CN117072343A - 一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及固体火箭发动机技术领域，公开了一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置及方法，通过将固体燃气发生器同轴套设在空气导流筒体内，使固体燃气发生器与空气导流筒体之间的间隙作为空气流道，通过空气导流筒体的径向通孔通入空气在空气流道内加速，最终在空气流道的末端达到预定的状态，且平行于固体燃气发生器的燃气流道喷出。同时经点火器点燃的固体推进剂药柱在燃气流道中加速，超声速燃气流与超声速空气流在喷焰观测实验段内进行混掺和补充燃烧，喷焰观测实验段可对喷焰流场的压强以及辐射等特性参数进行测量，实现模拟发动机喷焰在真实飞行条件下的空气高速来流环境。
Description
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机技术领域，具体为一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置及方法。
背景技术
固体火箭发动机工作过程中，推进剂燃烧产生的高温高压燃气经喷管加速喷出后形成发动机喷焰，这种喷焰的流动与辐射等特性被广泛应用于火箭等目标的探测、跟踪及识别，因此，对固体火箭发动机喷焰的特性研究具有重要的意义。由于在稠密大气层内，固体火箭发动机出的超声速富燃燃气射流与周围大气相互掺混形成复燃效应，由于复燃效应，在不同的飞行参数和环境条件下，发动机喷焰的形态结构、参数分布和过程演变等均呈现不同的特征，对喷焰的辐射特性产生重要的影响。目前，在地面开展的固体火箭发动机喷焰特性测量实验无法模拟在真实飞行条件(包括飞行高度、飞行速度)下空气高速来流环境对喷焰发展特性的影响。因此，现有地面实验测试系统针对固体火箭发动机喷焰特性的测量结果与真实飞行条件下实际发动机喷焰特性存在较大的偏差。
发明内容
为了克服上述现有技术存在的缺陷，本发明的目的在于提供一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置及方法，以解决现有实验测试系统无法模拟高速飞行气流环境，喷焰的流动与辐射等特性测量结果与真实飞行状态存在较大偏差的技术问题。
本发明是通过以下技术方案来实现：
一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置，包括空气导流壳体、固体燃气发生器、喷焰观测实验筒、排气筒；所述空气导流壳体、喷焰观测实验筒和排气筒依次连通，所述固体燃气发生器同轴套设在空气导流壳体内，所述固体燃气发生器的端部与空气导流壳体的端部通过法兰连接；所述固体燃气发生器的外壁与空气导流壳体的内壁之间形成环形空气流道，所述空气导流壳体靠近固体燃气发生器的端部处径向设置若干管路接头，用于将高压高温空气输入至环形空气流道内；所述固体燃气发生器内部空腔形成燃气流道，所述燃气流道出口与环形空气流道出口在喷焰观测实验筒内汇合设置。
优选的，固体燃气发生器包括燃烧室壳体、固体推进剂药柱、喷管衬套、喷管壳体和点火器；所述燃烧室壳体同轴套设在空气导流壳体内，燃烧室壳体的一端与空气导流壳体的端部通过法兰连接，且在同侧端部设有中心通孔，所述点火器安装在中心通孔内，所述喷管壳体装配在燃烧室壳体的另一端；所述固体推进剂药柱设置在燃烧室壳体内，所述喷管衬套为台阶圆柱体，套设于喷管壳体内部，其内型面为收缩-扩张的环形喷管型面；所述燃气流道在固体推进剂药柱和喷管衬套内设置，并延伸至喷管壳体外与环形空气流道在喷焰观测实验筒内汇合设置。
进一步的，喷管壳体的外壳体侧面为收缩光滑曲线，所述曲线由喷管壳体靠近燃烧室壳体的一端至喷管壳体的出口端依次包括喷管壳体母线、第一过渡曲线、倾斜母线、第二过渡曲线和水平线，其中倾斜母线与水平线的夹角为10°-20°。
进一步的，喷管壳体的内部沿着靠近燃烧室壳体的一端至喷管壳体的出口端依次由低至高设有第一台阶、第二台阶和第三台阶；所述第一台阶上设有内螺纹，所述燃烧室壳体与第一台阶螺纹连接，所述喷管衬套的外部粘接在第二台阶和第三台阶上。
优选的，喷焰观测实验筒为观测筒体，所述观测筒体的内腔为锥形通孔，其中锥形通孔的小开孔端与空气导流壳体装配连接，锥形通孔的大开孔端与排气筒装配密封连接，所述锥形通孔锥角范围为0-8°。
进一步的，观测筒体的壁面沿轴向设置若干测压孔，用于测量喷焰观测实验段内压强参数。
进一步的，观测筒体上开设若干光学观测窗，用于观测喷焰试验。
