[发明专利]可调式双脉冲固体火箭发动机喷管试验装置

说明书

技术领域

本发明属于固体火箭发动机试验研究领域，特别是一种可调式双脉冲固体火箭发动机喷管试验装置。

背景技术

随着军事科技的不断发展，为了提高导弹的生存及突防能力，强调防区外发射、弹道可变性。脉冲发动机利用隔离装置将燃烧室分为若干部分，通过多次关机和点火，合理分配推力以及各脉冲时间，实现飞行弹道最优控制和发动机能量的优化管理。以双脉冲固体火箭发动机为例，与传统的单推力或者单室双推力发动机相比具有射程更远、机动性更强、精度更高。

地面性能试验研究是研制过程中的重要手段。由于双脉冲发动机隔层技术有待于进一步提高，为防止试验中隔层工作失败导致第二脉冲发动机意外点火，使燃烧室压力突增，造成壳体炸裂，通常在燃烧室头部或壳体侧面设置泄压孔，当燃烧室内压力大于燃烧室壳体所能承受最大压力时，泄压孔开始工作，避免发生爆炸的危险。但是，该方法有一定缺陷。设置在头部或燃烧室侧面的泄压孔工作时，喷出的高温高压燃气可能会损坏头部的推力传感器以及其他的数据信号线。此外，进行多组试验时，当喉部烧蚀严重已达不到设计指标时，通常需更换整体喷管组件，这种方法不经济。因此，需要设计一种新型的可调式喷管。

发明内容

本发明的目的在于提供一种能够提高试验安全性、节约试验成本的可调式双脉冲固体火箭发动机喷管试验装置。

实现本发明目的的技术解决方案为：

一种可调式双脉冲固体火箭发动机喷管试验装置，包括喷管座、喉衬件、扩张段部件、安全销、上剪切套筒和下剪切套筒，喉衬件设置在喷管座内的燃气入口端，扩张段部件设置在喷管座内的燃气出口端，喉衬件通过其轴向上的环形台阶面与喷管座内的环形台阶面定位配合，安全销穿过喷管座壁上的销孔伸入扩张段部件上的销孔，安全销与喷管座之间设置有上剪切套筒，安全销与扩张段部件之间设置下剪切套筒，安全销和喷管座销孔靠近喷管座外壁的一端在对应位置设置相配合的螺纹。

本发明与现有技术相比，其显著优点：

(1)本发明零件少，结构简单，装配方便。

(2)本发明针对不同的设计指标，在保证喷管座尺寸不变的前提下，可以通过改变喉衬件和扩张段件的尺寸，能够适应不同的扩张比、收敛半角等设计要求，具有一定的通用性。

(3)本发明的安全销与上、下剪切套筒配合使用，可根据试验需求调节安全销直径及上、下剪切套筒内径，方便调节安全销的剪切强度。

(4)本发明避免了当喷管内型面烧蚀严重时需要整体更换喷管组件的缺陷，只需要将烧蚀严重的喉衬件更换即可，喷管座仍可继续使用，能有效地节约试验成本。

下面结合附图对本发明作进一步详细描述。

附图说明

图1是本发明可调式双脉冲固体火箭发动机喷管试验装置的半剖结构示意图。

图2是本发明可调式双脉冲固体火箭发动机喷管试验装置的轴向剖视图。

图3是本发明可调式双脉冲固体火箭发动机喷管试验装置不同尺寸安全销的对比安装示意图；(a)为较粗的安全销配合较薄的剪切套筒，(b)为较细的安全销配合较厚的剪切套筒。

具体实施方式

结合图1～图3：

本发明一种可调式双脉冲固体火箭发动机喷管试验装置，包括喷管座1、喉衬件2、扩张段部件3、安全销4、上剪切套筒5和下剪切套筒6，喉衬件2设置在喷管座1内的燃气入口端，扩张段部件3设置在喷管座1内的燃气出口端，喉衬件2通过其轴向上的环形台阶面与喷管座1内的环形台阶面定位配合，安全销4穿过喷管座1壁上的销孔伸入扩张段部件3上的销孔，安全销4与喷管座1之间设置有上剪切套筒5，安全销4与扩张段部件3之间设置下剪切套筒6，安全销4和喷管座1销孔靠近喷管座1外壁的一端在对应位置设置相配合的螺纹。

喉衬件2的内径小于扩张段部件3的内径，且两者之间平滑过渡。

安全销4对称设置在喷管座1的周向。

结构装配：根据设计指标，将符合设计要求的喉衬件2与扩张段部件3依次装入喷管座，从喷管座1的销孔中先放入下剪切套筒6，然后再放入上剪切套筒5，注意先后次序。最后拧上安全销4。确认装配无误后，将喷管座1拧入燃烧室，旋紧，即可进行试验。

工作原理：在保证喷管座1尺寸不变的前提下，通过改变喉衬件2和扩张段部件3的尺寸，能够适应不同的扩张比、收敛半角等设计要求；根据试验需求调节安全销4直径及上剪切套筒5和下剪切套筒6的内径(如图3)，方便调节安全销4剪切强度，使设计具有一定的通用性。

试验中，若在第一脉冲发动机高温高压燃气作用下隔层工作失败，导致第二脉冲意外点火，造成燃烧室压力急剧增大，在高压燃气作用下安全销4被剪切断，将喉衬件2及扩张段部件3从喷管座1中推出，使燃气通道面积变大，从而达到安全泄压的作用。