一种固体燃料熔融特性测试装置及测试方法
【专利摘要】本发明涉及固体燃料熔融特性测试装置，包括：由燃烧室筒体以及分别在其两端可拆卸连接的前封头和后封头构成的燃烧室，燃烧室内的一端装填有复合推进剂，另一端装填有固体燃料；燃烧室和设置在其外侧壁的测温元件和测压元件连通。本发明还公布了一种固体燃料熔融特性测试方法：固定固体燃料；点火前复合推进剂的放置；点火器进行发动机点火，通过测得的“压强-时间”曲线记录推进复合推进剂开始燃烧的时间t1和燃烧完毕时的时间t2，通过t2-t1得到发动机的正常工作时间。本发明利用复合推进剂产生高温高压环境，模拟混合发动机工作时固体燃料的状态，判断固体燃料燃烧时是否出现熔融状态，解决了固体燃料在高压高温环境下熔融特性测试难的问题。
【专利说明】一种固体燃料熔融特性测试装置及测试方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及测试固体燃料熔融特性的固体火箭发动机装置，属于固液混合火箭发 动机【技术领域】，用于模拟和测试固液混合火箭发动机用固体燃料，在发动机正常工作时，固 体燃料是否出现熔融。
【背景技术】
[0002] 固液混合火箭发动机利用固体和液体火箭发动机相结合的方法，具有推力可调、 多次启动、存储安全、对环境污染轻等优点，近年来备受国内外广泛关注。但进行固液混合 火箭发动机实验，测试发动机内固体燃料熔融特性，目前国内外还没有相关的实验装置。因 此，测试固体燃料熔融特性就显得极为重要。通过模拟真实混合火箭发动机工作时，燃料的 熔融特性对进一步研究燃料性能以及固液火箭发动机的设计有十分重要的意义。
[0003] 目前燃料熔融特性的测试标准为ASTM D1238,是美国材料与试验协会（ASTM)根据 美国杜邦公司（DuPont)惯用的鉴定塑料特性的方法制定而成。通常采用熔融指数（MI)来 表示熔体粘度的相对值即：热塑性塑料在一定温度和压力下，熔体在十分钟内通过标准毛 细管的重量值，以（g/l〇min)来表示。利用这种方法测试的仪器有很多，但测试温度不高。 如豪恩的HE-MY-400熔融测试仪的测试温度为常温-400°C，很难达到模拟混合火箭发动机 内的高压（20MPa)、高温（4000K)环境，不能有效地测量固体燃料的熔融特性。
[0004] 此外，国内也有用于测量煤灰熔融特性的高温熔融测试仪，如恒科的HKHR-4C智 能煤灰熔融测试仪，测试温度在0-1600°C，但由于受到功率的限制，其升温速率一般较慢， 如900°C以前15-20°C /min，900°C以后5±1°C /min。不能有效地模拟混合火箭发动机中固 体燃料在点火瞬间和关机瞬间，固体燃料熔融特性的变化。
[0005] 另外，现有的熔融测试仪或煤灰熔融测试仪都不能测量瞬间高温高压下固体燃料 的熔融特性。
【发明内容】
[0006] 本发明设计了一种固体燃料熔融特性测试装置和测试方法，其目的在于研究固液 混合火箭发动机燃料在发动机工作过程中是否出现熔融状态的问题。
[0007] 本发明的技术方案如下：
[0008] -种固体燃料熔融特性测试装置，包括：由燃烧室筒体以及分别在其两端可拆卸 连接的前封头和后封头构成的燃烧室，燃烧室内的一端装填有复合推进剂，另一端装填有 固体燃料；所述燃烧室和设置在其外侧壁的测温元件和测压元件连通。
[0009] 进一步地：所述燃烧室内设置固体燃料前托架，将所述燃烧室分为两个腔室，所述 复合推进剂放置在第一腔室；所述固体燃料放置在第二腔室。