进一步的，观测筒体的材料采用PMMA、聚碳酸酯或石英玻璃。
优选的，排气筒的内腔为锥形通孔，其中锥形通孔的小开孔端与喷焰观测实验筒的端部密封连接，锥形通孔的大开孔端为出口端；所述锥形通孔的锥角为0-5°。
一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验方法，基于上述所述的一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置，包括如下过程：
在固体燃气发生器内启动点火器使得固体推进剂药柱燃烧产生的高温高压燃气在燃气流道中通过喷管衬套形成超声速燃气射流，同时高压高温空气从空气导流壳体上的管路接头进入环形空气流道后经过环形空气流道的环形喷管形成超声速空气射流，超声速燃气射流与超声速空气射流在喷焰观测实验筒内进行混掺和补充燃烧形成发动机喷焰，喷焰观测实验筒可进行对喷焰流场的压力以及红外光与紫外光等特性参数进行测量，最后复燃燃气从排气筒排出。
与现有技术相比，本发明具有以下有益的技术效果：
本发明提供了一种用于固体发动机喷焰特性研究的实验装置，通过将固体燃气发生器同轴套设在空气导流筒体内，使固体燃气发生器与空气导流筒体之间的间隙作为空气流道，通过空气导流筒体的径向通孔通入空气在空气流道内加速，最终在空气流道的末端达到预定的状态，且平行于固体燃气发生器的燃气流道喷出。同时经点火器点燃的固体推进剂药柱在燃气流道中加速，超声速燃气流与超声速空气流在喷焰观测实验段内进行混掺和补充燃烧，喷焰观测实验段可对喷焰流场的压强以及辐射等特性参数进行测量。本发明通过对燃气流道与空气流道同轴且在同一平面进入喷焰观测段的设计，同时通过喷管壳体外型面的设计，使得空气流道截面面积形成先减后增的构型，确保空气气流在空气流道末端达到预定的状态，实现模拟发动机喷焰在真实飞行条件下的空气高速来流环境。
进一步的，固体燃气发生器包括燃烧室壳体、固体推进剂药柱、喷管衬套、喷管壳体和点火器，燃烧室壳体同轴套设在空气导流壳体内，燃烧室壳体的一端与空气导流壳体的端部通过法兰连接，且在同侧端部设有中心通孔，点火器安装在中心通孔内，便于通过启动点火器对固体推进剂药柱进行点燃同时产生高温高压燃气，之后沿燃气流道通过喷管壳体喷出形成超声速燃气射流。
进一步的，喷管壳体外部为收缩的光滑曲面，固体燃气发生器与空气导流筒体之间的间隙作为空气流道。喷管壳体同燃烧室壳体及筒体构成收缩-扩张的外流道结构，可使空气流达到预定的状态(速度、压强)，更好地模拟固体发动机飞行条件下外流场大气参数。
进一步的，喷管壳体内部为收缩的台阶圆柱体，其中喷管壳体燃烧室壳体螺纹连接；喷管壳体套于喷管衬套外部并与其粘接。结构连接简单紧凑，并且密封性好。
进一步的，喷焰观测实验筒为观测筒体，所述观测筒体的内腔为锥形通孔，其中锥形通孔的小开孔端与空气导流壳体装配连接，锥形通孔的大开孔端与排气筒装配密封连接，喷焰观测实验筒采用一定的扩张锥角使喷焰观测实验段内由于高温燃气流与空气流掺混、补燃引起的压强波动处于合理的范围。
进一步的，喷焰观测实验段的壁面沿轴向设置有一系列测压孔，便于测量喷焰观测实验段内压强参数，若干光学观测窗可以有效的对喷焰辐射特性相关参数进行测量，可观测喷焰形成到消失的过程。
进一步的，观测筒体的材料采用PMMA透光材料或聚碳酸酯透光材料，可观测固体发动机喷焰流场结构。
本发明还提供一种用于固体发动机喷焰特性研究的实验，在固体燃气发生器内启动点火器使得固体推进剂药柱燃烧产生的高温高压燃气在燃气流道中通过喷管衬套形成超声速燃气射流，同时高压高温空气从空气导流壳体上的管路接头进入环形空气流道后经过环形空气流道的环形喷管形成超声速空气射流，两者在喷焰观测实验筒内进行混掺和补充燃烧形成发动机喷焰，通过空气流道截面面积变化的设计，使空气在空气流道末端达到预定的状态(速度、压强)，实现模拟真实飞行条件下的空气高速来流环境，通过测压孔与若干光学玻璃窗口，可对喷焰流场的压强以及辐射等特性参数进行测量，解决了喷焰的流动与辐射等特性测量结果与真实飞行状态存在较大偏差的问题。
附图说明
图1为本发明中一种固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置的外观图；
图2为本发明中一种固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置结构抛视图；
图3为本发明中一种固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置的喷管壳体抛视图；
