CN111122767A - 一种可拆卸式固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀试验装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种可拆卸式固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀试验装置，包括试验发动机单元和喷管单元，试验发动机单元包括发动机燃烧室壳体，喷管单元包括喷管前段壳体和喷管后段壳体，发动机燃烧室壳体一端可拆卸地连接在喷管前段壳体一端上，喷管前段壳体另一端可拆卸地连接在喷管后段壳体一端上，所述喷管单元在喷管前段壳体和喷管后段壳体连接处形成喉部，喉部的壳体内壁设有喉衬。本发明解决了发动机喷管工作过程环境难以模拟的问题，该试验装置采用与真实发动机相同的固体推进剂，通过缩比发动机模拟真实发动机的工况，使得喷管喉衬的烧蚀情况接近真实状态。
Description
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机测试技术领域,具体涉及一种可拆卸式固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀试验装置。
背景技术
固体火箭发动机由于具备结构简单、成本低、维护方便快捷、快速反应能力强等特点，被国内外作为导弹推进装置和火箭武器系统的主要动力装置。喷管作为固体火箭发动机中能量转换的重要组成部件，可以把燃气热能和压力势能转换成流动动能。
拉瓦尔喷管由收敛段、喉部和扩张段组成，实现了亚声速流连续变化到超声速流。在固体火箭发动机工作过程中，由于热化学烧蚀和机械剥蚀的作用，将导致发动机喷管产生烧蚀行为，直接关系到固体火箭发动机的结构可靠性。喉衬作为固体火箭发动机的关键部件，对发动机性能和工作安全性都有重要影响。发动机工作过程中，喉衬受高温、高压、高速且含有侵蚀性粒子的热流冲刷而遭到破坏，引起内型面的烧蚀，导致型面退移、尺寸变化。由于喷管喉部换热最为强烈，喉部烧蚀最为严重，喉径的扩大最终降低了发动机性能，因此喉衬的烧蚀性能是喷管考核的重要指标。
现有技术对于喷管喉衬进行烧蚀研究通常都是采用大型发动机进行点火实验，在发动机工作结束后拆卸喷管进行测量研究，整个过程耗时较长、成本较高，操作相对复杂。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提供了一种可拆卸式固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀试验装置，解决了发动机喷管工作过程环境难以模拟的问题，该试验装置采用与真实发动机相同的固体推进剂，通过缩比发动机模拟真实发动机的工况，使得喷管喉衬的烧蚀情况接近真实状态。
为了实现上述目的，本发明采用的技术方案如下：
一种可拆卸式固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀试验装置，包括试验发动机单元和喷管单元，所述试验发动机单元包括发动机燃烧室壳体，所述喷管单元包括喷管前段壳体和喷管后段壳体，所述发动机燃烧室壳体一端可拆卸地连接在喷管前段壳体一端上，喷管前段壳体另一端可拆卸地连接在喷管后段壳体一端上，所述喷管单元在喷管前段壳体和喷管后段壳体连接处形成喉部，喉部的壳体内壁设有喉衬。
优选地，所述试验发动机单元还包括发动机顶盖，所述发动机顶盖可拆卸地连接在发动机燃烧室壳体另一端上。
优选地，所述发动机燃烧室壳体内装有药柱，所述药柱朝向喷管单元的一端设有点火药盒。
优选地，所述试验发动机单元还包括发动机燃烧室内衬，所述发动机燃烧室内衬设于发动机燃烧室壳体内壁。
优选地，喷管前段壳体内壁和/或喷管后段壳体内壁上设有一层或多层内衬。
优选地，所述喷管单元还包括挡环，挡环固设于所述喷管后段壳体另一端上。
优选地，所述试验发动机单元和喷管单元均为单轴旋转体结构。
优选地，所述可拆卸的连接为螺纹连接。
本发明与现有技术相比，其显著优点在于：
(1)本试验装置采用与真实发动机相同的固体推进剂，可以较好地模拟喷管喉衬的真实工作环境；
(2)本试验装置结构简单，拆卸方便，可以根据发动机实际的工况更换固体推进剂；
(3)本试验装置可以根据试验需求更换不同的喷管，并对喷管内衬以及喉衬进行更换调整，可控性高；
(4)通过本试验装置，可以模拟真实发动机的工况以及喉衬的工作环境和条件，并对喉衬式样进行测量，对固体火箭发动机喷管的设计以及材料的选择提供了参考价值。
附图说明
图1为本发明可拆卸式固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀试验装置的示意图。
图2为本发明可拆卸式固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀试验装置的喷管单元示意图。
图3为本发明可拆卸式固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀试验装置的喷管单元的前段部分示意图。
图4为本发明可拆卸式固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀试验装置的喷管单元的后段部分示意图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
以下结合具体实施例对本发明的实现进行详细的描述。
