专利名称：一种固体火箭发动机全尺寸喷管热结构实验装置的制作方法
技术领域：
本发明属于固体火箭发动机实验技术领域，具体为一种固体火箭发动机全尺寸喷 管热结构实验装置。
背景技术：
对于固体火箭发动机，其喷管热结构关系到发动机的安全，如何通过考核固体火 箭发动机的喷管热结构是非常重要也非常复杂的问题。目前，研究喷管热结构的理论方法 还不够成熟，多以对喷管热结构进行数值模拟、全尺寸发动机实验以及模拟试验为主。数值 模拟研究由于进行了很多假定和简化，只能作为一种参考，不能为全尺寸发动机提供具体 的量上的支撑；全尺寸发动机实验周期长，耗资大，组织繁琐，且为喷管热结构这一单项实 验而组织全尺寸发动机实验代价太高，如果出现问题影响恶劣；模拟试验目前还不成熟，存 在尺寸效应，难以解决与全尺寸发动机的映射关系等问题。由此可见，目前缺乏方便、低风 险和低成本的实验方法来对固体火箭发动机喷管热结构进行全尺寸考核。
发明内容
要解决的技术问题为了能够采用实验方法来对固体火箭发动机喷管热结构进行全尺寸考核，以降低 风险，节约成本，并使研究手段能够常态化，本发明提出一种固体火箭发动机全尺寸喷管热 结构实验装置。技术方案本发明的技术方案为所述一种固体火箭发动机全尺寸喷管热结构实验装置，其特征在于包括全尺寸 喷管、实验发动机、中心锥和中心锥支座；实验发动机包括前封头、燃烧室、装药、喷管壳体和固定法兰；燃烧室壳体两端分 别与前封头和喷管壳体一端固定连接，并用0型圈进行连接处侧面密封，喷管壳体另一端 与固定法兰固定连接，全尺寸喷管固定在喷管壳体内，固定法兰的中心孔为锥孔；装药贴燃 烧室内壁浇注在燃烧室内，装药的推进剂配方与全尺寸发动机中的推进剂配方相同，装药 燃烧类型由实验发动机工作时间和装药燃面确定，实验发动机工作时间至少为6s，装药燃Δ 丄面根据燃烧室平衡压强公式凡"确定，其中Ab为装药燃面，pc为燃烧室工作压强，取与全尺寸发动机燃烧室工作压强一致，PpS推进剂密度，a为推进剂燃速系数，η 为推进剂燃速压强指数，c*为推进剂特征速度，At为喷管喉部面积，喷管喉部面积At由质量流率公式m= #确定，其中.为实验装置的质量流率，取全尺寸发动机质量流率的1/5 cm1/2 ；中心锥为大端开有中心盲孔的近似圆锥结构，中心锥小端为圆弧型钝头，并光滑过渡至中心锥前部圆柱段，圆柱段的直径由公式成二‘ )Χ;Γ确定，其中Dt为全尺寸喷管的喉部直径，dt表示中心锥圆柱段直径，中心锥圆柱段长度与全尺寸喷管喉部的直段 长度相同；从中心锥圆柱段光滑过渡至中心锥中部锥柱段，锥柱段长度与全尺寸喷管扩张段长度一致，锥柱段底面直径由公式&确定，其中4表示中心锥锥柱面的底面直径，De表示全尺寸喷管扩张段的出口直径，ε Α表示全尺寸喷管膨胀比；中心锥支座包括中心杆组合件和支座组合件；中心杆组合件包括头部隔热套、前 端热防护套、定位卡环、紧固卡环和中心杆；头部隔热套套在中心杆头部，并用环氧胶粘接， 套有隔热套的中心杆头部插入中心锥大端盲孔内，并采用环氧胶与中心锥粘接；前端热防 护套套在中心杆中部，并用环氧胶粘接；定位卡环为带有环形突起的两片半圆环，环形突起 的外圆周为锥面并带有连接耳片，环形突起外圆周锥面的锥度与固定法兰中心孔的锥度相 同；定位卡环卡在前端热防护套上，且定位卡环一端面与中心锥大端面紧贴合，环形突起外 圆周锥面与固定法兰中心孔紧贴合，且通过连接耳片与固定法兰固定连接；紧固卡环安装 在前端热防护套上，并与定位卡环另一端面紧贴合；支座组合件包括后端热防护套、支座和 底座；支座上端与中心杆后段固定连接，后端热防护套套在支座上并用环氧胶粘接，支座下 端与底座固定连接，并在底座固定有热防护板。有益效果本发明提出的一种固体火箭发动机全尺寸喷管热结构实验装置，与目前常用的数 值模拟计算、缩比实验及全尺寸发动机试验相比具有以下优点1)与数值模拟计算和缩比实验相比，该装置通过对中心锥圆柱段及锥柱段型面的 设计，实现实验装置中全尺寸喷管的工作特性与全尺寸发动机中喷管的工作特性一致，更 能真实模拟出真实发动机工作状态下全尺寸喷管热结构的工作特点，更能考核喷管热结构 的真实工作特性；2)与全尺寸发动机试验相比，该装置通过选取实验装置的质量流率，并设计相应 的中心锥构造，实现对全尺寸喷管进行小流量试验，具有节省资源，成本低，风险小的优点， 且可以作为一种常用的实验手段灵活运用；3)该装置可以作为一种独立的实验手段，让喷管设计人员单独进行全尺寸喷管热 结构实验，而不必会同全尺寸发动机的其他部件的设计人员。4)该实验装置充分考虑了实验过程中的气流冲蚀以及高温的影响，完全实现了利 用小流量试验进行全尺寸喷管热结构实验的目的。