图中：1-空气导流壳体；11-筒体；12-管路接头；2-固体燃气发生器；21-燃烧室壳体；22-固体推进剂药柱；23-喷管衬套；24-喷管壳体；25-点火器；3-喷焰观测实验筒；31-观测筒体；32-测压孔；33-光学观测窗；4-排气筒；241-喷管壳体母线；242-第一过渡曲线；243-倾斜母线；244-第二过渡曲线；245-水平线。
具体实施方式
为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。
下面结合附图对本发明做进一步详细描述：
本发明的目的在于提供一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置及使用方法，以解决现有实验测试系统无法模拟高速飞行气流环境，喷焰的流动与辐射等特性测量结果与真实飞行状态存在较大偏差的技术问题。
参见图1和图2，本发明一个实施例中，提供了一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置，包括空气导流壳体1、固体燃气发生器2、喷焰观测实验筒3、排气筒4；所述空气导流壳体1、喷焰观测实验筒3和排气筒4依次连通，所述固体燃气发生器2同轴套设在空气导流壳体1内，所述固体燃气发生器2的端部与空气导流壳体1的端部通过法兰连接；所述固体燃气发生器2的外壁与空气导流壳体1的内壁之间形成环形空气流道，所述空气导流壳体1靠近固体燃气发生器2的端部处径向设置若干管路接头12，用于将高压高温空气输入至环形空气流道内；所述固体燃气发生器2内部空腔形成燃气流道，所述燃气流道出口与环形空气流道出口在喷焰观测实验筒3内汇合设置。
具体的，固体燃气发生器2包括燃烧室壳体21、固体推进剂药柱22、喷管衬套23、喷管壳体24和点火器25；所述燃烧室壳体21同轴套设在空气导流壳体1内，燃烧室壳体21的一端与空气导流壳体1的端部通过法兰连接，且在同侧端部设有中心通孔，所述点火器25安装在中心通孔内，所述喷管壳体24装配在燃烧室壳体21的另一端；所述固体推进剂药柱22设置在燃烧室壳体21内，所述喷管衬套23为台阶圆柱体，套设于喷管壳体24内部，其内型面为收缩-扩张的环形喷管型面；所述燃气流道在固体推进剂药柱22和喷管衬套23内设置，并延伸至喷管壳体24外与环形空气流道在喷焰观测实验筒3内汇合设置。
其中，根据图3所示，喷管壳体24的外壳体侧面为收缩光滑曲线，所述曲线由喷管壳体24靠近燃烧室壳体21的一端至喷管壳体24的出口端依次包括喷管壳体母线241、第一过渡曲线242、倾斜母线243、第二过渡曲线244和水平线245，其中倾斜母线243与水平线245的夹角为10°-20°。
其中，根据图3所示，喷管壳体24的内部沿着靠近燃烧室壳体21的一端至喷管壳体24的出口端依次由低至高设有第一台阶246、第二台阶247和第三台阶248；所述第一台阶246上设有内螺纹，所述燃烧室壳体21与第一台阶246螺纹连接，所述喷管衬套23的外部粘接在第二台阶247和第三台阶248上。
具体的，喷焰观测实验筒3为观测筒体31，所述观测筒体31的内腔为锥形通孔，其中锥形通孔的小开孔端与空气导流壳体1装配连接，锥形通孔的大开孔端与排气筒4装配密封连接，所述锥形通孔锥角范围为0-8°，使喷焰观测实验段内由于燃气补燃引起的压强波动处于合理区间。
其中，观测筒体31的壁面沿轴向设置若干测压孔32，用于测量喷焰观测实验段内压强参数。
其中，观测筒体31上开设若干光学观测窗，用于观测喷焰辐射特性。
其中，观测筒体31的材料采用PMMA、聚碳酸酯或石英玻璃，用于观测固体发动机喷焰结构。
具体的，排气筒4的内腔为锥形通孔，其中锥形通孔的小开孔端与喷焰观测实验筒3的端部密封连接，锥形通孔的大开孔端为出口端；所述锥形通孔的锥角为0-5°。
本发明中空气导流壳体1为筒体11，筒体11的两端带有法兰，两端分别装配于固体燃气发生器2和喷焰观测实验段3，并进行密封连接。在空气导流壳体1与固体燃气发生器2之间空隙形成变截面的环形空气流道。所述固体燃气发生器2内部空腔形成燃气流道，在实验过程中由固体推进剂药柱22的燃烧产生高温高压燃气沿燃气流道喷出形成超声速燃气射流。
本发明在环形空气流道中，在喷管壳体24的安装端与空气导流壳体1之间形成外流道喉衬处，如图2中A部位所示，喷管壳体24的输出端处为内外流道出口处，如图2中B部位所示。