[0010] 进一步地：所述第一腔室的侧壁设置有测温嘴和测压嘴；所述测温元件设置在所 述测温嘴上，所述测压元件设置在所述测压嘴上；所述测温嘴通过第一腔室的侧壁上的第 一通孔和第一腔室连通，所述测压嘴通过第一腔室的侧壁上的第二通孔和第一腔室连通。
[0011] 进一步地：还设置有固体燃料前托架，所述固体燃料放置在所述固体燃料前托架 和所述固体燃料后托架构成的空腔内。
[0012] 进一步地：所述后封头的外侧中部设置有喷嘴。
[0013] 进一步地：所述复合推进剂和所述前封头的内侧以及所述燃烧室筒体的内侧通过 粘胶连接。
[0014] 本发明还公布了一种固体燃料熔融特性测试方法，包括如下步骤：
[0015] 固定固体燃料；
[0016] 点火前复合推进剂的放置；
[0017] 点火：通过点火器进行发动机点火，通过测得的"压强-时间"曲线记录下推进复 合推进剂开始燃烧的时间tl和燃烧完毕时的时间t2,通过t2-tl得到发动机的正常工作时 间。
[0018] 进一步地：所述点火前复合推进剂的放置，具体包括：
[0019] 按照混合火箭发动机内燃气、压强范围、温度范围等实验参数要求，计算得到相应 的复合推进剂长度、燃速等参数，并切取相应长度的多块复合推进剂；
[0020] 取其中一块复合推进剂，记录其肉厚为e，置入第二腔室内；制备点火药包，放置 在所述复合推进剂表面；连接点火装置、测温元件和测压元件，并保证能正常工作。
[0021] 调整喷管的喉径，使得燃烧室工作压强与混合火箭发动机正常工作状态相同。
[0022] 进一步地：所述压强范围为0. 2MPa_20MPa ;所述温度范围为1500K-4000K。
[0023] 进一步地：在固定固体燃料之前，还包括对固体燃料试样外表面进行阻燃包覆，以 保证固体燃料出现熔融状态时，固体燃料形状保持大致不变。
[0024] 本发明的有益效果：
[0025] (1)测试装置内燃气温度、工作压强均可调。通过选用不同配方的复合推进剂，可 以改变测试装置内的温度（1500K-4000K);通过改变喷管候径，可调节测试装置内的压强 (0· 2MPa-20MPa)。
[0026] (2)测试装置内复合推进剂的工作时间可调。通过改变复合推进剂的长度采用端 面燃烧法来控制测试装置的工作时间，进而根据固体燃料不同的指标需求来给定测试装置 具体工作时间（〇. ls-l〇s)。
[0027] (3)能够真实模拟混合火箭发动机工作状态，并测试固体燃料熔融特性。根据测试 装置工作后，固体燃料的状态判断固体燃料的熔融性能。
[0028] (4)方便测试不同形状和长度的固体燃料。在挡药板中，可以填充各种不同形状的 药柱，主要包括星型药，管状药等中间有孔的药型。
[0029] 本装置的原理利用复合推进剂产生高温高压环境，模拟混合发动机工作时，固体 燃料的状态，判断固体燃料燃烧时是否出现熔融状态。本发明解决了固体燃料在高压高温 环境下熔融特性测试难的问题，对各种固体燃料都适用，只要固体燃料放置在该熔融测试 装置内都可以利用本发明进行燃料熔融特性测试；通过改变复合推进剂和喷管喉径，测试 装置内温度、工作压强均可调；装置结构简单，加工工艺和常规固体火箭发动机一样，不需 要复杂的工艺；测试过程简易；测试装置成本低，因为无需借助其他昂贵的测试元件，只是 采用普通的压强传感器和热电偶，大大地降低了成本，而且可长期重复使用。
【专利附图】
【附图说明】
[0030] 图1为本发明固体燃料熔融特性测试装置的俯视图；
[0031] 图2为图1沿A-A剖视内部结构图；
[0032] 图中各零件序号和名称分别为：1.前封头；2.燃烧室；3.固体燃料前托架；4.固 体燃料；5.固体燃料后托架；6.喷管；7.后封头；8.测温嘴；9.测压嘴；10.复合推进剂； 20、燃烧室筒体；202、第一通孔；201、第二通孔。
