CN216198530U

CN216198530U - 一种考核固体火箭发动机喷管效率的试验装置

Info

Publication number: CN216198530U
Application number: CN202122627298.7U
Authority: CN
Inventors: 赵志博; 吴哲明; 苗磊; 张胜敏; 张玉强; 贺连鹏; 陶磊
Original assignee: 91049 Unit Of Pla
Current assignee: 91049 Unit Of Pla
Priority date: 2021-10-29
Filing date: 2021-10-29
Publication date: 2022-04-05
Anticipated expiration: 2031-10-29

Abstract

本实用新型公开了一种考核固体火箭发动机喷管效率的试验装置，试验装置悬空悬挂，且水平放置；包括：筒体段、第一喷管和第二喷管，其中：筒体段，为一筒状壳体围成的腔体结构，左右两端均为敞口状；其水平放置，且悬空悬挂；其腔体内用于放置内孔型的药柱，且药柱水平放置；第一喷管和第二喷管分别安装于筒体段的两端，均与筒体段相连通；且第一喷管和第二喷管的内型面不相同；第二喷管和第一喷管用于：在药柱燃烧产生燃气时，由左右两端排出燃气，并产生推力，且在左右两端存在推力差时，使试验装置以水平面为基准，一端向上、另一端向下偏移。使用该试验装置，实现了一次试验可对比考核两种喷管的效率差。

Description

一种考核固体火箭发动机喷管效率的试验装置

技术领域

本实用新型属于发动机性能测试技术领域，具体涉及一种考核固体火箭发动机喷管效率的试验装置。

背景技术

喷管是固体火箭发动机的关键部件，起着控制燃烧室压强，维持装药正常燃烧，使燃气无阻地加速，以使热能最大可能地转化为动能，进而产生推力的作用。喷管内型面对喷管效率有着重要的影响，选择适当的喷管内型面，尽量减少如摩擦、散热、气流扩张、气流分离和二相流损失等各种损失，可以大幅提高发动机性能。喷管效率每增加1％，可使比冲增加约3s左右。因此，有必要进行喷管内型面优化设计研究，同时通过试验进行考核验证，以期进一步提高固体火箭发动机的喷管效率。

由于喷管喉径和喷管出口直径(或扩张比)总体已经给定，为了获得超声速气流，喷管的内表面都是收敛-扩张的拉瓦尔型面，所以喷管内型面设计主要是确定喷管内表面的形状，包括收敛段、喉部和扩张段三个部分的型面参数，以便使所设计的喷管具有最高的效率。喷管收敛段的作用是把燃气逐渐加速到声速，由于收敛段的形状不同，燃气加速程度不同，由此造成喉部声速分布不同，从而使喷管出口面上燃气参数分布不均匀，造成一部分性能损失。根据大量试验结果证明，收敛段形状设计不合理，会造成喷管性能损失约2％～3％。喷管超声速段俗称喷管扩张段，它的功能是使燃气继续加速到超声速，从喷管出口排出产生推力。根据发动机的实用要求，一般对固体发动机的长度限制很严，在给定的长度范围内，喷管扩张段一般设计为锥形和钟形两种不同形式。由于钟形扩张段是根据空气动力学特征线原理造型的，在扩张比相等的条件下，它的性能要比锥形扩张段好。但由于特征线法设计钟形扩张段的型面较为烦琐，实际工程上常采用双圆弧法和抛物线法的近似方法来替代用特征线方法求得扩张段型面。目前，大多数固体推进剂中都含有铝粉，因此燃气中就含有一定量的Al₂O₃凝相颗粒，是典型的两相流动。虽然双圆弧法和抛物线法也适用于两相流中扩张段型面的设计，但是由于两相流的影响，在确定特征变量(喷管出口半角、喷管长度、气流最大初始膨胀角等参数)时存在多变量的选择，因此，有必要设计一种新型的考核喷管效率的专用试验装置来解决该问题。

实用新型内容

本实用新型的目的是提供一种考核固体火箭发动机喷管效率的试验装置，实现了一次试验可对比考核两种喷管的效率差。

本实用新型采用以下技术方案：一种考核固体火箭发动机喷管效率的试验装置，试验装置悬空悬挂，且水平放置；包括：筒体段、第一喷管和第二喷管，其中：筒体段，为一筒状壳体围成的腔体结构，左右两端均为敞口状；其水平放置，且悬空悬挂；其腔体内用于放置内孔型的药柱，且药柱水平放置；

