10所示。

上述固体火箭推进剂药柱17、假药条231、试验药条241和喉衬32的尺寸均可以根据要求进行设定。固体火箭推进剂药柱17为内孔圆管型，外设有包覆层19、绝热层18，药柱挡板181位于绝热层18上，药柱挡板181的位置根据固体火箭推进剂药柱17尺寸而定。将固体火箭推进剂药柱17安装到固体火箭发动机壳体1的固体火箭推进剂药柱安装位15中时，绝热层挡板16将绝热层18挡住固定，药柱挡板181将固体火箭推进剂药柱17挡住固定，如图4-5所示。

上述假药条231通过螺钉固定在假药条安装位23，在假药条231顶部开设两个螺孔，同时在假药条231上自上向下开设一通孔，使用两个螺钉分别从燃烧室21顶部的两个贯穿孔穿过并螺进假药条231的两个螺孔进行紧固，并使假药条231的通孔与管形安装座的管腔连通从而第二压力传感器能够感测燃烧室21内部压力，如图8所示。上述试验药条241与试验药条安装位24、定位块25、石英玻璃2121的贴合均采用硅橡胶胶粘剂（D03（L）RTV，上海橡胶制品研究所有限公司）进行，其中石英玻璃2121和试验药条241贴合后能够防止试件窜火。

2）利用点火头14点燃固体火箭推进剂药柱17，燃气流入燃烧室21形成侵蚀环境，第一压力传感器11和第二压力传感器22分别记录压力变化，利用CCD相机41对准玻璃视窗212进行拍摄，并将拍摄的影像数据储存到存储器42，在后处理中，对影像数据进行批量处理，获取燃速数据。

3）经氮气管道12向固体火箭发动机壳体1内充入氮气，固体火箭推进剂药柱17和试验药条241均熄火。

4）进行多次试验得到无侵蚀燃速以及各种条件下的侵蚀燃速，最终得到试验药条241的侵蚀函数。

本实验装置根据需要的试验工况，由有质量加入一维流动理论选定特定的固体火箭推进剂药柱、假药条和喉衬的尺寸，就可以理论得到试验药条上方不同的流速和压强，即不同的侵蚀环境。通过点火头点燃固体火箭推进剂后，在实验过程中记录试验药条表面的压力数据并与理论压强对比验证，采用CCD相机观察视窗拍摄得到试验药条的燃面退移图像，经过处理可转换成燃速时间曲线，可以快速进行各种工况下的侵蚀燃速测试实验从而得到侵蚀函数，试验成本低并且易于安装操作，具有很高的推广和应用价值。

上述未特别提及的技术均参照现有技术。

以上述依据本发明的理想实施例为启示，通过上述的说明内容，相关工作人员完全可以在不偏离本项发明技术思想的范围内，进行多样的变更以及修改。本项发明的技术性范围并不局限于说明书上的内容，必须要根据权利要求范围来确定其技术性范围。

Claims (8)

1.一种固体火箭发动机推进剂侵蚀函数测量装置，其特征在于，包括前端具有端盖（13）的固体火箭发动机壳体（1）、喷管底座（3）、连接在固体火箭发动机壳体（1）尾端与喷管底座（3）前端之间的试验段（2）、和外置的用于对试验段（2）进行拍摄和数据储存的CCD相机组件（4）；

固体火箭发动机壳体（1）内具有固体火箭推进剂药柱安装位（15），外壁安装有用于感测固体火箭发动机壳体（1）内部压力的第一压力传感器（11）和与固体火箭发动机壳体（1）内部连通的氮气管道（12），端盖（13）上具有点火头（14）；喷管底座（3）内具有喉衬安装位（31）和喉衬挡板（33）；

试验段（2）包括燃烧室（21）和安装在燃烧室（21）外壁的用于感测燃烧室（21）内部压力的第二压力传感器（22），燃烧室（21）包括一通槽和覆盖在通槽上并密封的一可拆卸盖板（211），燃烧室（21）两端分别连通固体火箭发动机壳体（1）与喷管底座（3），燃烧室（21）内壁设置有用于安装假药条（231）的假药条安装位（23）、用于安装试验药条（241）的试验药条安装位（24）和与试验药条安装位（24）连接的定位块（25），假药条安装位（23）和试验药条安装位（24）相对，定位块（25）在试验药条安装位（24）的位于喷管底座（3）的一侧；在盖板（211）上设置有玻璃视窗（212），玻璃视窗（212）与试验药条安装位（24）及燃烧室（21）的燃气通道相对；