如图1-4所示，一种可拆卸式固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀试验装置，包括试验发动机单元和喷管单元，所述试验发动机单元包括发动机顶盖1、发动机燃烧室壳体2和发动机燃烧室内衬3，所述发动机顶盖1通过螺钉连接在发动机燃烧室壳体2另一端上，所述发动机燃烧室壳体2内装有药柱4，所述药柱4朝向喷管单元的一端设有点火药盒5，发动机燃烧室内衬3设于发动机燃烧室壳体2内壁，发动机燃烧室内衬3采用采用丁腈橡胶，可以保护燃烧室壳体，防止其温度过高。
所述喷管单元包括喷管前段壳体6、喷管后段壳体10和挡环13，所述发动机燃烧室壳体2一端通过螺纹连接在喷管前段壳体6一端上并通过螺栓加紧固定，喷管前段壳体6另一端通过螺纹连接在喷管后段壳体10一端上，挡环13固设于所述喷管后段壳体10另一端上。
喉衬9与喷管前段壳体6、喷管后段壳体10配合，具体地，所述喷管单元在喷管前段壳体6和喷管后段壳体10连接处形成喉部，喉部的壳体内壁设有喉衬9。
喷管前段壳体6内壁和喷管后段壳体10内壁上设有多层内衬，如图3-4所示，所述喷管单元的前段，喷管前段高氧硅内衬7、喷管前段碳酚醛内衬8与喷管前段壳体6粘连；所述喷管部分的后段，喷管后段高氧硅内衬11、喷管后段碳酚醛内衬12与喷管后段壳体10粘连，所述喉衬9设于喷管前段高氧硅内衬7和喷管后段高氧硅内衬11交接处上。
其中，喷管前段高氧硅内衬7、喷管后段高氧硅内衬11采用高氧硅材料；喷管前段碳酚醛内衬8、喷管后段碳酚醛内衬12采用碳酚醛材料；喉衬9采用碳/碳复合材料；挡环13采用30CrMnSiA材料。
所述试验装置发动机顶盖1、发动机燃烧室壳体2、喷管前段壳体6、喷管后段壳体10均采用高强度的45钢，45钢强度高，可以保证发动机和喷管在高温、高压、高速情况下的结构完整性，以满足发动机的工况。
所述试验装置的发动机顶盖1、发动机燃烧室壳体2、发动机燃烧室内衬3、药柱4、点火药盒5、喷管前段壳体6、喷管前段高氧硅内衬7、喷管前段碳酚醛内衬8、喉衬9、喷管后段壳体10、喷管后段高氧硅内衬11、喷管后段碳酚醛内衬12、挡环13均为便于加工的单轴旋转体结构。
本发明的工作原理为：采用小型试验发动机，缩比发动机模拟真实发动机的工况，研究喷管喉衬的烧蚀情况，通过点火药盒5点燃试验发动机药柱4，药柱4被点燃后燃气传向喷管单元，当药柱4工作结束后，等待实验装置冷却，拆下喷管单元，并拆开喷管前段壳体6与喷管后段壳体10，取出喉衬9，研究其烧蚀情况。
以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征及优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。
Claims (8)
1.一种可拆卸式固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀试验装置，其特征在于，包括试验发动机单元和喷管单元，所述试验发动机单元包括发动机燃烧室壳体(2)，所述喷管单元包括喷管前段壳体(6)和喷管后段壳体(10)，所述发动机燃烧室壳体(2)一端可拆卸地连接在喷管前段壳体(6)一端上，喷管前段壳体(6)另一端可拆卸地连接在喷管后段壳体(10)一端上，所述喷管单元在喷管前段壳体(6)和喷管后段壳体(10)连接处形成喉部，喉部的壳体内壁设有喉衬(9)。
2.根据权利要求1所述的可拆卸式固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀试验装置，其特征在于，所述试验发动机单元还包括发动机顶盖(1)，所述发动机顶盖(1)可拆卸地连接在发动机燃烧室壳体(2)另一端上。
3.根据权利要求1所述的可拆卸式固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀试验装置，其特征在于，所述发动机燃烧室壳体(2)内装有药柱(4)，所述药柱(4)朝向喷管单元的一端设有点火药盒(5)。
4.根据权利要求1所述的可拆卸式固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀试验装置，其特征在于，所述试验发动机单元还包括发动机燃烧室内衬(3)，所述发动机燃烧室内衬(3)设于发动机燃烧室壳体(2)内壁。
5.根据权利要求1所述的可拆卸式固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀试验装置，其特征在于，喷管前段壳体(6)内壁和/或喷管后段壳体(10)内壁上设有一层或多层内衬。
6.根据权利要求1所述的可拆卸式固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀试验装置，其特征在于，所述喷管单元还包括挡环(13)，挡环(13)固设于所述喷管后段壳体(10)另一端上。
7.根据权利要求1所述的可拆卸式固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀试验装置，其特征在于，所述试验发动机单元和喷管单元均为单轴旋转体结构。
8.根据权利要求1所述的可拆卸式固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀试验装置，其特征在于，所述可拆卸的连接为螺纹连接。
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