【技术实现步骤摘要】
本申请属于后效推力测量，具体涉及一种主动引射下固体火箭发动机后效推力测量系统及方法。
技术介绍
1、固体火箭发动机具有结构简单、比冲高、响应速度快及体积装填率高等优点，在战术导弹领域得到了广泛应用。然而，随着导弹各项性能指标的提升，对发动机的能量利用及管理提出了更高的要求，作为导弹动力的固体火箭发动机也应不断提高性能。在固体火箭发动机的后效段，由于排气过程及绝热层烧蚀，仍会有大量残余气体排出。高空火箭发动机的工作高度通常在20km以上，这个高度的大气非常稀薄，环境压力几乎可近似为真空。在这种情况下，发动机喷管出口的压强会显著降低，导致燃气流处于欠膨胀状态。此时，燃烧室内只要有气体存在，这些气体就会流经喷管以超音速排出，进而产生后效推力。
2、固体火箭发动机后效段高空推力的预示精度对分离安全性及分离时序的设计至关重要，需要提高后效推力预示的准确性，以满足分离设计的要求。然而，在常规地面静止试验设备上进行试验时，喷管出口的背压约为一个标准大气压，远高于喷管内气流完全膨胀时喷管出口的静压。因此在进行固体火箭发动机内弹道性能预示时，需要通过后效推力测量装置对后效段推力进行测量，现有的后效推力测量装置需要在一个密闭真空环境中进行操作，从而使发动机工作背压处于较低水平，但这样的后效推力测量装置存在结构复杂及难以快速提供所需要的低背压条件的问题。
技术实现思路
1、本申请实施例通过提供一种主动引射下固体火箭发动机后效推力测量系统及方法，解决了现有技术中的后效推力测量装置存在结构复杂及
2、为了实现上述目的，本专利技术实施例提供了一种主动引射下固体火箭发动机后效推力测量系统，包括滑动安装机构、前推力传感器和主动引射装置；
3、所述滑动安装机构上滑动安装有试验发动机；
4、所述前推力传感器安装于所述试验发动机的前端，所述前推力传感器的检测端和传感器固定板无挤压接触，所述传感器固定板固定安装；
5、所述主动引射装置包括引射喷管，所述引射喷管的进口与所述试验发动机后端的尾喷管的出口连接，所述引射喷管的侧壁设置有引射进气口。
6、在一种可能的实现方式中，所述滑动安装机构安装于固定试验台上，所述滑动安装机构包括滚动直线导轨组件和发动机支撑架，所述发动机支撑架滑动安装于所述滚动直线导轨组件上，所述发动机支撑架上安装有所述试验发动机；
7、所述传感器固定板固定安装于所述固定试验台上。
8、在一种可能的实现方式中，还包括摩擦力标定机构，所述摩擦力标定机构包括后支撑架、油缸和后推力传感器；
9、所述后支撑架可拆卸安装于所述固定试验台上，所述后支撑架位于所述滑动安装机构远离所述前推力传感器的一侧；
10、所述油缸的缸体安装于所述后支撑架上，所述油缸的活塞杆的端部安装有所述后推力传感器，所述后推力传感器的检测端用于与所述试验发动机后端的尾喷管无挤压接触。
11、在一种可能的实现方式中，所述引射喷管包括依次连接的扩压管、引射管和主喷管；
12、所述扩压管前端的进口与所述试验发动机后端的尾喷管的出口连接，所述扩压管中部的截面沿气流的流动方向逐渐减小；
13、所述引射管的前段套装于所述扩压管的后段上，所述引射管的前端封闭，所述引射管的前段和所述扩压管的后段之间形成环形空间，所述引射管前段的侧壁设置有所述引射进气口；
14、所述主喷管从前至后依次设置有混合室、喉道和扩散段，所述混合室前端的大口端和所述引射管的后端连接，所述喉道的两端分别与所述混合室的小口端和所述扩散段的小口端连接。
15、在一种可能的实现方式中，所述引射管的侧壁设置有两个以上的所述引射进气口。
16、在一种可能的实现方式中，所述扩压管的前端和所述试验发动机的尾喷管之间设置有迷宫法兰。
17、本专利技术实施例提供了一种主动引射下固体火箭发动机后效推力测量方法，采用上述的主动引射下固体火箭发动机后效推力测量系统，包括以下步骤：
18、标定滑动安装机构的摩擦力；
19、对试验发动机进行点火，试验发动机的尾喷管喷出超声速射流，超声速射流随后进入引射喷管内；
20、引射流通过引射进气口引入引射喷管内，引射流对超声速射流产生引射抽吸作用，使引射喷管内压力降低，进而模拟低压环境；
21、通过前推力传感器读取此时的试验推力，试验推力和摩擦力的差值即为后效推力。
22、在一种可能的实现方式中，超声速射流先进入扩压管后减速增压，超声速射流随后到达引射管的后段，由于引射管的后段相对扩压管截面变宽，因此该处形成负压空间；同时引射流进入引射管的后段，引射流对超声速射流产生引射抽吸作用，引射流和超声速射流随后到达混合室，引射流和超声速射流在混合室发生剧烈的紊流扩散充分混合成混合流体，并使混合室压力降低；
