【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及固体火箭发动机，具体涉及一种用于固体火箭发动机多物理场增强燃烧研究的实验装置及方法。
技术介绍
1、固体火箭发动机固体推进剂的燃烧效率直接决定了发动机的推力和比冲大小，提高燃烧效率有助于推进剂完全燃烧，减少未燃烧的残留物，降低废气排放和污染物的产生，提高发动机的可靠性和安全性，并且可以实现更均匀的燃烧过程，减少热点和不均匀燃烧带来的高温区域，从而减轻燃烧室和喷管的热负荷，提高发动机的寿命和耐久性，提高发动机的适用范围，满足多样化的任务需求。
2、固体火箭发动机存在推力难以实时调节、能量管理可控性差等问题，严重限制了其性能。
3、目前按工作原理推理调节主要分为两种方式：1、改变喷管喉部面积。2、对固体推进剂的燃烧过程进行控制。
4、然而，改变喉部面积的方式会出现非常严重的烧蚀问题，只适用于含能较低、尺寸较小、工作时间较短的发动机。
5、为了更加深入的研究多物理场增强固体火箭发动机燃烧的内在机理，需要开展一系列的实验研究，但目前公开的专利技术中并没有提及相关的实验设备。
技术实现思路
1、为了克服以上现有技术存在的缺陷，本专利技术提供一种用于固体火箭发动机多物理场增强燃烧研究的实验装置及方法，该实验装置能够同时在固体推进剂区域建立微波场和电磁场，具有装置小巧、节约实验成本、组成部件简单、维修方便的特点。
2、为了实现上述目的，本专利技术采用的技术方案是：
3、一种用于固体火箭发动机多物理场增强燃烧研究
4、所述微波发生器通过微波电源供电，微波发生器产生的微波通过波导馈入固发缩比模型中形成微波场；通过这样导入的微波场能够作用于全体固体推进剂，建立速度快、实验结构简单、作用区域大；
5、所述波导出口嵌入固发缩比模型箱体内部，所述固发缩比模型上方设置压力变送器，所述压力变送器将固发缩比模型内部的压力变化转化为电信号传输给计算机，记录下实验过程压力变化。
6、所述风冷电机出口与风冷涵道入口连接；所述风冷涵道出口与微波发生器连接；所述风冷涵道为收缩段结构，用于将风冷电机输出的冷风汇集、聚拢。
7、所述波导出口通过石英玻璃罩进行密封；所述固发缩比模型上方开有圆孔，圆孔内插入压力变送器，并通过橡胶密封圈和六角螺母进行密封。
8、波导出口正对燃烧室；
9、设定发动机喷气为y轴方向，则电磁场方向为x轴方向，微波场为z方向。
10、所述固发缩比模型最外层包括侧挡板、上挡板和下挡板，侧挡板、上挡板和下挡板构成一个侧面未封口的方框结构，未封口处对应发动机喷气口；
11、侧挡板、上挡板和下挡板均为聚醚醚酮工程塑料制成透明板材，方便对燃烧过程进行观测；
12、所述上挡板上开有圆孔，与压力变送器外壁紧密接触；
13、方框结构内侧从远离发动机喷气口处设置燃烧室，所述燃烧室与喷管相连通，所述燃烧室与喷管相连通连接处设置有点火器，所述喷管外侧设置内衬套。
14、所述燃烧室内壁安装有正电极板、负电极板；正电极板、负电极板上下相对设置；所述正电极板和负电极板能够在燃烧室内产生电磁场，对固体推进剂的燃烧进行激励。
15、所述正电极板、负电极板之间放置固体推进剂药柱；
16、所述正电极板和负电极板用于在燃烧室内产生电磁场，对固体推进剂药柱产生的固体推进剂的燃烧进行激励。
17、所述喷管为拉法尔喷管，在喷管收敛段上壁面开有小孔，小孔与连通管连接；所述连通管出口与压力变送器相连接，实现对燃烧室内的压力监控。
18、所述燃烧室是由聚醚醚酮工程塑料制成的透明圆柱体，便于对固体推进剂的燃烧过程进行观测，燃烧室内壁面涂有一层烧蚀材料，防止燃烧室过热损坏；燃烧室为规则圆柱体结构。
19、所述固发缩比模型在实验时需在侧挡板、上挡板和下挡板构成的最外层挡板外包裹一层铝箔纸，以防止微波穿透。
20、所述固发缩比模型内的燃烧室、固体推进剂药柱、喷管具体结构和组成成分可以根据所需实验工况进行修改。
21、每次实验通过控制变量法，使用相同的固体推进剂仅改变电磁场强度或微波场强度，观察其对固体火箭发动机燃烧增强的影响。
22、一种用于固体火箭发动机多物理场增强燃烧研究的实验装置的运行方法，包括以下步骤；
23、首先根据所需研究需求选定好微波电源、微波发生器和波导型号，然后将固体推进剂药柱装入燃烧室内，并调试好固发缩比模型，除观测窗口外用铝箔纸进行包裹，同时检查密封情况，检查结束后打开微波电源，同时启动风冷电机，微波发生器进入工作状态，产生的微波在波导的约束下进入固发缩比模型建立起微波场，随后利用点火器进行点火，固体推进剂药柱被引燃后开始燃烧，燃烧产生的高温高压燃气流经喷管后排至外部环境中，压力变送器通过连通管获取喷管收敛段壁面压力，并转化为电信号传递给计算机，同时利用高速摄像机记录下观测窗口内固体推进剂药柱的燃烧过程；