第一喷管和第二喷管分别安装于筒体段的两端，均与筒体段相连通；且第一喷管和第二喷管的内型面不相同；

第二喷管和第一喷管用于：在药柱燃烧产生燃气时，由左右两端排出燃气，并产生推力，且在左右两端存在推力差时，使试验装置以水平面为基准，一端向上、另一端向下偏移。

进一步地，该第一喷管和第二喷管的材质相同，初始喉径相同，出口膨胀比相同。

进一步地，在试验装置的质心处，且位于筒体段的外壳上固定有一吊绳，吊绳用于悬挂筒体段。

进一步地，该在筒体段的左右两端，且位于其上方对应设置有竖直向的第二标尺杆和第一标尺杆，第一标尺杆和第二标尺杆作为试验装置偏移量的判断基准。

进一步地，该第一喷管和筒体段间连接有第一收敛段，第二喷管和筒体段间连接有第二收敛段。

进一步地，该在药柱的中心部位上粘接有点火装置，点火装置用于点火以引燃药柱。

进一步地，该药柱位于筒体段内的中段。

进一步地，该在第一喷管内壁上一周、且位于其与第一收敛段的连接端设置第一喉衬；在第二喷管内壁上一周、且位于其与第一收敛段的连接端设置第二喉衬。

本实用新型的有益效果是：1.一次试验可对比考核两种喷管的效率差，判断得出效率好的喷管。2.在使用时，采用拍摄和计算相结合的方式，避免了认为判定装置的位置，计算精确。

附图说明

图1为一种考核固体火箭发动机喷管效率的试验装置的结构示意图；

其中：a.第一喷管；b.第二喷管；1.筒体段；2.绝热层；3.药柱；4.点火装置；5.支架；6.第一收敛段；8.第一喉衬；9.第一固定体；10.第一扩张段；11.第一标尺杆；12.吊绳；13.第二标尺杆；14.第二收敛段；16.第二喉衬；17.第二固定体；18.第二扩张段。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本实用新型进行详细说明。

本实用新型公开了一种考核固体火箭发动机喷管效率的试验装置，该试验装置悬空悬挂，且水平放置；包括：筒体段1、第一喷管a和第二喷管b，其中：筒体段1，为一筒状壳体围成的腔体结构，左右两端均为敞口状；其悬空悬挂，且水平放置；其腔体内用于放置内孔型的药柱3，且药柱3水平放置，并位于筒体段1内的中段。在药柱3的中心部位上粘接有点火装置4，点火装置4用于点火以引燃药柱3。且在点燃时，以药柱3的中心部位作为点燃面，避免质心偏移，引入偏移误差。

在试验装置的质心处，且位于筒体段1的外壳上固定有一吊绳12，吊绳12用于悬挂筒体段1，在初始状态时，保证试验装置处在水平放置的状态。筒体段1内壁一周设置有绝热层2。在筒体段1的外壳上还设置有支架5。

第一喷管a和第二喷管b分别安装于筒体段1的两端，均与筒体段1相连通；且第一喷管a和第二喷管b的内型面不相同。第一喷管a和第二喷管b的材质相同，初始喉径相同，出口膨胀比相同。

上述第一喷管a和第二喷管b均为拉法尔喷管，出口端分别为第一扩张段10和第二扩张段18。在第一喷管a和第二喷管b的外侧，且靠近其与筒体段1相连接端设置有第一固定体9和第二固定体17，用于固定支撑各喷管。

在第一喷管a内壁上一周、且位于其与第一收敛段6的连接端设置第一喉衬8；在第二喷管b内壁上一周、且位于其与第一收敛段6的连接端设置第二喉衬16。

上述第二喷管b和第一喷管a用于：在药柱3燃烧产生燃气时，由左右两端排出燃气，并产生推力，且在左右两端存在推力差时，使试验装置以水平面为基准，一端向上、另一端向下偏移。通过设置两个喷管，可一次此处两个喷管间的效率差，确定出效率高的喷管。

在筒体段1的左右两端，且位于其上方对应设置有竖直向的第二标尺杆13和第一标尺杆11，第一标尺杆11和第二标尺杆13作为试验装置偏移量的判断基准。第一标尺杆11和第二标尺杆13均为杆状或者柱状，下端距离筒体段1的竖直距离相等，在试验装置偏移时，即是以各标尺杆的下端为基准参照。

第一喷管a和筒体段1间连接有第一收敛段6，第二喷管b和筒体段1间连接有第二收敛段14。在第一喷管a内壁上一周、且位于其与第一收敛段6的连接端设置第一喉衬8；在第二喷管b内壁上一周、且位于其与第一收敛段6的连接端设置第二喉衬16。

