[发明专利]一种隔塞式双脉冲发动机冷气冲击实验装置及其实验方法

说明书

技术领域

本发明涉及双脉冲发动机领域，具体涉及一种隔塞式双脉冲发动机冷气冲击实验装置及其实验方法。

背景技术

过去几十年以来，随着航空航天事业的发展，固体火箭发动机作为火箭武器的主要动力装置得到了充分的发展。为了满足现代战争对导弹高机动性、高可控性、大末端速度以及远射程等指标的要求，为此，美国、日本、加拿大等国从60年代开始对双脉冲固体火箭发动机技术进行了全面系统的研究工作。

国外研究者如Naumann K W、Stadler L等人针对具体型号双脉冲发动机的实验进行了广泛的研究，但主要是基于双脉冲发动机稳定工作阶段发动机性能进行研究，且对于一般性的验证性实验，其成本过于昂贵。国内研究者对双脉冲发动机的研究也取得了一定的成果，北京航空航天大学的王长辉、西北工业大学的王伟、王春光、中国航天科技集团第四研究院刘雨等对双脉冲发动机陶瓷隔舱式、金属膜片式以及软隔层式隔离装置进行了一定的实验研究，但多数考虑的是对发动机结构强度以及级间隔离装置密封性问题的研究。由于级间隔离装置打开时间短暂，基本上在点火阶段打开，范围在几百甚至几十毫秒之间，但对双脉冲发动机点火阶段级间隔离装置打开的实验研究依然很少涉及。

对于隔塞式双脉冲发动机，张伟青等人通过X射线高速实时荧屏分析技术对发动机点火过程级间隔离装置的打开进行了初步研究，由于其实验装置的局限性，仍然不能对级间隔离装置的打开过程和塞子在流场中的运动过程以及塞子与燃烧室壁面及喷管收敛段的碰撞过程进行有效的研究。

发明内容

本发明的目的在于提供一种隔塞式双脉冲发动机冷气冲击实验装置及其实验方法，解决了隔塞式双脉冲发动机模拟点火增压过程中，级间隔离装置压力损失作用以及级间隔离装置打开后塞子运动对流场影响的工程难题。

实现本发明目的的技术解决方案为：一种隔塞式双脉冲发动机冷气冲击实验装置，包括氮气瓶、减压阀、冷气冲击储气机构、隔塞式双脉冲发动机、测试装置和若干个水平支撑架，氮气瓶通过导气管与冷气冲击储气机构连接，所述导气管上设有减压阀，冷气冲击储气机构与隔塞式双脉冲发动机固连，测试装置与隔塞式双脉冲发动机连接，冷气冲击储气机构和隔塞式双脉冲发动机均固定在水平支撑架上。

所述冷气冲击储气机构包括储气罐、储气罐紧箍圈、转接段、电动闭锁器和发动机连接段，储气罐紧箍圈套在储气罐外壁，通过储气罐紧箍圈将储气罐固定于水平支撑架上，电动闭锁器固定在转接段上，转接段一端采用法兰与储气罐法兰固定，另一端通过法兰与发动机连接段的一端固连，发动机连接段的另一端与隔塞式双脉冲发动机通过螺纹固连。

所述测试装置包括纹影仪光路系统、高速相机、数据采集卡、计算机和若干个压力传感器，隔塞式双脉冲发动机外壁上开有若干个压力传感器安装孔，所述压力传感器安装孔位于级间隔离装置两侧，若干个压力传感器分别通过传感器安装座固定在所述压力传感器安装孔内，将隔塞式双脉冲发动机的Ⅰ脉冲燃烧室置于纹影仪光路系统中，高速相机设置在远离纹影仪光路系统光源的一侧，压力传感器和高速相机连接采集卡，采集卡再与计算机连接。

上述压力传感器采用三个，对应的压力传感器安装孔为三个，其中两个间隔设置在级间隔离装置与发动机连接段之间的隔塞式双脉冲发动机外壁上，第三个位于级间隔离装置另一侧的隔塞式双脉冲发动机外壁上，且靠近级间隔离装置。

还包括发动机支撑架，隔塞式双脉冲发动机通过发动机支撑架与水平支撑架固连。

所述转接段包括转接段本体、活塞、撞针、金属膜片、法兰盘、两个测压座和两个测压座堵盖，转接段本体为圆管，一端外翻形成法兰结构，法兰盘固定在转接段本体的另一端，通过法兰盘与储气罐固连，转接段本体靠近发动机连接段的一端外壁对称开有两个测压座安装孔，测压座分别通过螺纹固定在所述测压座安装孔内，测压座堵盖通过螺纹与测压座固连；转接段本体内壁设有三阶台阶面，所述三阶台阶面靠近测压座安装孔，且与发动机连接段异侧；撞针穿过活塞中心，并与之固连，撞针和活塞均设置在转接段本体内，且不超过三阶台阶面；金属膜片设置在靠近测压座安装孔的台阶面上，发动机连接段一端伸入转接段本体压紧金属膜片，并通过外翻的法兰固连。

所述隔塞式双脉冲发动机的Ⅰ脉冲燃烧室采用透明材料制成。

一种隔塞式双脉冲发动机冷气冲击实验装置的实验方法，包括以下步骤：