24、当药柱燃烧结束后，记录下此次实验数据并关闭微波电源，然后打开固发缩比模型外层挡板，更换燃烧室及固体推进剂药柱，随后装配夹紧挡板，更改微波强度进行下一次实验，随后过程与上述相同
25、建立起微波场通过微波电源和微波发生器产生，启动正电极板和负电极板形成电磁场。
26、本专利技术的有益效果：
27、本专利技术在缩比固体火箭发动机内建立电磁场和微波场，利用所建立的多物理场增强固体推进剂的燃烧，并在喷管收敛段上壁面开孔，通过连通管将燃烧室内压力数据传递给压力变送器，获取燃烧实验数据，且多物理场强度可调，实验装置结构简单、过程简化、装置可重复使用、实验成本较低，并选用透明燃烧室，对固体推进剂药柱的燃烧过程进行观测，有助于深入研究多物理场增强固体火箭发动机燃烧的内在机理。
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1.一种用于固体火箭发动机多物理场增强燃烧研究的实验装置，其特征在于，包括风冷电机(1)，所述风冷电机(1)将冷风输送至微波发生器(4)；
2.根据权利要求1所述的一种用于固体火箭发动机多物理场增强燃烧研究的实验装置，其特征在于，所述风冷电机(1)出口与风冷涵道(2)入口连接；所述风冷涵道(2)出口与微波发生器(4)连接；
3.根据权利要求1所述的一种用于固体火箭发动机多物理场增强燃烧研究的实验装置，其特征在于，所述波导(5)出口通过石英玻璃罩(6)进行密封；所述固发缩比模型(7)上方开有圆孔，圆孔内插入压力变送器(10)，并通过橡胶密封圈(8)和六角螺母(9)进行密封；
4.根据权利要求1所述的一种用于固体火箭发动机多物理场增强燃烧研究的实验装置，其特征在于，所述固发缩比模型(7)最外层包括侧挡板(71)、上挡板(72)和下挡板(73)，侧挡板(71)、上挡板(72)和下挡板(73)构成一个侧面未封口的方框结构，未封口处对应发动机喷气口；
5.根据权利要求4所述的一种用于固体火箭发动机多物理场增强燃烧研究的实验装置，其特征在于，方
6.根据权利要求5所述的一种用于固体火箭发动机多物理场增强燃烧研究的实验装置，其特征在于，所述燃烧室(74)内壁安装有正电极板(751)、负电极板(752)；正电极板(751)、负电极板(752)上下相对设置；
7.根据权利要求5所述的一种用于固体火箭发动机多物理场增强燃烧研究的实验装置，其特征在于，所述喷管(79)为拉法尔喷管，在喷管(79)收敛段上壁面开有小孔，小孔与连通管(710)连接；所述连通管(710)出口与压力变送器(10)相连接，实现对燃烧室内的压力监控。
8.根据权利要求5所述的一种用于固体火箭发动机多物理场增强燃烧研究的实验装置，其特征在于，所述燃烧室(74)是由聚醚醚酮工程塑料制成的透明圆柱体，便于对固体推进剂的燃烧过程进行观测，燃烧室(74)内壁面涂有一层烧蚀材料，防止燃烧室(74)过热损坏；燃烧室(74)为规则圆柱体结构。
9.根据权利要求1-8任一项所述的一种用于固体火箭发动机多物理场增强燃烧研究的实验装置的运行方法，其特征在于，包括以下步骤；
10.根据权利要求9所述的一种用于固体火箭发动机多物理场增强燃烧研究的实验装置的运行方法，其特征在于，建立起微波场通过微波电源(3)和微波发生器(4)产生，启动正电极板(751)和负电极板(752)形成电磁场。
...【技术特征摘要】
1.一种用于固体火箭发动机多物理场增强燃烧研究的实验装置，其特征在于，包括风冷电机(1)，所述风冷电机(1)将冷风输送至微波发生器(4)；
2.根据权利要求1所述的一种用于固体火箭发动机多物理场增强燃烧研究的实验装置，其特征在于，所述风冷电机(1)出口与风冷涵道(2)入口连接；所述风冷涵道(2)出口与微波发生器(4)连接；
3.根据权利要求1所述的一种用于固体火箭发动机多物理场增强燃烧研究的实验装置，其特征在于，所述波导(5)出口通过石英玻璃罩(6)进行密封；所述固发缩比模型(7)上方开有圆孔，圆孔内插入压力变送器(10)，并通过橡胶密封圈(8)和六角螺母(9)进行密封；
4.根据权利要求1所述的一种用于固体火箭发动机多物理场增强燃烧研究的实验装置，其特征在于，所述固发缩比模型(7)最外层包括侧挡板(71)、上挡板(72)和下挡板(73)，侧挡板(71)、上挡板(72)和下挡板(73)构成一个侧面未封口的方框结构，未封口处对应发动机喷气口；
5.根据权利要求4所述的一种用于固体火箭发动机多物理场增强燃烧研究的实验装置，其特征在于，方框结构内侧从远离发动机喷气口处设置燃烧室(74)，所述燃烧室(74)与喷管(79)相连通，所述燃烧室(74)与喷管(79)相连通连接处设置有点火器(77)，所述喷管(79)外侧设置...
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