在使用上述试验装置时，则需在筒体段1的前或后方，且位于试验装置的质心处设置一高速摄影装置，高速摄影装置用于实时记录试验装置的位置。具体过程如下：

一、试验装置总装：

1.1.将内孔型的药柱3放置到粘贴有绝热层2的筒体段1的中部；

1.2.用螺栓将第一收敛段6和第二收敛段14分别安装在筒体段1的两端，并在各连接端面处采用端面O形圈密封；

1.3.将点火装置4粘接固定在药柱3的中心部位上；

1.4.将在第一收敛段16和第二收敛段14的外端对应的螺纹连接第一喷管a和第二喷管b，连接端面采用端面O形圈密封；

1.5.总装完成后称量试验装置的初始质量m₀，测量第一喷管a和第二喷管b初始喉径d₀。

二、试验装置上试验台架：

2.1.将总装好的试验装置通过吊绳12悬挂在试验台上；

2.2.将第一标尺杆11和第二标尺杆13分别固定在试验发动机壳体1的两端的上方，且均为竖直向设置，用高速摄影实时记录试验装置两端在试车过程中的位置；

2.3.通过安装在筒体段1壳体壁上的测压传感器，测量记录工作压强。

三、开展试验：

3.1.将点火引线与试验台点火系统连接，进入正式点火程序；

3.2.试验装置点火，点火装置4接收到点火信号后被点燃，所产生的燃气引燃药柱3表面后，燃烧产生高温高压燃气，高温高压燃气同时左右两端分别通过第二喷管b和第一喷管a高速排出；两端的第二喷管b和第一喷管a的喉径、扩张比及内壁所用材料完全相同，但内型面不同，导致高温燃气从两个喷管出口排出时所产生的推力不同，进而使试验装置会发生偏转。

四、试验后处理和数据分析：

4.1.试验完成后，称量试验装置的剩余质量m_s，获得试验装置工作过程中的平

均质量

为(m₀+m_s)/2；

4.2.根据试验时试验装置两端的位置情况，可计算出偏转角度θ随时间t的变化，进而获得平均偏转角度；

4.3.测量试验后喷管喉径d_s，获得发动机工作过程中平均喉径

为(d₀+d_s)/2；

4.4.由于发动机两个喷管的试验平均喉径

出口直径d_e相同，根据燃气比热比k燃气典型值为1.15、平均压力

平均喉径d_t、出口直径d_e、外界环境压强P_a和下式，解方程计算获得出口截面平均压强

进而计算出喷管平均的理论推力系数：

4.5.根据绳拉力N、左右两端推力差ΔF和试验装置重力mg的关系，可知：

ΔFcosθ＝Nsinθ

Ncosθ＝(m₀+m_s)g/2；

4.6.根据试验装置推力公式可知：

故试验装置两端喷管的效率差为：

Claims

1.一种考核固体火箭发动机喷管效率的试验装置，其特征在于，所述试验装置悬空悬挂，且水平放置；包括：筒体段(1)、第一喷管(a)和第二喷管(b)，其中：

所述筒体段(1)，为一筒状壳体围成的腔体结构，左右两端均为敞口状；其水平放置，且悬空悬挂；其腔体内用于放置内孔型的药柱(3)，且所述药柱(3)水平放置；

所述第一喷管(a)和所述第二喷管(b)分别安装于所述筒体段(1)的两端，均与所述筒体段(1)相连通；且所述第一喷管(a)和第二喷管(b)的内型面不相同；

所述第二喷管(b)和第一喷管(a)用于：在所述药柱(3)燃烧产生燃气时，由左右两端排出燃气，并产生推力，且在左右两端存在推力差时，使所述试验装置以水平面为基准，一端向上、另一端向下偏移。

2.如权利要求1所述的一种考核固体火箭发动机喷管效率的试验装置，其特征在于，所述第一喷管(a)和所述第二喷管(b)的初始喉径相同，出口膨胀比相同。

3.如权利要求2所述的一种考核固体火箭发动机喷管效率的试验装置，其特征在于，在所述试验装置的质心处，且位于筒体段(1)的外壳上固定有一吊绳(12)，所述吊绳(12)用于悬挂筒体段(1)。

4.如权利要求3所述的一种考核固体火箭发动机喷管效率的试验装置，其特征在于，在所述筒体段(1)的左右两端，且位于其上方对应设置有竖直向的第二标尺杆(13)和第一标尺杆(11)，所述第一标尺杆(11)和第二标尺杆(13)作为试验装置偏移量的判断基准。

5.如权利要求3所述的一种考核固体火箭发动机喷管效率的试验装置，其特征在于，所述第一喷管(a)和筒体段(1)间连接有第一收敛段(6)，所述第二喷管(b)和筒体段(1)间连接有第二收敛段(14)。

6.如权利要求5所述的一种考核固体火箭发动机喷管效率的试验装置，其特征在于，在所述药柱(3)的中心部位上粘接有点火装置(4)，所述点火装置(4)用于点火以引燃药柱(3)。

7.如权利要求6所述的一种考核固体火箭发动机喷管效率的试验装置，其特征在于，所述药柱(3)位于所述筒体段(1)内的中段。

8.如权利要求6所述的一种考核固体火箭发动机喷管效率的试验装置，其特征在于，在所述第一喷管(a)内壁上一周、且位于其与第一收敛段(6)的连接端设置第一喉衬(8)；在所述第二喷管(b)内壁上一周、且位于其与第一收敛段(6)的连接端设置第二喉衬(16)。