[发明专利]固体火箭发动机冷试车试验系统

说明书

本发明提供一种固体火箭发动机冷试车试验系统，将冷增压试验的工作介质由气体改为气液配合，提高升压速率，降低试验安全性风险，可以直接用于采用真实推进剂装药的发动机，提高试验真实性。具体包括气源控制器、压力罐、试验压力控制器、发动机和气/液压力传递器；气/液压力传递器包括与压力罐连通的气室和与发动机的燃烧室连通的液室，液室和发动机的燃烧室内充满液体介质；气/液压力传递器将所述气室的气体压力传递至所述液室，进而转换为液体压力传递到所述发动机燃烧室内部；气源控制器用于控制所述压力罐内气体压力；试验压力控制器用于控制所述气室内气体压力大小以及升压速率。

技术领域

本发明涉及一种试验系统，具体涉及一种固体火箭发动机冷试车，属于固体火箭发动机技术领域。

背景技术

固体火箭发动机的安全性直接影响飞行器及设备、人员安全，是发动机研发的重中之重。装药结构完整性是固体火箭发动机安全性设计的核心环节，其设计主要依靠仿真指导，并最终通过试验考核验证。

传统考核装药结构完整性的方法是发动机地面热试车：通过固体火箭发动机的地面点火，不但能以最真实的状态考核发动机结构完整性以外，还能全面考核发动机整个系统的安全性、可靠性和性能，最具说服力。但地面热试车为消耗性试验，每次试验只能考核一种固定状态，具有周期长、成本高的缺点，且一旦失败危害性大，特别是大型产品不宜直接采用。

为了克服热试车每次试验只能考核一种技术状态的缺点，同时降低试验成本，业内发展了一种固体火箭发动机冷增压试验系统，如图1所示：由气源控制器1、压力罐2、试验压力控制器31、发动机4、压力传感器5、应变测试仪6、放大交换接口7、计算机8和打印机9构成。该系统先由气源控制器1将压力罐中2中气压控制到设定的需求值，而后通过试验压力控制器31控制设置在压力罐2和发动机4燃烧室之间的气路上的电磁阀组32，从而控制压力罐2对发动机4燃烧室的充气过程，模拟发动机点火瞬间的燃烧室压力变化，考核装药在压力载荷下的结构完整性。试验中通过试验压力控制器31、压力传感器5、应变测试仪6控制和测试试验参数，经放大变换接口7放大后由计算机8采集和处理，最终由打印机9输出试验结果。该系统可以通过压力罐2中气压大小、压力罐2与发动机4之间的气路的设计，达到发动机4燃烧室内不同的压力峰值和升压速率。通过模拟多个燃烧室压力工况，考核装药在不同载荷下的结构完整性，有效提高了试验效率，降低发动机研发周期和成本。但同样具有明显的不足之处：

(1)燃烧室升压速率有赖于压力罐2中气源压力和压力罐2与发动机4之间的气路设计，当发动机4内燃烧室内自由容积足够大(大型发动机)时，需专门研制的电磁阀组32，通过多路并联气路设计满足发动机升压速率对充气速度的需求；

(2)发动机充气过程中高速气流在燃烧室内与药柱(推进剂)摩擦生热，并在局部滞止升温产生热点，直接用于采用真实推进剂的发动机存在推进剂被引燃的风险，安全性低；因此该试验系统一般只用于模拟装药的发动机，装药状态的差异会影响试验真实性。

发明内容

有鉴于此，本发明提供一种固体火箭发动机冷试车试验系统，将冷增压试验的工作介质由气体改为气液配合，提高升压速率，降低试验安全性风险，可以直接用于采用真实推进剂装药的发动机，提高试验真实性。

所述的固体火箭发动机冷试车试验系统包括：气源控制器、压力罐、试验压力控制器、发动机；其特征在于：还包括气/液压力传递器；

所述气/液压力传递器包括与压力罐连通的气室和与发动机的燃烧室连通的液室，所述液室和发动机的燃烧室内充满液体介质；所述气/液压力传递器将所述气室的气体压力传递至所述液室，进而转换为液体压力传递到所述发动机燃烧室内部；

所述气源控制器用于控制所述压力罐内气体压力；所述试验压力控制器用于控制所述气室内气体压力大小以及升压速率。