CCD相机组件（4）包括用于经玻璃视窗（212）对玻璃视窗（212）内部进行拍摄的CCD相机（41）和用于对所拍摄影像进行数据储存的存储器（42）。

2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机推进剂侵蚀函数测量装置，其特征在于，燃烧室（21）的横截面为矩形，盖板（211）作为侧板；假药条安装位（23）位于内顶面，试验药条安装位（24）位于内底面；在燃烧室（21）顶部设置有三个贯穿孔和一个垂直的管形安装座，三个贯穿孔均位于假药条安装位（23），其中一个贯穿孔与管形安装座的管腔连通，管形安装座设有内螺纹，第二压力传感器（22）螺纹连接在管形安装座上；在燃烧室（21）底部开设有一个贯穿孔，在定位块（25）底部开设有一个螺孔，使用螺钉穿过底部的贯穿孔并螺进定位块（25）的螺孔而将定位块（25）固定。

3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机推进剂侵蚀函数测量装置，其特征在于，在固体火箭发动机壳体（1）尾端、燃烧室（21）两端、喷管底座（3）前端均设置具有凸台（61）的突面法兰（6），固体火箭发动机壳体（1）、燃烧室（21）、喷管底座（3）通过突面法兰（6）连接，并在相连接的突面法兰（6）之间设置有第一紫铜垫片（51）。

4.根据权利要求3所述的固体火箭发动机推进剂侵蚀函数测量装置，其特征在于，燃烧室（21）的盖板（211）与通槽间设置有第二紫铜垫片（52），盖板（211）与第二紫铜垫片（52）的大小相同，在盖板（211）上设置上下两行安装孔，在第二紫铜垫片（52）上也设置与盖板（211）上的安装孔相对应的安装孔，在通槽上与第二紫铜垫片（52）连接的部位设置与第二紫铜垫片（52）的安装孔相对应的螺孔，使用螺钉穿过盖板（211）、第二紫铜垫片（52）上的安装孔并螺进通槽上的螺孔进行紧固；在燃烧室（21）的两法兰相对的面上分别开设有供盖板（211）两端和第二紫铜垫片（52）两端插入的安装槽（62）。

5.根据权利要求4所述的固体火箭发动机推进剂侵蚀函数测量装置，其特征在于，玻璃视窗（212）包括石英玻璃（2121）、石棉垫片（2122）、第三紫铜垫片（53）和固定板（2123），第三紫铜垫片（53）和固定板（2123）的形状相同，均是中部为贯穿口的“回”形，在盖板（211）和第二紫铜垫片（52）上开设有安装口，石英玻璃（2121）放置在安装口，并在石英玻璃（2121）与盖板（211）的连接处放置石棉垫片（2122）进行密封，第三紫铜垫片（53）和固定板（2123）安装在盖板（211）外侧面，第三紫铜垫片（53）位于固定板（2123）和盖板（211）之间并抵住石棉垫片（2122），第三紫铜垫片（53）和固定板（2123）的贯穿口正对石英玻璃（2121）且贯穿口的面积小于石英玻璃（2121）的面积。

6.使用权利要求1-5中任一项所述的固体火箭发动机推进剂侵蚀函数测量装置的测量方法，包括以下步骤：

1）选择合适尺寸的固体火箭推进剂药柱（17），包裹包覆层（19）和绝热层（18），并选择合适的药柱挡板（181）位置后安装到固体火箭发动机壳体（1）的固体火箭推进剂药柱安装位（15）；选择合适尺寸的喉衬（32）安装到喷管底座（3）的喉衬安装位（31）并由喉衬挡板（33）固定；拆下燃烧室（21）的盖板（211），选择合适尺寸的假药条（231）安装到燃烧室（21）的假药条安装位（23），在假药条（231）上自上向下开设有一通孔与所述管形安装座的管腔连通；选择合适尺寸的试验药条（241）贴合到燃烧室（21）的试验药条安装位（24），并使试验药条（241）与定位块（25）贴合后，安装回盖板（211），同时使试验药条（241）与盖板（211）上的石英玻璃（2121）贴合；

2）利用点火头（14）点燃固体火箭推进剂药柱（17），燃气流入燃烧室（21）形成侵蚀环境，第一压力传感器（11）和第二压力传感器（22）分别记录压力变化，利用CCD相机（41）对准玻璃视窗（212）进行拍摄，并将拍摄的影像数据储存到存储器（42），在后处理中，对影像数据进行批量处理，获取燃速数据；

3）经氮气管道（12）向固体火箭发动机壳体（1）内充入氮气，固体火箭推进剂药柱（17）和试验药条（241）均熄火；

4）进行多次试验得到无侵蚀燃速以及各种条件下的侵蚀燃速，最终得到试验药条（241）的侵蚀函数。

7.根据权利要求6所示的测量方法，其特征在于，在步骤1）中，假药条（231）通过螺钉固定在假药条安装位（23），在假药条（231）顶部开设两个螺孔，使用两个螺钉分别从燃烧室（21）顶部的两个贯穿孔穿过并螺进两个螺孔进行紧固。

8.根据权利要求6所示的测量方法，其特征在于，在步骤1）中，试验药条（241）与试验药条安装位（24）、定位块（25）、石英玻璃（2121）的贴合均采用硅橡胶胶粘剂进行。