图1 本发明的结构示意图；图2 中心锥及相应部件结构示意图；图3 紧固卡环结构示意图；图4 定位卡环正视图；图5:定位卡环右视图；图6 实验装置中的燃烧室压强-时间曲线；
其中A1、实验发动机；A2、全尺寸喷管；A3、中心锥；A4、中心锥支座；1、前封头； 2、燃烧室；3、装药；4、喷管壳体；5、固定法兰；6、头部隔热套；7、前端热防护套；8、中心杆； 9、后端热防护套；10、支座；11、前端异形热防护块；12、侧边热防护板；13、前热防护板；14、 顶端热防护板；15、底座；16、调整螺栓；17、定位卡环；18、紧固卡环；19、上紧固卡；20、下 紧固卡；21、上定位卡；22、下定位卡。
具体实施例方式下面结合具体实施例描述本发明实施例本实施例中待实验的全尺寸喷管A2所属的全尺寸发动机工作时，质量流率为 32kg/s，燃烧室工作压强为14MPa，装药推进剂配方为含铝量17%的丁羟复合推进剂，采用 等面燃烧方式。本实施例中的固体火箭发动机全尺寸喷管热结构实验装置包括全尺寸喷管A2、实 验发动机Al、中心锥A3和中心锥支座A4。实验发动机Al包括前封头1、燃烧室2、装药3、喷管壳体4和固定法兰5，其中前 封头1、燃烧室2壳体和喷管壳体4采用45#钢材料加工，固定法兰5采用高硅氧酚醛材料 加工。燃烧室2壳体两端分别与前封头1和喷管壳体4 一端螺栓固定连接，并用0型圈进 行连接处侧面密封，喷管壳体4另一端与固定法兰5螺栓固定连接，全尺寸喷管A2通过螺 栓配合固定在喷管壳体4内，固定法兰5的中心孔为锥孔，锥角为5°。装药3贴燃烧室2内壁浇注在燃烧室2内，装药3的推进剂配方与全尺寸发动机 中的推进剂配方相同，也为含铝量17%的丁羟复合推进剂；实验发动机Al工作时间为6s，A丄装药燃面Ab根据燃烧室平衡压强公式凡=(Pf'aj)1—"确定，其中P。为燃烧室2的工作压强，取与全尺寸发动机燃烧室工作压强相同为14MPa，PpS推进剂密度，a为推进剂燃速 系数，η为推进剂燃速压强指数，c*为推进剂特征速度，本实施例中Pp=L 73g/cm3, a =6. 549 X IO"5, η = 0. 27，c* = 1650m/s, At为喷管喉部面积，At由质量流率公式w = 确c定，其中m为实验装置的质量流率，本实施例中为m^g/s，为全尺寸发动机质量流率的1/4， 得到喷管喉部面积At为740. 54mm2，最终得到装药燃面Ab为0. 65m2，并采用装药3为六角星 孔加端燃的等面燃烧方式装药。中心锥A3为大端开有中心盲孔的近似圆锥结构，采用C/C复合材料加工；中心 锥A3小端为圆弧型钝头，并光滑过渡至中心锥A3前部圆柱段，圆柱段的直径dt由公式At =(A ~dt 确定，其中D为全尺寸喷管A2的喉部直径，本实施例中为58mm，得出 ‘4本实施例中圆柱段的直径屯为49. 2mm，中心锥A3圆柱段长度与全尺寸喷管A2喉部的 直段长度相同，本实施例中全尺寸喷管A2喉部直段的长度为IOmm;从中心锥A3的圆柱 段光滑过渡至中心锥A3的中部锥柱段，锥柱段长度与全尺寸喷管A2扩张段长度一致，本 实施例中全尺寸喷管A2扩张段长度为105mm，中心锥A3的中部锥柱段底面直径de由公式确定，其中队表示全尺寸喷管A2扩张段的出口直径，本实施例中为90mm, ^表示全尺寸喷管A2的膨胀比，本实施例中为2. 4，得出本实施例中锥柱段底面直 径为 71. 3mm。中心锥支座A4包括中心杆组合件和支座组合件。