一种可观测的固体火箭发动机点火试验平台

1.本发明涉及一种可观测的固体火箭发动机点火试验平台。


背景技术：

2.固体火箭发动机具有结构简单、性能优越、机动性好、成本低、易维护等特点，广泛应用于国防军事以及航空航天领域。固体发动机点火瞬态过程是点火器喷流与推进剂药柱间的耦合作用过程，即当点火器喷流作用于药柱表面时，推进剂表面温度上升，当药柱某位置处温度达到其着火点时，该位置药柱则被点燃，同时形成火焰在燃烧室内部传播，并且新生成的热燃气继续与点火器喷流燃气一起继续点燃其它位置处的推进剂，从而生成大量高温高压燃气，随后经拉瓦尔喷管加速排出，为固体火箭提供推力。
3.固体火箭发动机点火一般在几毫秒到几百毫秒的时间内完成，作用时间短、物理量变化剧烈，有数据表明点火阶段造成的故障占发动机总故障数的10％以上[1]。因此，开展点火瞬态过程点火器参数、推进剂类型及尾喷管结构之间的匹配性研究，可为固体火箭发动机的优化设计提供技术支持。
[0004]
固体火箭发动机点火瞬态过程是一个复杂的强瞬态、非定常过程，涉及气固两相燃烧反应及流固耦合传热传质问题，采用理论方法和数值模拟手段研究该瞬态过程精度较低，因此现阶段多通过试验测试方法开展相关研究工作。但由于固体火箭发动机试验装置多由全封闭耐高温合金钢构成，燃烧室内部点火器喷流与推进剂药柱间的耦合作用过程无法观测[2]；同时，由于传统固体推进剂燃温高，温度传感器无法直接测量燃烧室内部温度，只能测量燃烧室外壁面温度，然后通过传热公式计算出燃烧室内部温度，这样也降低了试验数据的准确性；此外，多数固体火箭发动机点火试验装置仅在喷管位置打孔安装压强传感器，用喷管位置处的压强变化代替燃烧室内部压强变化[3]，忽略了压强在燃烧室内部的演化过程，而大长径比固体发动机其燃烧室内部压强分布存在差异较大，不能直接用喷管处压强表征点火瞬态过程内流场压强。
[0005]
基于上述问题，当前关于固体火箭发动机瞬态点火测试试验存在无法观测、试验数据精度较低等问题，在真实发动机设计时也多依据工程经验对试验数据进行修正，这样也导致固体发动机优化设计存在冗余，甚至可能造成发动机工作失效。
[0006]
参考文献
[0007]
[1]williams f.a,huang n.c,barrel m.固体推进剂火箭发动机的基本问题[m].京固群译.
[0008]
国防工业出版社,1977:125:382-384.
[0009]
[2]李建,吴飞春,刁吉阳,等.小型发射级固体火箭发动机点火性能试验研究[j].火工品,
[0010]
2018(3):6-8.
[0011]
[3]赵汝岩,黄志勇,周红梅,等.固体发动机单项点火试验研究[j].弹箭与制导学报,2011,31(6):122-125.


