本发明专利技术涉及一种模块化的分装组合固体火箭发动机试车台装置及冷流实验方法。包括发动机支撑架、发动机主体和配套测试设备，发动机支撑架承托发动机主体，配套测试设备获取数据；发动机主体包括依次通过法兰盘连接的示踪粒子掺混段、圆转方过渡段、稳流段、流量调节段、前燃室、燃气掺混段、后燃室和尾喷管；轴向进气孔和侧向进气孔分别设置在示踪粒子掺混段和燃气掺混段上，与供气系统连接；前燃室、燃气掺混段和后燃室均安装观察窗；稳流段、前燃室、燃气掺混段及后燃室均设置压力和温度传感器，获取发动机主体内弹道的压力及温度数据。本发明专利技术模块化的分装组合操作简单，多部位的传感器获得整个实验过程中发动机内流场的实时压力和温度数据。压力和温度数据。压力和温度数据。
【技术实现步骤摘要】
一种模块化的分装组合固体火箭发动机试车台装置及冷流实验方法
[0001]本专利技术属于火箭发动机测试
，具体涉及一种模块化的分装组合固体火箭发动机试车台装置及冷流实验方法。
技术介绍
[0002]战略导弹是世界各国远程打击和战略威慑的核心力量，为应对先进弹道导弹防御系统升级和全球快速打击能力持续提升的挑战，战略导弹需具备“远射程投送、高机动突防”、部署灵活、用途多样、提升末端突防和生存能力等特征。通常来说战略导弹采用固体火箭发动机，其易于存储、方便发射，因此要求发动机具备高能化和性能随控等特征。分装组合固体火箭发动机是实现发动机及推进剂钝感高能化、性能主动调控的重要技术途径之一。
[0003]与传统固体火箭发动机系统构成相比，分装组合固体火箭发动机具有两个甚至多个独立装药燃烧室、混合燃烧室以及流量调节装置等结构，系统构成复杂度提高；需要考虑富燃和富氧燃气自持燃烧、两种燃气耦合燃烧、混合燃烧室构型以及氧燃比等多因素耦合特性的工作过程建模要素，在此基础上获得发动机性能受影响因素的作动规律。
[0004]与传统的冷流实验装置相比，模块化的分装组合固体火箭发动机试车台能够考虑多种因素影响下的发动机工作状态，并通过控制变量法对各种影响因素进行单独研究，同时进行冷流实验可以提供燃气掺混的规律特性，更好的掌握两种燃气掺混燃烧的效率。
技术实现思路
[0005]本专利技术的目的在于提供一种模块化的分装组合固体火箭发动机试车台装置及冷流实验方法。
[0006]本专利技术的目的通过如下技术方案来实现：
[0007]一种模块化的分装组合固体火箭发动机试车台装置，包括发动机支撑架、发动机主体和配套测试设备，发动机支撑架承托发动机主体，配套测试设备获取实验数据；
[0008]所述支撑架包括第一支撑块、第二支撑块、加强肋、轴向安全限位装置和基座，第一支撑块和第二支撑块固定在基座上，加强肋与轴向安全限位装置连接，再一起固定在基座上；
[0009]所述发动机主体包括依次通过法兰盘连接的示踪粒子掺混段、圆转方过渡段、稳流段、流量调节段、前燃室、燃气掺混段、后燃室和尾喷管；在示踪粒子掺混段前端设置轴向进气孔，与供气系统连接；在燃气掺混段的顶部和底部均设置侧向进气孔，与供气系统连接；侧盖板通过螺栓连接将观察窗固定在前燃室上，燃气掺混段和后燃室均以相同方式安装观察窗和侧盖板；燃气掺混段上安装顶盖板；
[0010]配套测试设备包括压力传感器基座和温度传感器基座；稳流段、前燃室、燃气掺混段及后燃室均连接压力传感器基座和温度传感器基座，固定压力传感器和温度传感器，获
取发动机主体内弹道的压力及温度数据。
[0011]进一步地，所述燃气掺混段内部设置多孔介质板和探针，多孔介质板嵌入在燃气掺混段内的凹槽中，上部加盖板采用螺栓连接，盖板中间设置方形孔；探针顶端与燃气掺混段的传感器连接。
[0012]进一步地，所述流量调节段采用渐缩
‑
突扩的形式，将上游的亚音速高压气体经过流量调节段加速，压力及温度降低。
[0013]进一步地，所述圆转方过渡段和稳流段，均采用头尾法兰结构，法兰盘通过焊接与圆转方过渡段(8)和稳流段连接。
[0014]一种模块化的分装组合固体火箭发动机试车台冷流实验方法，具体步骤如下：
[0015]1.将轴向进气管和侧向进气管通过螺纹连接的方式分别与轴向进气孔和侧向进气孔连接；
[0016]2.将纹影系统以“Z”字型光路搭建好；
[0017]3.开始试验，首先开启高速摄影、压力传感器和温度传感器，记录未通气体的发动机内流场；
[0018]4.打开供气系统的阀门，向发动机内注入高压氮气和氩气，气体经轴向进气孔流入粒子掺混段和稳流段，进入发动机内，经流量调节段加速进入前燃室，气体经侧向进气孔流入燃气掺混段顶部和底部，经过多孔介质板稳定流入发动机内流场，与轴向来流相遇掺混，经后燃室和尾喷管流出发动机；
[0019]5.等待发动机内压力稳定后，关闭供气系统阀门，查看高速摄影记录的图像和传感器采集的数据，分析结果。
[0020]本专利技术的有益效果在于：