23、混合流体在喉道处速度趋于一致，随后混合流体进入扩散段提升压力并低速流出。
24、在一种可能的实现方式中，引射流对超声速射流起到气垫作用，进而约束超声速射流的膨胀；
25、调节引射流的流量，能够对超声速射流的流通面积进行调节，使超声速射流达到完全膨胀状态或接近完全膨胀状态。
26、在一种可能的实现方式中，将引射流引入引射喷管内，调节引射流的流量，将试验发动机的背压降至3kpa以下，然后对试验发动机进行点火。
27、本专利技术实施例中提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
28、本专利技术实施例提供了一种主动引射下固体火箭发动机后效推力测量系统及方法，本专利技术标定滑动安装机构的摩擦力后，能够对测得的推力进行摩擦力补偿，从而得到准确的后效推力。本专利技术通过主动引射模拟真实高空试验环境，从而能够快速地为发动机喷管尾部提供所需的低背压环境，有利于后效阶段燃烧室内气体顺利排出，从而更准确地测量后效推力的大小，确保试验结果的可靠性。本专利技术采用的系统结构简单，便于安装及操作，能够准确测量后效推力，从而更好地预示发动机的内弹道性能，对导弹精确设计提供更准确的内弹道模型。
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1.一种主动引射下固体火箭发动机后效推力测量系统，其特征在于：包括滑动安装机构(1)、前推力传感器(2)和主动引射装置；
2.根据权利要求1所述的主动引射下固体火箭发动机后效推力测量系统，其特征在于：所述滑动安装机构(1)安装于固定试验台(6)上，所述滑动安装机构(1)包括滚动直线导轨组件(7)和发动机支撑架(8)，所述发动机支撑架(8)滑动安装于所述滚动直线导轨组件(7)上，所述发动机支撑架(8)上安装有所述试验发动机(5)；
3.根据权利要求2所述的主动引射下固体火箭发动机后效推力测量系统，其特征在于：还包括摩擦力标定机构，所述摩擦力标定机构包括后支撑架(10)、油缸(11)和后推力传感器(12)；
4.根据权利要求1所述的主动引射下固体火箭发动机后效推力测量系统，其特征在于：所述引射喷管(3)包括依次连接的扩压管(13)、引射管(14)和主喷管(15)；
5.根据权利要求4所述的主动引射下固体火箭发动机后效推力测量系统，其特征在于：所述引射管(14)的侧壁设置有两个以上的所述引射进气口(4)。
6.根据权利要求4所
7.一种主动引射下固体火箭发动机后效推力测量方法，其特征在于，采用如权利要求1至6任一项所述的主动引射下固体火箭发动机后效推力测量系统，包括以下步骤：
8.根据权利要求7所述的主动引射下固体火箭发动机后效推力测量方法，其特征在于：
9.根据权利要求8所述的主动引射下固体火箭发动机后效推力测量方法，其特征在于：
10.根据权利要求7所述的主动引射下固体火箭发动机后效推力测量方法，其特征在于：
...【技术特征摘要】
1.一种主动引射下固体火箭发动机后效推力测量系统，其特征在于：包括滑动安装机构(1)、前推力传感器(2)和主动引射装置；
2.根据权利要求1所述的主动引射下固体火箭发动机后效推力测量系统，其特征在于：所述滑动安装机构(1)安装于固定试验台(6)上，所述滑动安装机构(1)包括滚动直线导轨组件(7)和发动机支撑架(8)，所述发动机支撑架(8)滑动安装于所述滚动直线导轨组件(7)上，所述发动机支撑架(8)上安装有所述试验发动机(5)；
3.根据权利要求2所述的主动引射下固体火箭发动机后效推力测量系统，其特征在于：还包括摩擦力标定机构，所述摩擦力标定机构包括后支撑架(10)、油缸(11)和后推力传感器(12)；
4.根据权利要求1所述的主动引射下固体火箭发动机后效推力测量系统，其特征在于：所述引射喷管(3)包括依次连接的扩压管(13)、引射管(1...
【专利技术属性】
技术研发人员：孙林，高晨敏，鲍福廷，魏然，刘旸，惠卫华，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：
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