技术实现要素：

[0012]
针对现有技术的不足，本发明旨在提供一种可观测的固体火箭发动机点火试验平台，旨在解决发动机点火瞬态过程无法直接观测的难题，以及难以直接监测燃烧室内温度/压强的难题。
[0013]
具体效果为：
[0014]
(1)在燃烧室上半部分安装石英玻璃，并通过螺栓和紫铜垫片与下半部分耐高温合金钢密封，构成带透明窗的燃烧室。然后再燃烧室腔体上方放置高速摄影仪，这样可通过高速摄影记录固体火箭发动机点火瞬态过程，解决发动机点火试验无法直接观测的难题。
[0015]
(2)试验过程采用铂铑合金温度/压强传感器，可在1900k温度环境下工作，可以直接安装在燃烧室内部监测内流场温度，避免监测燃烧室外壁面温度，然后通过经验公式计算燃烧室内温度带来的数据误差。
[0016]
(3)在装药过程中将温度/压强传感器埋入推进剂药柱内部，直接测量固体火箭发动机点火瞬态过程燃烧室内温度/压强变化过程，这样能够得到燃烧室内不同位置处的温度/压强差异，尤其是针对大长径比发动机，这样更有利于揭示燃烧室内火焰传播机理。
[0017]
本发明通过如下技术方案实现。
[0018]
一种可观测的固体火箭发动机点火试验平台，包括点火器、测量段、喷管，所述点火器设置在所述测量段的前端，所述喷管设置在所述测量段的后端；
[0019]
所述测量段包括方型腔体、石英玻璃盖板、石英玻璃、药柱段、温度传感器、压强传感器、燃烧室、高速摄像仪，所述燃烧室通过紫铜垫片和螺栓安装在方型腔体的下方，所述石英玻璃通过石英玻璃盖板、紫铜垫片和螺栓安装在方型腔体的上方，所述石英玻璃和燃烧室之间构成圆柱形的燃烧室腔体，所述石英玻璃包括厚石英玻璃和薄石英玻璃，薄石英玻璃紧贴厚石英玻璃的内壁，所述药柱段为一块完整的药柱结构，药柱段由内到外依次为点火药柱、药柱包覆层、药柱绝热层、药柱金属层，药柱金属层紧贴燃烧室内壁，所述药柱段和燃烧室上设有通孔，所述通孔用于设置所述温度传感器和压强传感器，所述高速摄影仪设置在石英玻璃的上方，所述温度传感器和压强传感器采集的数据进入数据分析系统终端。
[0020]
进一步，所述点火器通过点火器盖板、紫铜垫片和螺栓安装在方型腔体前端。
[0021]
进一步，所述喷管通过紫铜垫片和螺栓安装在所述测量段的后端，喷管的后端设置有发动机后堵盖。
[0022]
进一步，药柱段中共埋有九个温度传感器和六个压强传感器，沿轴向方向共有三排，每排包括三个温度传感器和两个压强传感器，在圆周向间隔15
°
交替分布。
[0023]
与现有技术相比，本发明的优点是：
[0024]
(1)通过改变燃烧室腔体结构，在药柱上方加装石英玻璃，通过高速摄像仪记录发动机点火过程，解决了当前固体火箭发动机点火瞬态过程无法观测的难题。
[0025]
(2)在推进剂药柱中埋入耐高温铂铑合金温度/压强传感器，可直接监测燃烧室内压强/温度演化规律，保证试验数据的准确性。
[0026]
(3)通过螺栓、盖板和紫铜垫片连接点火段、试验段和喷管段，方便更换不同构型的点火器及喷管，有利于开展点火瞬态过程点火器参数、推进剂类型及尾喷管结构之间的匹配性研究。
[0027]
(4)由于固体发动机点火试验会生成大量黑色固体颗粒，试验结束后会附着于石英玻璃表面，因此在厚石英玻璃底部垫有薄石英玻璃片，每次试验后更换薄石英玻璃片，保证试验平台可重复使用；
[0028]
(5)方型腔体使得试验段更加容易固定，防止点火器射流影响装置的稳定性。
[0029]
(6)药柱段为一块完整的药柱结构，将温度传感器和压强传感器直接在药柱內埋放置，这样能更好的测试出真实情况下固体火箭发动机点火瞬态过程
附图说明
[0030]
图1是本发明的标准等角视图
[0031]
图2是本发明装置的整体拆分结构图
[0032]
图3是本发明装置点火药柱与传感器连接示意图
[0033]
图4是本发明装置点火药柱的结构示意图
[0034]
图5是本发明的yz剖面图
[0035]
图6是本发明固体火箭发动机点火试验平台系统集成图
[0036]
图7是本发明的流程图；
[0037]
图中：1、点火器；2、点火器盖板；3、紫铜垫片；4、石英玻璃盖板；5、厚石英玻璃；6、薄石英玻璃；7、药柱段；8、温度传感器；9、压强传感器；10、燃烧室；11、燃烧室腔体；12、喷管；13、发动机后堵盖；14、点火药柱；15、药柱包覆层；16、药柱绝热层；17、药柱金属层；18、高速摄影仪；19、压强/温度数采系统；20、方型腔体。
具体实施方式
[0038]
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步说明，但不作为本发明的限定。
[0039]
如图1至图7所示，一种可观测的固体火箭发动机点火试验平台，包括点火器1、测量段、喷管12，所述点火器1设置在所述测量段的前端，所述喷管12设置在所述测量段的后端；
[0040]
所述测量段包括方型腔体20、石英玻璃盖板4、石英玻璃、药柱段7、温度传感器8、压强传感器9、燃烧室10、高速摄像仪18，所述燃烧室10通过紫铜垫片和螺栓安装在方型腔体20的下方，所述石英玻璃通过石英玻璃盖板4、紫铜垫片和螺栓安装在方型腔体20的上方，所述石英玻璃和燃烧室10之间构成圆柱形的燃烧室腔体11，所述石英玻璃包括厚石英玻璃5和薄石英玻璃6，薄石英玻璃6紧贴厚石英玻璃5的内壁，所述药柱段7为一块完整的药柱结构，药柱段7由内到外依次为点火药柱14、药柱包覆层15、药柱绝热层16、药柱金属层17，药柱金属层17紧贴燃烧室10内壁，所述药柱段7和燃烧室10上设有通孔，所述通孔用于设置所述温度传感器8和压强传感器9，所述高速摄影仪18设置在石英玻璃的上方，所述温度传感器8和压强传感器9采集的数据进入数据分析系统终端。
[0041]
进一步，所述点火器1通过点火器盖板2、紫铜垫片和螺栓安装在方型腔体20前端。
[0042]
进一步，所述喷管12通过紫铜垫片和螺栓安装在所述测量段的后端，喷管12的后端设置有发动机后堵盖13。
[0043]
进一步，药柱段7中共埋有九个温度传感器和六个压强传感器，沿轴向方向共有三排，每排包括三个温度传感器和两个压强传感器，在圆周向间隔15
°
交替分布。
[0044]
数据分析系统终端为压强/温度数采系统。
[0045]
燃烧室10由耐高温合金钢制成。
[0046]
温度传感器8和压强传感器9为铂铑合金温度/压强传感器。
[0047]
本发明的实施方法是：将药柱段装入燃烧室后，把点火器、石英玻璃、燃烧室、喷管以及发动机后堵盖通过紫铜垫片及螺栓密闭连接，接入压强/温度传感器，并将传感器与数采系统相连，在本发明装置上方安装俯拍式高速摄影仪。点火器点火后，燃气喷流冲击至药柱表面引燃冲击点处药柱，药柱着火后燃烧室内温度急剧升高，达到药柱着火点后引燃其余位置推进剂。药柱燃烧导致燃烧室内部压强增加，致使喷管堵盖破裂，高温高压燃气经由拉瓦尔喷管加速喷出。整个点火瞬态过程由高速摄影仪透过石英玻璃拍摄记录，并由压强/温度传感器测量不同位置处的压强/温度变化。试验结束后，可更换薄石英玻璃防止其被药柱燃烧所产生的黑色颗粒所附着，影响本发明装置的重复使用。
[0048]
以上所述仅为本发明较佳的实施例，并非因此限制本发明的实施方式及保护范围，对于本领域技术人员而言，应当能够意识到凡运用本发明说明书及图示内容所作出的等同替换和显而易见的变化所得到的方案，均应当包含在本发明的保护范围内。