[0021]1、本专利技术设计有轴向安全限位装置，防止试车过程中发动机出现轴向位移的危险情况；
[0022]2、本专利技术提出的模块化的分装组合固体火箭发动机试车台的整个实验装置各部分均属于模块化装置，大大降低实验成本；
[0023]3、本专利技术提出的模块化的分装组合固体火箭发动机试车台可以通过更换不同尺寸的流量调节段半径、后燃室尺寸、前燃室尺寸及不同的气体的质量流量，适应不同试验模型，以对比发动机各部分装置不同尺寸对气流流动掺混带来的影响。
[0024]4、本专利技术提出的模块化的分装组合固体火箭发动机试车台，可以通过示踪粒子结合纹影法更加细致的观测到气体在燃气掺混段内的掺混情况。
[0025]5、本专利技术提出的模块化的分装组合固体火箭发动机试车台与冷流实验方法具有操作简单、容易拆卸等特点，并且可通过多部位的传感器获得整个实验过程中发动机内流场的实时压力和温度数据。
[0026]6、本专利技术提出的一种模块化的分装组合固体火箭发动机试车台与冷流实验方法，观测燃气掺混现象采用纹影法，纹影法的光路布置采用Z形光路，通过两面凹面反射镜(纹影镜)将光路折叠为Z形，光源出口和刀口均布置于反射镜焦点处。Z形光路的优点在于测试段在平行光当中，对于燃气掺混段的观察窗口，光线可以垂直于表面穿过，避免折射，观测效果更好。
附图说明
[0027]图1是本专利技术模块化的分装组合固体火箭发动机试车台装置总体装配图；
[0028]图2是本专利技术模块化的分装组合固体火箭发动机试车台装置的基座、支撑结构及安全限位装置的装配图；
[0029]图3是本专利技术模块化的分装组合固体火箭发动机试车台装置的发动机主体结构装配图；
[0030]图4是本专利技术模块化的分装组合固体火箭发动机试车台装置的发动机主体轴向剖切图；
[0031]图5是本专利技术模块化的分装组合固体火箭发动机试车台装置的流量调节段轴向剖切图。
具体实施方式
[0032]下面结合附图对本专利技术做进一步描述。
[0033]根据图1，发动机模型采用常规固体火箭发动机缩比得到，选用Q235作为发动机壳体和发动机支撑架的材料，具有强度高，质量小的特点。本专利技术的主要部分由发动机支撑架、发动机主体以及配套测试设备组成。发动机支撑架承托发动机主体，并通过配套测试设备获得实验数据。
[0034]根据图2，发动机支撑架的轴向安全限位装置4、第一支撑块1、第二支撑块2和加强肋3均通过焊接的方式固定在基座5上，第一支撑块1、第二支撑块2、加强肋3和基座5为主要承力结构，支撑块在安装时采用水平仪校准，通过该结构能够使发动机保持水平状态。轴向安全限位装置4分为前后两部分，通过焊接方式固定在基座5上，能够保证发动机在工作过程中不发生轴向位移，限制发动机的位置，保证实验过程的安全。
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【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种模块化的分装组合固体火箭发动机试车台装置，其特征在于：包括发动机支撑架、发动机主体和配套测试设备，发动机支撑架承托发动机主体，配套测试设备获取实验数据；所述支撑架包括第一支撑块(1)、第二支撑块(2)、加强肋(3)、轴向安全限位装置(4)和基座(5)，第一支撑块(1)和第二支撑块(2)固定在基座(5)上，加强肋(3)与轴向安全限位装置(4)连接，再一起固定在基座(5)上；所述发动机主体包括依次通过法兰盘(21)连接的示踪粒子掺混段(7)、圆转方过渡段(8)、稳流段(9)、流量调节段(10)、前燃室(11)、燃气掺混段(14)、后燃室(19)和尾喷管(20)；在示踪粒子掺混段(7)前端设置轴向进气孔(6)，与供气系统连接；在燃气掺混段(14)的顶部和底部均设置侧向进气孔(17)，与供气系统连接；侧盖板(13)通过螺栓连接将观察窗(12)固定在前燃室(11)上，燃气掺混段(14)和后燃室(19)均以相同方式安装观察窗(12)和侧盖板(13)；燃气掺混段(14)上安装顶盖板(15)；配套测试设备包括压力传感器基座(16)和温度传感器基座(18)；稳流段(9)、前燃室(11)、燃气掺混段(14)及后燃室(19)均连接压力传感器基座(16)和温度传感器基座(18)，固定压力传感器和温度传感器，获取发动机主体内弹道的压力及温度数据。2.根据权利要求1所述的一种模块化的分装组合固体火箭发动机试车台装置及冷流实验方法，其特征在于：所述燃气掺混段(14)内部设置多孔介质板(22)和探针(23)，多孔介质板(22)嵌...
【专利技术属性】
技术研发人员：王革，王富祺，王志邦，杨帅，周博成，陈焱，杨海威，关奔，
申请(专利权)人：哈尔滨工程大学，
类型：发明
国别省市：
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