【具体实施方式】
[0033] 为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，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。
[0034] 参考图1和图2,图1和图2公布了一种固体燃料熔融特性测试装置，包括：由燃 烧室筒体20以及分别在其两端可拆卸连接的前封头1和后封头7构成的燃烧室2,燃烧室 2内的一端装填有复合推进剂10,另一端装填有固体燃料4 ;所述燃烧室和设置在其外侧壁 的测温元件（未图示）和测压元件（未图示）连通。复合推进剂10的作用在于为测试装 置提供燃气及高温高压环境。具体地，前封头1和燃烧室筒体20的一端的外侧壁螺纹连 接，后封头7和燃烧室筒体20的另一端的外侧壁螺纹连接。固体燃料前托架3将燃烧室2 分为第一腔室和第二腔室。复合推进剂10放置在第一腔室内，固体燃料4放置在第二腔室 内。进一步地，复合推进剂10通过粘胶固定在第一腔室内的前封头1的内侧底板上；固体 燃料4设置在固体燃料前托架3和固体燃料后托架4构成的空间内。喷管6设置在后封头 7外侧中部。
[0035] 第一腔室的侧壁设置有测温嘴8和测压嘴9,测温嘴8通过燃烧室筒体20侧壁的 第一通孔202和第一腔室连通，测压嘴9通过第二通孔201和第一腔室连通。测温嘴8上 连接有测温元件（未图示），测压嘴9上连接有测压元件（未图示）。
[0036] 本发明还公布了利用该装置测试固体燃料熔融特性的方法，包括：固定固体燃料； 点火前复合推进剂的放置；点火：通过点火器进行发动机点火，通过测得的"压强-时间"曲 线记录下推进复合推进剂开始燃烧的时间tl和燃烧完毕时的时间t2,通过t2_tl得到发动 机的正常工作时间。
[0037] 具体地，上述步骤具体分解为：
[0038] (1)对固体燃料试样外表面进行阻燃包覆，以保证固体燃料出现熔融状态时，固体 燃料形状保持大致不变。取其中一块试样放入固体燃料前托架3内，并用固体燃料后托架 5将其盖上。
[0039] (2)按照混合火箭发动机内燃气、压强范围、温度范围等实验参数要求，计算得到 相应的复合推进剂10长度、燃速等参数，并切取相应长度的复合推进剂10若干。根据实验 要求测得不同药柱下，固体燃料4的熔融特性，至少取得3组有效的实验数据。
[0040] (3)取其中一块复合推进剂10,记录复合推进剂10的肉厚为e，置入燃烧室2内。 制备点火药包，放置在复合推进剂10表面。然后如图2完成整套试验装置的装配，连接点 火装置及测温测压元件，检查并确保点火器及测温测压嘴正常工作。
[0041] (4)试验前检查装置密封是否完好，调整喷管9的喉径，使得燃烧室2工作压强与 混合火箭发动机正常工作状态相同。将整个装置牢牢固定在试验台上，防止试验时发生偏 移。
[0042] (5)准备点火。通过点火器进行发动机点火，通过测得的"压强-时间"曲线记录 下推进剂开始燃烧的时间h，仔细检查推进剂燃烧过程，待推进剂燃烧完毕记录此时的时 间t 2，通过t2_ti得到发动机的正常工作时间。
[0043] (6)测试装置停止工作，保存实验数据，关闭测试装置，拆卸实验装置，打开挡药 板，观察固体燃料的状态。记录实验现象，清洗测试装置以备下次使用。