中心杆组合件包括头部隔热套 6、前端热防护套7、定位卡环17、紧固卡环18和中心杆8，头部隔热套6采用模压碳酚醛材 料加工，前端热防护套7采用高硅氧酚醛材料加工；头部隔热套6套在中心杆8头部，并用 环氧胶进行粘接，套有隔热套的中心杆8头部插入中心锥A3大端中心盲孔内，并采用环氧 胶与中心锥A3粘接；前端热防护套7套在中心杆8中部，并用环氧胶进行粘接。实验装置中，中心锥A3必须保证与全尺寸喷管A2结构中心轴线共线才可以满足 实验要求，达到实验的目的，因此需要一套中心锥A3的安装对心工具。本实验装置中采用 定位卡环17、紧固卡环18作为对心工具。定位卡环17为带有环形突起的两片半圆环，两片 半圆环分别为上定位卡21和下定位卡22，加工时定位卡环17时，首先加工一个整体式的带 有环形突起的圆环，然后沿直径方向切开使用。定位卡环17上环形突起的外圆周为锥面并 带有连接耳片，环形突起外圆周锥面的锥度为5°，与固定法兰5中心孔的锥度相同；定位 卡环17卡在前端热防护套7上，且定位卡环17 —侧端面与中心锥A3大端面紧贴合，环形 突起外圆周锥面与固定法兰5中心孔锥面紧贴合，且定位卡环17通过连接耳片与固定法兰 5螺栓固定连接，保证了固定法兰5与中心锥A3中心轴线共线；紧固卡环18为通过螺栓相 互固定的两片半圆环，分别为上紧固卡19和下紧固卡20，其中上紧固卡19两侧切去后用于 安装与下紧固卡20固定的螺栓。将紧固卡环18卡在前端热防护套7上，并与定位卡环17 另一侧端面紧贴合，起到将定位卡环17紧固的作用。由于固定法兰5与喷管壳体4固定连 接，保证了固定法兰5与全尺寸喷管A2中心轴线共线，从而能够保证中心锥A3与全尺寸喷 管A2结构中心轴线共线。支座组合件包括后端热防护套9、支座10和底座15，其中后端热防护套9采用高 硅氧酚醛材料加工，支座10和底座15采用45#钢材料加工；支座10上端与中心杆8后段 固定连接，后端热防护套9套在支座10上并用环氧胶进行粘接，支座10靠进实验发动机Al 的一端采用环氧胶粘接有前端异形热防护块11，并用沉头螺钉固定，支座10两侧分别采用 环氧胶粘接有侧边热防护板12，并用沉头螺钉固定，前端异形热防护块11采用模压碳酚醛 材料加工，侧边热防护板12采用高硅氧酚醛材料加工。支座10下端与底座15采用调整螺 栓16固定连接，底座15上侧采用沉头螺钉固定有顶端热防护板14，底座15靠经靠进实验 发动机Al的一端采用沉头螺钉固定有前热防护板13，前热防护板13和顶端热防护板14采 用碳布碳酚醛材料加工。在所有沉头螺钉金属外露处和部件接缝处涂抹730胶进行保护。采用该实验装置进行实验，实验过程中中心锥A3结构完整，中心锥支座A4工作可 靠，获得燃烧室压强-时间曲线如附图6所示。
权利要求
1. 一种固体火箭发动机全尺寸喷管热结构实验装置，其特征在于包括全尺寸喷管、 实验发动机、中心锥和中心锥支座；实验发动机包括前封头、燃烧室、装药、喷管壳体和固定法兰；燃烧室壳体两端分别与 前封头和喷管壳体一端固定连接，并用0型圈进行连接处侧面密封，喷管壳体另一端与固 定法兰固定连接，全尺寸喷管固定在喷管壳体内，固定法兰的中心孔为锥孔；装药贴燃烧室 内壁浇注在燃烧室内，装药的推进剂配方与全尺寸发动机中的推进剂配方相同，装药燃烧 类型由实验发动机工作时间和装药燃面确定，实验发动机工作时间至少为6s，装药燃面根A丄
全文摘要
本发明提出一种固体火箭发动机全尺寸喷管热结构实验装置，包括全尺寸喷管、实验发动机、中心锥和中心锥支座。该装置通过对中心锥圆柱段及锥柱段型面的设计，充分考虑了实验过程中的气流冲蚀以及高温的影响，实现实验装置中全尺寸喷管的工作特性与全尺寸发动机中喷管的工作特性一致，并实现了对全尺寸喷管进行小流量试验，可以作为一种常用的实验手段灵活运用。
文档编号F02K9/97GK102052198SQ201010610188
公开日2011年5月11日 申请日期2010年12月23日 优先权日2010年12月23日
发明者何国强, 刘佩进, 彭丽娜, 李江, 陈剑, 魏祥庚 申请人:西北工业大学