[发明专利]一种双脉冲固体火箭发动机隔层烧蚀炭化可控实验装置

说明书

本发明属于火箭发动机领域，具体涉及一种双脉冲固体火箭发动机隔层烧蚀炭化可控实验装置。包括三通式燃烧室腔体，端燃装药组件，喷管组件和隔层烧蚀固定组件；喷管组件和隔层烧蚀固定组件分别与相对的两个通孔螺纹连接，所述端燃装药组件与另外一个通孔螺纹连接；端燃装药组件中的药柱点燃后，燃气经过燃烧室腔体后，通过喷管组件排出，同时燃烧室腔体内的燃气与固定在隔层烧蚀固定组件上的隔层烧蚀试件直接接触。本发明装置能够模拟真实双脉冲固体火箭发动机的工作环境，端燃装药组件中的推进剂种类、结构尺寸、工作压力可以调整，实现了对隔层单侧烧蚀的可控性。

技术领域

本发明属于火箭发动机领域，具体涉及一种双脉冲固体火箭发动机隔层烧蚀炭化可控实验装置。

背景技术

固体火箭发动机是以喷出高速燃气流产生反作用力向前运动的喷气推进装置，主要由前封头、燃烧室、推进剂装药、喷管、点火装置等零部件组成，具有结构简单、制造成本低、工作可靠等优点，为火箭导弹武器的先进固体动力装置。然而，传统固体火箭发动机在能量管理、弹道优化和可控性方面还缺乏灵活性，从而影响了进一步的使用和发展。为此，提出了一种双脉冲固体火箭发动机(简称双脉冲发动机)的概念，该发动机采用隔离装置将传统固体火箭发动机的燃烧室分隔成两个部分，共用一个喷管，可以进行两次点火。

双脉冲发动机隔离装置包括隔塞式、陶瓷舱盖式、金属膜片式、隔层式等多种类型，其中隔层式隔离装置具有结构简单、加工容易、装配方便、质量较轻等特点，一般由起到阻燃和隔热作用的三元乙丙(EDPM)橡胶材料制成，目前已有多个国家将隔层式双脉冲发动机作为其导弹武器的动力系统。软制隔层工作过程中需要承受一脉冲燃烧室内高温、高压和高速气流的作用，保证二脉冲药柱的结构完整性，同时当二脉冲发动机点火后，软制隔层可以按照设计要求可靠打开，保证二脉冲发动机的正常工作。

随着高能推进剂的广泛使用，以及高比冲发动机的设计，固体火箭发动机工作过程中燃烧室需长时间承受较大热载荷及内压载荷作用，因此，作为软制脉冲式双脉冲发动机的核心部件，隔层隔离装置的设计至关重要，隔层厚度不足、质量不佳或强度不够，会导致二脉冲药柱和隔层系统结构完整性破坏，或者二脉冲药柱提前引燃，引发爆燃事故；相反，隔层结构设计冗余，将造成发动机消极质量增加，严重影响发动机工作性能。隔层式双脉冲固体火箭发动机直径较大、工作时间长，且I脉冲装药多采用内孔、翼柱型、星孔装药等形式，导致I脉冲装药质量较大，采用完整的I脉冲发动机地面静止实验，进行隔层式脉冲隔离装置的设计研究成本较高。

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隔层烧蚀炭化可控实验装置。

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隔层烧蚀炭化可控实验装置，包括三通式燃烧室腔体，端燃装药组件，喷管组件和隔层烧蚀固定组件；

所述喷管组件和隔层烧蚀固定组件分别与相对的两个通孔螺纹连接，所述端燃装药组件与另外一个通孔螺纹连接；

端燃装药组件中的药柱点燃后，燃气经过燃烧室腔体后，通过喷管组件排出，同时燃烧室腔体内的燃气与固定在隔层烧蚀固定组件上的隔层烧蚀试件直接接触。

进一步的，还包括挡药板，所述挡药板上设有多个通孔，设置在端燃装药组件和燃烧室腔体之间。

进一步的，所述端燃装药组件包括壳体和法兰；所述壳体整体呈圆柱形，且两端均设有凸缘，壳体一端的凸缘与法兰Ⅰ密封连接，壳体另一端的凸缘与整体呈圆筒型的法兰Ⅱ连接，法兰Ⅱ的圆筒部分设有外螺纹，通过外螺纹与燃烧室腔体螺纹连接。

进一步的，所述壳体与法兰Ⅰ连接处设有圆环形凹槽与法兰Ⅰ上的圆环形凸起配合安装，且法兰Ⅰ上的环形凸起外部与壳体凹槽之间设有密封圈；

所述壳体与法兰Ⅱ连接的一端设有圆环形凸起，法兰Ⅱ上与圆环形凸起相配合的位置设有圆环形凹槽，且法兰Ⅱ的圆环形凸起外与凹槽之间设有密封圈；