[0044] 本装置的原理利用复合推进剂产生高温高压环境，模拟混合发动机工作时，固体 燃料的状态，判断固体燃料燃烧时是否出现熔融状态。本发明解决了固体燃料在高压高温 环境下熔融特性测试难的问题，对各种固体燃料都适用，只要固体燃料放置在该熔融测试 装置内都可以利用本发明进行燃料熔融特性测试；通过改变复合推进剂和喷管喉径，测试 装置内温度、工作压强均可调；装置结构简单，加工工艺和常规固体火箭发动机一样，不需 要复杂的工艺；测试过程简易；测试装置成本低，因为无需借助其他昂贵的测试元件，只是 采用普通的压强传感器和热电偶，大大地降低了成本，而且可长期重复使用。
[〇〇45] 以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精 神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包在本发明范围内。
【权利要求】
1. 一种固体燃料熔融特性测试装置，其特征在于，包括：由燃烧室筒体以及分别在其 两端可拆卸连接的前封头和后封头构成的燃烧室，燃烧室内的一端装填有复合推进剂，另 一端装填有固体燃料；所述燃烧室和设置在其外侧壁的测温元件和测压元件连通。
2. 如权利要求1所述的固体燃料熔融特性测试装置，其特征在于：所述燃烧室内设置 固体燃料前托架，将所述燃烧室分为两个腔室，所述复合推进剂放置在第一腔室；所述固体 燃料放置在第二腔室。
3. 如权利要求2所述的固体燃料熔融特性测试装置，其特征在于：所述第一腔室的侧 壁设置有测温嘴和测压嘴；所述测温元件设置在所述测温嘴上，所述测压元件设置在所述 测压嘴上；所述测温嘴通过第一腔室的侧壁上的第一通孔和第一腔室连通，所述测压嘴通 过第一腔室的侧壁上的第二通孔和第一腔室连通。
4. 如权利要求2所述的固体燃料熔融特性测试装置，其特征在于：还设置有固体燃料 前托架，所述固体燃料放置在所述固体燃料前托架和所述固体燃料后托架构成的空腔内。
5. 如权利要求1所述的固体燃料熔融特性测试装置，其特征在于，所述后封头的外侧 中部设置有喷嘴。
6. 如权利要求1所述的固体燃料熔融特性测试装置，其特征在于，所述复合推进剂和 所述前封头的内侧以及所述燃烧室筒体的内侧通过粘胶连接。
7. -种固体燃料熔融特性测试方法，其特征在于，包括如下步骤： 固定固体燃料； 点火前复合推进剂的放置； 点火：通过点火器进行发动机点火，通过测得的"压强-时间"曲线记录下推进复合推 进剂开始燃烧的时间tl和燃烧完毕时的时间t2,通过t2-tl得到发动机的正常工作时间。
8. 如权利要求7所述的固体燃料熔融特性测试方法，其特征在于：所述点火前复合推 进剂的放置，具体包括： 按照混合火箭发动机内燃气、压强范围、温度范围等实验参数要求，计算得到相应的复 合推进剂配方、长度、燃速等参数，并切取相应长度的多块复合推进剂； 取其中一块复合推进剂，记录其肉厚为e，置入第二腔室内；制备点火药包，放置在所 述复合推进剂表面；连接点火装置、测温元件和测压元件，并保证能正常工作。 调整喷管的喉径，使得燃烧室工作压强与混合火箭发动机正常工作状态相同。
9. 如权利要求8所述的固体燃料熔融特性测试方法，其特征在于：所述压强范围为 0. 2MPa-20MPa ;所述温度范围为 1500K-4000K。
10. 如权利要求7所述的固体燃料熔融特性测试方法，其特征在于：在固定固体燃料之 前，还包括对固体燃料试样外表面进行阻燃包覆，以保证固体燃料出现熔融状态时，固体燃 料形状保持大致不变。
【文档编号】F02K9/96GK104061089SQ201410217523
【公开日】2014年9月24日 申请日期:2014年5月18日 优先权日:2014年5月18日
【发明者】胡松启, 武冠杰, 刘欢, 陈雨, 武冠峰 申请人:西北工业大学