[实用新型]一种用于固液混合火箭发动机试验的模块化燃烧室装置

说明书

技术领域

本实用新型属于固液混合火箭发动机试验技术领域，具体涉及一种用于固液混合火箭发动机试验的模块化燃烧室装置。

背景技术

典型固液混合火箭发动机是以固体燃料和液体氧化剂为推进剂的化学火箭发动机。它具有安全性高、可靠性高、环保性好、成本低、易实现推力调节和多次启动等优点，受到众多研究者的关注，同时它在探空火箭、助推器、小型运载火箭、亚轨道商业飞行中得到越来越多的应用。但是固液混合火箭发动机仍有较多的关键技术亟待解决，比如：燃烧完全性、燃烧均匀性、点火可靠性、燃烧稳定性及固体燃料燃速规律等关键技术。为突破这些关键技术，需要进行大量模拟计算分析、多目标对比优化分析和大量对应的试验研究。大量的试验研究需要设计和制造大量对应的固液混合发动机试验机，如果针对每台试验机均去独立设计和制造，这将耗费大量的物资和减缓研究的周期。

现有些有关固液混合发动机主体结构相关的专利，如专利CN102080608B所述，涉及的是多功能的固液混合火箭发动机的头部试验装置；如专利CN102943719B所示，涉及的是固液火箭发动机后燃室扰流装置。英国赫特福德大学的Reynolds设计了同轴集成式固液混合火箭发动机（HRM）样机。总之，在公开报道的文献中暂未见有关用于固液混合火箭发动机试验的模块化燃烧室装置的公开文献。

发明内容

本实用新型的目的是提供一种用于固液混合火箭发动机试验的模块化燃烧室装置，要解决的问题是：（1）提供一种用于固液混合火箭发动机试验的模块化燃烧室，它可以提供多种某直径下不同长径比的单元组合型燃烧室壳体；（2）结合本模块化燃烧室而设计的固液混合火箭发动机试验机，能进行针对相同推进剂组合下不同长径比燃烧室对固液火箭发动机的燃烧完全性、燃烧均匀性、燃烧稳定性和固体燃料燃速规律进行技术研究；（3）单元组合型燃烧室结构利于固体燃料的装药、试验后固体燃料的测量与分析和试验后残留燃料的清理等操作。（4）解决固液混合火箭发动机关键技术研究中燃烧室壳体不便于重复使用的经济成本问题；（5）模块化燃烧室壳体组合单元间采用榫槽面接口，利于不同燃烧室壳体单元之间的互换和模块化燃烧室装置与前、后燃烧室的快捷的装配和拆卸。

本实用新型所采用的技术方案是，

一种用于固液混合火箭发动机试验的模块化燃烧室装置，包括前燃烧室法兰、A组燃烧室壳体单元、B组燃烧室壳体单元和后燃烧室法兰，所述A组燃烧室壳体单元通过前燃烧室法兰与火箭发动机前燃烧室紧固连接，所述B组燃烧室壳体单元通过后燃烧室法兰与火箭发动机后燃烧室紧固连接，所述A组燃烧室壳体单元与B组燃烧室壳体单元紧固连接。

所述前燃烧室法兰通过前后燃烧室连接双头螺柱和第二螺母组件与火箭发动机前燃烧室紧固连接，所述后燃烧室法兰通过前后燃烧室连接双头螺柱和第二螺母组件与火箭发动机后燃烧室紧固连接。

所述前燃烧室法兰、A组燃烧室壳体单元、B组燃烧室壳体单元和后燃烧室法兰通过燃烧室紧固双头螺柱和第一螺母组件依次紧固连接。

所述前燃烧室法兰上设置前燃烧室法兰榫槽面结构，前燃烧室法兰榫槽面结构内放置O型密封圈，前燃烧室法兰通过前燃烧室法兰榫槽面结构和O型密封圈与A组燃烧室壳体单元连接；所述后燃烧室法兰上设置后燃烧室法兰榫槽面结构，后燃烧室法兰榫槽面结构内放置O型密封圈，后燃烧室法兰通过前后燃烧室法兰榫槽面结构和O型密封圈与B组燃烧室壳体单元连接。

所述A组燃烧室壳体单元上设置A组燃烧室壳体单元榫槽面结构，A组燃烧室壳体单元榫槽面结构内放置O型密封圈，A组燃烧室壳体单元通过A组燃烧室壳体单元榫槽面结构和O型密封圈与B组燃烧室壳体单元连接。

所述B组燃烧室壳体单元上设置B组燃烧室壳体单元颈端结构，B组燃烧室壳体单元通过B组燃烧室壳体单元颈端结构与A组燃烧室壳体单元连接。

本实用新型的有益效果是：

（1）模块化燃烧室装置中A组燃烧室壳体单元和B组燃烧室壳体单元均有5种长度规格，能够为固液混合火箭发动机的技术研究提供9种不同长径比的燃烧室装置；

（2）结合本模块化燃烧室装置而设计的固液混合火箭发动机试验机，能进行针对相同推进剂组合下不同长径比燃烧室对固液火箭发动机的燃烧完全性、燃烧均匀性、燃烧稳定性和固体燃料燃速规律进行技术研究；

（3）单元组合型燃烧室结构有利于固体燃料的装药、试验后固体燃料的取样与测定和残留燃料的清理等操作；