[发明专利]一种气体冲击试验系统及压强曲线控制方法

说明书

本发明属于固体火箭发动机测试技术领域，特别涉及一种气体冲击试验系统及压强曲线控制方法。一种气体冲击试验系统，包括依次连接的高压蓄压罐、爆破片Ⅰ、爆破片Ⅱ、模拟试验舱以及控制系统；所述的爆破片Ⅱ上设有爆破片断靶传感器，所述的模拟试验舱上设有测压座、多个常开排气孔以及多个排气法兰，所述的排气法兰外设有法兰堵盖，所述的法兰堵盖通过堵盖打开控制器将所述的排气法兰端部密封，所述的堵盖打开控制器与所述的爆破片断靶传感器通过所述的控制系统进行远程控制。本发明通过获取膜片破裂信号控制模拟试验舱排气面积的方法，以提高压强冲击曲线的下降速率，改善压强冲击曲线的模拟精度。

技术领域

本发明属于固体火箭发动机测试技术领域，特别涉及一种气体冲击试验系统及压强曲线控制方法。

背景技术

采用导弹无尾罩发射技术能够去除导弹发射时的防护罩，降低发射时的时序控制风险，及防护罩抛出后对发射平台的影响。但是，采用无尾罩发射时，气体冲击载荷对导弹喷管、固体火箭发动机后封头以及壳体会产生一个较大的冲击载荷，对喷管防护系统设计和发动机壳体设计有了新的要求。为验证无尾罩发射技术的适用性以及喷管防护系统和发动机壳体在气体冲击载荷下的结构完整性和功能完整性，需要在地面采用气体冲击载荷试验系统模拟固体火箭发动机冷弹射过程。

目前的试验系统利用双爆破片组合成快速打开阀门，将高压蓄压罐中的高压空气快速输送至模拟发射筒内，利用进气快、排气慢的特点在模拟发射筒内形成压力冲击载荷。双爆破片组合控制采用远程控制，试验时向爆破片之间管路充一定的压力，使得高压蓄压罐在目标压力时，爆破片均在安全压力范围内，试验时用爆破片管路排气阀泄压，使爆破片1爆破后，爆破片2随之爆破，管道通路打开。高压蓄压罐出口设置气动主阀(球阀)和平衡阀，在蓄压罐充压时处于关闭状态，提高系统的安全性，试验时先打开平衡阀，待主阀两侧压力平衡后，再打开主阀，具备试验条件。总之，现有试验方法是通过一定容积的高压气体通过限流喉道在模拟试验舱中形成所需的压强冲击曲线，其中模拟试验舱容积固定、排气口面积固定，这导致压强冲击曲线的下降段下降速率高于试验需求，使试验件为过考核状态。压强冲击曲线的模拟精度低，无法满足试验需求。

发明内容

针对上述问题，本发明的目的是提供一种气体冲击试验系统及压强曲线控制方法，通过获取膜片破裂信号控制模拟试验舱排气面积的方法，以提高压强冲击曲线的下降速率，改善压强冲击曲线的模拟精度。

本发明的技术方案在于：一种气体冲击试验系统，包括依次连接的高压蓄压罐、爆破片Ⅰ、爆破片Ⅱ、模拟试验舱以及控制系统；所述的爆破片Ⅱ上设有爆破片断靶传感器，所述的模拟试验舱上设有测压座、多个常开排气孔以及多个排气法兰，所述的排气法兰外设有法兰堵盖，所述的法兰堵盖通过堵盖打开控制器将所述的排气法兰端部密封，所述的堵盖打开控制器与所述的爆破片断靶传感器通过所述的控制系统进行远程控制。

所述的排气法兰端部设有打开控制器安装座，所述打开控制器安装座上部固定安装有所述的堵盖打开控制器，所述打开控制器安装座下部设有堵盖转轴，所述的法兰堵盖下端通过所述堵盖转轴与所述打开控制器安装座可转动连接，所述的法兰堵盖上端与堵盖打开控制器通过挂钩连接。

所述的测压座上安装有压强传感器，所述测压座中心设有测试孔，所述的测试孔与试验模拟舱内部空腔连通，所述的测试孔直径为2mm。

所述的高压蓄压罐、上设有高压蓄压罐安全阀、高压蓄压罐阀。

所述的爆破片Ⅰ、爆破片Ⅱ之间设有爆破片管道充气阀、爆破片管道放气阀，所述的爆破片管道充气阀与所述的高压蓄压罐相连接。

所述常开排气孔数量≥1个，所述排气法兰的数量≥1个。

所述的堵盖打开控制器为电磁装置控制器。

一种气体冲击试验系统的压强曲线控制方法，使用如上所述的任意一种气体冲击试验系统，具体过程如下：

S1：气体冲击试验系统试验前准备；