本发明还提供了一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验方法，基于上述所述的一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置，包括如下过程：
在固体燃气发生器2内启动点火器25使得固体推进剂药柱22燃烧产生的高温高压燃气在燃气流道中通过喷管衬套23形成超声速燃气射流，同时高压高温空气从空气导流壳体1上的管路接头12进入环形空气流道后经过环形空气流道的环形喷管形成超声速空气射流，超声速燃气射流与超声速空气射流在喷焰观测实验筒3内进行混掺和补充燃烧形成发动机喷焰，喷焰观测实验筒3可进行对喷焰流场的压力以及红外光与紫外光等特性参数进行测量，最后复燃燃气从排气筒4排出。
综上所述，本发明提供了一种用于固体发动机喷焰特性研究的实验装置及方法，通过将固体燃气发生器同轴套设在空气导流筒体内，使固体燃气发生器与空气导流筒体之间的间隙作为空气流道，通过空气导流筒体的径向通孔通入高压高温空气在空气流道内加速，最终在空气流道的末端达到预定的状态(速度、压强)，且平行于固体燃气发生器的燃气流道喷出。同时经点火器点燃的固体推进剂药柱在燃气流道中加速，超声速燃气流与超声速空气流在喷焰观测实验段内进行混掺和补充燃烧，喷焰观测实验段可进行对喷焰流场的压强以及红外光与紫外光等特性参数进行测量。本发明提供的固体发动机喷焰特性研究的实验装置突出优点是对燃气流道与空气流道同轴且在同一截面喷出的设计，更好的模拟了固体火箭发动机飞行条件下燃气喷焰复燃时周围外流场的情况。同时空气流道设计收缩-扩张的环形喷管，可使空气在空气流道末端达到预定的状态(速度、压强)，使空气流参数更为接近真实飞行条件下的参数，因此实验测试系统针对固体火箭发动机喷焰流动与辐射等特性的测量更贴合真实飞行条件，并且结构简单紧凑、密封性好。
最后应当说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制，尽管参照上述实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者等同替换，而未脱离本发明精神和范围的任何修改或者等同替换，其均应涵盖在本发明的权利要求保护范围之内。
Claims (10)
1.一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置，其特征在于，包括空气导流壳体(1)、固体燃气发生器(2)、喷焰观测实验筒(3)、排气筒(4)；所述空气导流壳体(1)、喷焰观测实验筒(3)和排气筒(4)依次连通，所述固体燃气发生器(2)同轴套设在空气导流壳体(1)内，所述固体燃气发生器(2)的端部与空气导流壳体(1)的端部通过法兰连接；所述固体燃气发生器(2)的外壁与空气导流壳体(1)的内壁之间形成环形空气流道，所述空气导流壳体(1)靠近固体燃气发生器(2)的端部处径向设置若干管路接头(12)，用于将高压高温空气输入至环形空气流道内；所述固体燃气发生器(2)内部空腔形成燃气流道，所述燃气流道出口与环形空气流道出口在喷焰观测实验筒(3)内汇合设置。
2.根据权利要求1所述的一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置，其特征在于，所述固体燃气发生器(2)包括燃烧室壳体(21)、固体推进剂药柱(22)、喷管衬套(23)、喷管壳体(24)和点火器(25)；所述燃烧室壳体(21)同轴套设在空气导流壳体(1)内，燃烧室壳体(21)的一端与空气导流壳体(1)的端部通过法兰连接，且在同侧端部设有中心通孔，所述点火器(25)安装在中心通孔内，所述喷管壳体(24)装配在燃烧室壳体(21)的另一端；所述固体推进剂药柱(22)设置在燃烧室壳体(21)内，所述喷管衬套(23)为台阶圆柱体，套设于喷管壳体(24)内部，其内型面为收缩-扩张的环形喷管型面；所述燃气流道在固体推进剂药柱(22)和喷管衬套(23)内设置，并延伸至喷管壳体(24)外与环形空气流道在喷焰观测实验筒(3)内汇合设置。
3.根据权利要求2所述的一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置，其特征在于，所述喷管壳体(24)的外壳体侧面为收缩光滑曲线，所述曲线由喷管壳体(24)靠近燃烧室壳体(21)的一端至喷管壳体(24)的出口端依次包括喷管壳体母线(241)、第一过渡曲线(242)、倾斜母线(243)、第二过渡曲线(244)和水平线(245)，其中倾斜母线(243)与水平线(245)的夹角为10°-20°。