技术特征：
1.一种可观测的固体火箭发动机点火试验平台，其特征在于，包括点火器(1)、测量段、喷管(12)，所述点火器(1)设置在所述测量段的前端，所述喷管(12)设置在所述测量段的后端；所述测量段包括方型腔体(20)、石英玻璃盖板(4)、石英玻璃、药柱段(7)、温度传感器(8)、压强传感器(9)、燃烧室(10)、高速摄像仪(18)，所述燃烧室(10)通过紫铜垫片和螺栓安装在方型腔体(20)的下方，所述石英玻璃通过石英玻璃盖板(4)、紫铜垫片和螺栓安装在方型腔体(20)的上方，所述石英玻璃和燃烧室(10)之间构成圆柱形的燃烧室腔体(11)，所述石英玻璃包括厚石英玻璃(5)和薄石英玻璃(6)，薄石英玻璃(6)紧贴厚石英玻璃(5)的内壁，所述药柱段(7)为一块完整的药柱结构，药柱段(7)由内到外依次为点火药柱(14)、药柱包覆层(15)、药柱绝热层(16)、药柱金属层(17)，药柱金属层(17)紧贴燃烧室(10)内壁，所述药柱段(7)和燃烧室(10)上设有通孔，所述通孔用于设置所述温度传感器(8)和压强传感器(9)，所述高速摄影仪(18)设置在石英玻璃的上方，所述温度传感器(8)和压强传感器(9)采集的数据进入数据分析系统终端。2.根据权利要求1所述的可观测的固体火箭发动机点火试验平台，其特征在于，所述点火器(1)通过点火器盖板(2)、紫铜垫片和螺栓安装在方型腔体(20)前端。3.根据权利要求1所述的可观测的固体火箭发动机点火试验平台，其特征在于，所述喷管(12)通过紫铜垫片和螺栓安装在所述测量段的后端，喷管(12)的后端设置有发动机后堵盖(13)。4.根据权利要求1所述的可观测的固体火箭发动机点火试验平台，其特征在于，药柱段(7)中共埋有九个温度传感器和六个压强传感器，沿轴向方向共有三排，每排包括三个温度传感器和两个压强传感器，在圆周向间隔15
°
交替分布。

技术总结
本发明涉及一种可观测的固体火箭发动机点火试验平台，包括点火器、测量段、喷管，所述点火器设置在所述测量段的前端，所述喷管设置在所述测量段的后端；所述测量段包括方型腔体、石英玻璃盖板、石英玻璃、药柱段、温度传感器、压强传感器、燃烧室、高速摄像仪。本发明旨在解决发动机点火瞬态过程无法直接观测的难题，以及难以直接监测燃烧室内温度/压强的难题。题。题。


技术研发人员：周志坛 王熙文 李怡庆
受保护的技术使用者：南昌航空大学
技术研发日：2023.02.13
技术公布日：2023/6/28