[发明专利]双脉冲固体火箭发动机软质隔层烧蚀试验装置

说明书

本发明公开了一种双脉冲固体火箭发动机软质隔层烧蚀试验装置，包括端燃装药腔体、试件烧蚀腔体、喷管腔体和中心立方连接体（5）；端燃装药腔体和试件烧蚀腔体对称安装在中心立方连接体（5）的通孔两端，喷管腔体与中心立方连接体（5）的第三个孔连接；所述试验装置的端燃装药腔体堵盖（1）、端燃装药腔体壳体（2）、中心立方连接体（5）、喷管腔体壳体（6）、喷管腔体后段（9）、试件烧蚀腔体壳体（11）、试件烧蚀腔体堵盖（14）均采用高强度的45钢材料；端燃装药腔体内衬（3）、喷管腔体内衬（7）、喷管腔体后段内衬（10）、试件烧蚀腔体内衬（12）均采用三元乙丙橡胶材料；喷管腔体喉衬（8）采用石墨。本发明解决了双脉冲发动机Ⅱ脉冲软质隔层工作过程难以模拟和观测的问题。

技术领域

本发明属于双脉冲发动机热防护系统试验研究领域，具体地说，是一种双脉冲固体火箭发动机软质隔层烧蚀试验装置。

背景技术

固体火箭发动机因其结构简单,使用方便,工作可靠等优良特性,在各类武器系统中得以广泛应用。但随着航空航天领域的逐步发展，传统固体火箭发动机推力不可中断和调控的固有缺陷愈发凸显，尤其是将其与液体火箭发动机优越的可控性相比时。因此，对固体火箭发动机可控性技术的研究尤为重要。

经过现代化战争和导弹武器系统之间的双向促进，固体火箭发动机技术的最新研究成果——双脉冲固体火箭发动机应运而生。双脉冲发动机具备多次启动的能力，突出防区外发射，强调弹道可变性，毫无疑问，其针对固体火箭发动机的固有缺陷提出了一种良好的解决方案。双脉冲发动机用具有阻燃隔热功能的级间隔离装置将固体火箭发动机分成两个相对独立的燃烧室，拥有独立的点火系统，控制系统可分别控制两个燃烧室先后点火启动，达到推力可控多次启动的效果。

双脉冲发动机工作过程中燃烧室需长时间承受3000K以上的热载荷及10MPa以上的内压载荷作用，且随着高能推进剂的使用，和高比冲发动机的设计，燃烧室内温和压力载荷必将进一步提升。为确保双脉冲发动机可靠工作，脉冲隔离装置的软质隔层设计至关重要，防热结构厚度不足，将导致壳体过度升温，危及结构完整性；反之，防热结构设计冗余，将造成发动机消极质量增加，严重影响发动机工作性能。因此，需要设计一种双脉冲固体火箭发动机软质隔层烧蚀试验装置，对双脉冲发动机的热防护结构设计提供参考。

发明内容

本发明的目的在于提供一种双脉冲固体火箭发动机软质隔层烧蚀试验装置，解决了双脉冲发动机Ⅱ脉冲软质隔层工作过程难以模拟和观测的问题，利用该试验装置可实现软质隔层工作烧蚀过程的模拟和观测。

实现本发明目的的技术解决方案为：一种双脉冲固体火箭发动机软质隔层烧蚀试验装置，所述试验装置由一个有三个侧向端口的中心立方连接体和三个圆柱形腔体组成。三个腔体包括：端燃装药腔体，试件烧蚀腔体和喷管腔体。腔体均通过螺纹与中心立方连接体连接。端燃装药腔体和试件烧蚀腔体对称安装在中心立方连接体的通孔两端，喷管腔体与中心立方连接体的第三个孔连接。

所述端燃装药腔体包括端燃装药腔体堵盖、端燃装药腔体壳体、端燃装药腔体内衬和药柱；端燃装药腔体堵盖设有内螺纹，与端燃装药腔体壳体一端连接；端燃装药腔体内衬套在端燃装药腔体壳体内，药柱装入端燃装药腔体内衬内；端燃装药腔体壳体另一端设有外螺纹与中心立方连接体的一个孔连接；

所述试件烧蚀腔体包括试件烧蚀腔体壳体、试件烧蚀腔体内衬、试件和试件烧蚀腔体堵盖；试件烧蚀腔体堵盖设有内螺纹，与试件烧蚀腔体壳体一端连接；试件烧蚀腔体内衬套在试件烧蚀腔体壳体内；试件烧蚀腔体壳体另一端设有外螺纹与中心立方连接体的另一个孔连接；

所述喷管腔体包括喷管腔体壳体、喷管腔体内衬、喷管腔体喉衬、喷管腔体后段和喷管腔体后段内衬；喷管腔体壳体和喷管腔体后段内均设有环形限位台阶，喷管腔体内衬套在喷管腔体壳体内，喷管腔体后段内衬套在喷管腔体后段内；喷管腔体后段设有内螺纹，与喷管腔体壳体连接，管腔体内衬、喷管腔体后段内衬两内衬一道将喷管腔体喉衬限位固定；喷管腔体壳体另一端设有外螺纹与中心立方连接体的第三个孔连接。