4.根据权利要求2所述的一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置，其特征在于，所述喷管壳体(24)的内部沿着靠近燃烧室壳体(21)的一端至喷管壳体(24)的出口端依次由低至高设有第一台阶(246)、第二台阶(247)和第三台阶(248)；所述第一台阶(246)上设有内螺纹，所述燃烧室壳体(21)与第一台阶(246)螺纹连接，所述喷管衬套(23)的外部粘接在第二台阶(247)和第三台阶(248)上。
5.根据权利要求1所述的一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置，其特征在于，所述喷焰观测实验筒(3)为观测筒体(31)，所述观测筒体(31)的内腔为锥形通孔，其中锥形通孔的小开孔端与空气导流壳体(1)装配连接，锥形通孔的大开孔端与排气筒(4)装配密封连接，所述锥形通孔锥角范围为0-8°。
6.根据权利要求5所述的一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置，其特征在于，所述观测筒体(31)的壁面沿轴向设置若干测压孔(32)，用于测量喷焰观测实验段内压强参数。
7.根据权利要求5所述的一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置，其特征在于，所述观测筒体(31)上开设若干光学观测窗，用于观测喷焰试验。
8.根据权利要求5所述的一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置，其特征在于，所述观测筒体(31)的材料采用PMMA、聚碳酸酯或石英玻璃。
9.根据权利要求1所述的一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置，其特征在于，所述排气筒(4)的内腔为锥形通孔，其中锥形通孔的小开孔端与喷焰观测实验筒(3)的端部密封连接，锥形通孔的大开孔端为出口端；所述锥形通孔的锥角为0-5°。
10.一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验方法，基于权利要求1-9任一项所述的一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置，其特征在于，包括如下过程：
在固体燃气发生器(2)内启动点火器(25)使得固体推进剂药柱(22)燃烧产生的高温高压燃气在燃气流道中通过喷管衬套(23)形成超声速燃气射流，同时高压高温空气从空气导流壳体(1)上的管路接头(12)进入环形空气流道后经过环形空气流道的环形喷管形成超声速空气射流，超声速燃气射流与超声速空气射流在喷焰观测实验筒(3)内进行混掺和补充燃烧形成发动机喷焰，喷焰观测实验筒(3)可进行对喷焰流场的压力以及红外光与紫外光等特性参数进行测量，最后复燃燃气从排气筒(4)排出。
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| CN202311271162.4A CN117072343A (zh) | 2023-09-28 | 2023-09-28 | 一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置及方法 |
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- 2023-09-28 CN CN202311271162.4A patent/CN117072343A/zh active Pending
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| CN117250006A (zh) * | 2023-11-20 | 2023-12-19 | 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 | 火箭基组合循环模型发动机燃烧室试验器 |
| CN117250006B (zh) * | 2023-11-20 | 2024-01-23 | 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 | 火箭基组合循环模型发动机燃烧室试验器 |
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