[发明专利]一种固体火箭发动机全尺寸喷管热结构实验装置

说明书

技术领域

本发明属于固体火箭发动机实验技术领域，具体为一种固体火箭发动机全尺寸喷管热结构实验装置。

背景技术

对于固体火箭发动机，其喷管热结构关系到发动机的安全，如何通过考核固体火箭发动机的喷管热结构是非常重要也非常复杂的问题。目前，研究喷管热结构的理论方法还不够成熟，多以对喷管热结构进行数值模拟、全尺寸发动机实验以及模拟试验为主。数值模拟研究由于进行了很多假定和简化，只能作为一种参考，不能为全尺寸发动机提供具体的量上的支撑；全尺寸发动机实验周期长，耗资大，组织繁琐，且为喷管热结构这一单项实验而组织全尺寸发动机实验代价太高，如果出现问题影响恶劣；模拟试验目前还不成熟，存在尺寸效应，难以解决与全尺寸发动机的映射关系等问题。由此可见，目前缺乏方便、低风险和低成本的实验方法来对固体火箭发动机喷管热结构进行全尺寸考核。

发明内容

要解决的技术问题

为了能够采用实验方法来对固体火箭发动机喷管热结构进行全尺寸考核，以降低风险，节约成本，并使研究手段能够常态化，本发明提出一种固体火箭发动机全尺寸喷管热结构实验装置。

技术方案

本发明的技术方案为：

所述一种固体火箭发动机全尺寸喷管热结构实验装置，其特征在于：包括全尺寸喷管、实验发动机、中心锥和中心锥支座；

实验发动机包括前封头、燃烧室、装药、喷管壳体和固定法兰；燃烧室壳体两端分别与前封头和喷管壳体一端固定连接，并用O型圈进行连接处侧面密封，喷管壳体另一端与固定法兰固定连接，全尺寸喷管固定在喷管壳体内，固定法兰的中心孔为锥孔；装药贴燃烧室内壁浇注在燃烧室内，装药的推进剂配方与全尺寸发动机中的推进剂配方相同，装药燃烧类型由实验发动机工作时间和装药燃面确定，实验发动机工作时间至少为6s，装药燃面根据燃烧室平衡压强公式确定，其中A_b为装药燃面，p_c为燃烧室工作压强，取与全尺寸发动机燃烧室工作压强一致，ρ_p为推进剂密度，a为推进剂燃速系数，n为推进剂燃速压强指数，c^*为推进剂特征速度，A_t为喷管喉部面积，喷管喉部面积A_t由质量流率公式确定，其中为实验装置的质量流率，取全尺寸发动机质量流率的1/5～1/2；

中心锥为大端开有中心盲孔的近似圆锥结构，中心锥小端为圆弧型钝头，并光滑过渡至中心锥前部圆柱段，圆柱段的直径由公式确定，其中D_t为全尺寸喷管的喉部直径，d_t表示中心锥圆柱段直径，中心锥圆柱段长度与全尺寸喷管喉部的直段长度相同；从中心锥圆柱段光滑过渡至中心锥中部锥柱段，锥柱段长度与全尺寸喷管扩张段长度一致，锥柱段底面直径由公式确定，其中d_e表示中心锥锥柱面的底面直径，D_e表示全尺寸喷管扩张段的出口直径，ε_A表示全尺寸喷管膨胀比；

中心锥支座包括中心杆组合件和支座组合件；中心杆组合件包括头部隔热套、前端热防护套、定位卡环、紧固卡环和中心杆；头部隔热套套在中心杆头部，并用环氧胶粘接，套有隔热套的中心杆头部插入中心锥大端盲孔内，并采用环氧胶与中心锥粘接；前端热防护套套在中心杆中部，并用环氧胶粘接；定位卡环为带有环形突起的两片半圆环，环形突起的外圆周为锥面并带有连接耳片，环形突起外圆周锥面的锥度与固定法兰中心孔的锥度相同；定位卡环卡在前端热防护套上，且定位卡环一端面与中心锥大端面紧贴合，环形突起外圆周锥面与固定法兰中心孔紧贴合，且通过连接耳片与固定法兰固定连接；紧固卡环安装在前端热防护套上，并与定位卡环另一端面紧贴合；支座组合件包括后端热防护套、支座和底座；支座上端与中心杆后段固定连接，后端热防护套套在支座上并用环氧胶粘接，支座下端与底座固定连接，并在底座固定有热防护板。

有益效果

本发明提出的一种固体火箭发动机全尺寸喷管热结构实验装置，与目前常用的数值模拟计算、缩比实验及全尺寸发动机试验相比具有以下优点：

1)与数值模拟计算和缩比实验相比，该装置通过对中心锥圆柱段及锥柱段型面的设计，实现实验装置中全尺寸喷管的工作特性与全尺寸发动机中喷管的工作特性一致，更能真实模拟出真实发动机工作状态下全尺寸喷管热结构的工作特点，更能考核喷管热结构的真实工作特性；