固体火箭发动机慢速烤燃试验系统的制作方法

本发明涉及一种固体火箭发动机慢速烤燃试验系统，可以对固体火箭发动机的低易损性和钝感特性等参数的设计、研发、评估和鉴定提供数据。

背景技术：

现代战争中，战机、舰艇、航母等作战平台上装备了各类武器，为了提高作战能力，武器型号的能量和威力越来越高，随之而来的是安全性能的恶化，特别是在运输、吊装和作战等过程中因意外跌落、火灾等外界刺激引发的燃烧或爆炸事故，不仅造成己方武器装备损坏，而且造成大量的人员伤亡和巨大的经济损失。例如，1967年4月，美国福莱斯特号航空母舰着火后导致弹药殉爆，造成21架战斗机被毁，162人受伤，134人死亡。1969年，美国企业号航空母舰爆炸，15架战斗机被毁，17架战斗机受损，344人受伤，28人死亡，损失5.7亿美元。此外，武器型号在贮存、维护、演练等过程中也曾发生过大量的安全事故，造成人员伤亡和财产损失。以上这些意外的安全事故直接导致航母、战舰、战机、弹药库等武器装备及平台损毁，严重削弱了己方的战斗力，为此，美国和欧洲国家建立了专门的火药、炸药、固体推进剂和火箭发动机的低易损性和钝感特性的试验方法和装置，其中慢速烤燃试验就是试验项目之一，由于国内火药、炸药、固体推进剂和火箭发动机的低易损性和钝感特性相关研究起步较晚，针对固体火箭发动机慢速烤燃技术研究刚刚开始。

伴随着中国国防实力的不断增强以及周边环境的不稳定因素增加，设计单位和军方急需建立固体火箭发动机低易损性和钝感特性的试验系统和方法，遗憾的是截至目前为止，国内还没有针对固体火箭发动机的试验系统，为此，本方法建立了一种适用于固体火箭发动机慢速烤燃的试验系统，经过多次试验验证，结果表明该装置使用稳定、操作简单、试验结果与国外的结果一致性较好。

技术实现要素：

本发明的目的在于建立一套适用于直径小于3000mm的全尺寸固体火箭发动机的慢速烤燃试验系统，由试验箱、加热系统、控制系统、数据采集系统、视频监控系统、冲击波超压传感器和结果判别系统等组成，采用远程控制、隔离试验，确保整个试验的安全性，可为固体火箭发动机的低易损性和钝感特性的评估和鉴定等提供数据。

本发明的目的是由下述技术方案实现的：一种固体火箭发动机慢速烤燃试验系统，包括试验箱、加热系统、控制系统、数据采集系统、视频监控系统、冲击波超压传感器和结果判别系统；

所述试验箱包括两个半筒体，所述两个半筒体通过卡扣连接成一个筒体，所述试验箱内设有试样支架，所述试验箱的顶部插入热电偶，所述热电偶通过信号线路与所述数据采集系统连接；

所述加热系统缠绕在所述试验箱的外侧，所述加热系统通过控制电缆与所述控制系统连接，所述加热系统的外侧包裹着保温棉，所述保温棉的外侧设有保护壳；

所述控制系统采用pid调节，根据对升温速率的需要对所述加热系统进行调节和控制，依据设定的温度自动开启热风循环装置和冷风循环装置；

所述数据采集系统通过高速采集卡记录所述试验箱内部的温度；

所述视频监控系统记录所述试验箱的破坏程度；

所述冲击波超压传感器记录冲击波超压的大小；

所述结果判别系统根据所述试验箱的破坏程度和冲击波超压的大小进行判别。

进一步的，所述试验箱由厚度为3mm的不锈钢加工而成。

进一步的，所述控制系统采用50段不同的升温速率进行调节。

进一步的，所述加热系统的升温速率为1℃/h～600℃/h。

进一步的，所述加热系统设有陶瓷绝缘块。

进一步的，所述保温棉均匀包裹在所述加热系统的表面和所述试验箱的两端。

进一步的，所述热风循环装置控制所述试验箱内部循环风量，所述冷风循环装置控制所述试验箱内外循环风量。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

1、本发明可以满足战术发动机、伺服发动机、姿控发动机、特种发动机等进行慢速烤燃的试验、评估和鉴定等工作。

2、本发明通过pid调节和加热温度反馈的多次自调节实现升温速率调节范围宽(1℃/h～600℃/h)。

3、本发明采用pid调节使控温均匀性好(小于2℃)。

4、本发明可以通过试验箱的破损程度直接判别响应程度和等级。

以下结合附图和具体实施例对本发明作详尽说明。

附图说明

图1是本发明的结构示意图。

具体实施方式

实施例一：

参见图1，本发明的一种固体火箭发动机慢速烤燃试验系统，包括试验箱1、加热系统2、控制系统、数据采集系统、视频监控系统、冲击波超压传感器和结果判别系统；

所述试验箱包括两个半筒体，所述两个半筒体通过卡扣连接成一个筒体，所述试验箱内设有试样支架7，所述试验箱的顶部插入热电偶5，所述热电偶通过信号线路与所述数据采集系统连接；

所述加热系统缠绕在所述试验箱的外侧，所述加热系统通过控制电缆6与所述控制系统连接，所述加热系统的外侧包裹着保温棉3，所述保温棉的外侧设有保护壳4；

所述控制系统采用pid调节，根据对升温速率的需要对所述加热系统进行调节和控制，依据设定的温度自动开启热风循环装置8和冷风循环装置9；

所述数据采集系统通过高速采集卡记录所述试验箱内部的温度；

所述视频监控系统记录所述试验箱的破坏程度；

所述冲击波超压传感器记录冲击波超压的大小；

所述结果判别系统根据所述试验箱的破坏程度和冲击波超压的大小进行判别。

在本实施例中，所述试验箱由厚度为3mm的不锈钢加工而成。热电偶按照设计插入试验箱的顶部，热电偶可以是一支，也可以是多支，排列方式任意。加热系统缠绕在试验箱的周围，加热系统带有陶瓷绝缘块。将保温棉均匀包裹在加热系统的外面和试验箱的两端。打开热风循环装置和冷风循环装置，连接信号线路和加热系统控制电缆6。

打开数据采集系统、视频监控系统和控制系统，在控制系统中设置加热速率，可以根据试样特性和时间要求调整加热速率，通过设置pid参数，确保升温速率更加均匀。点击开始按钮，数据采集系统、加热系统和视频监控系统开始工作。

当试样响应后，可以根据试验箱的破坏程度和损坏程度同时结合冲击波超压大小结果确定固体火箭发动机的响应程度，试验箱的破坏程度通过碎裂的大小和飞射距离进行确定，冲击波超压大小通过冲击波超压传感器进行布置，一般布置距离为3～20米。

在本实施例中，所述控制系统采用50段不同的升温速率进行调节。

在本实施例中，所述加热系统的升温速率为1℃/h～600℃/h。

在本实施例中，所述热风循环装置控制所述试验箱内部循环风量，所述冷风循环装置控制所述试验箱内外循环风量。

实施例二：

下面以φ315mm×2100mm的战术发动机为例对本发明作进一步详细的说明，但本发明不仅限于该实例。

首先，打开试验箱，将热电偶按照设计的深度插入试验箱的顶部。将带陶瓷绝缘块的加热系统缠绕在试验箱的周围并固定，将预先制作好保温棉均匀的缠绕在加热系统表面。

其次，连接信号线路和加热系统控制电缆，通过控制系统远距离检测信号和加热系统是否正常，检查正常后，将战术发动机置于试验箱中的木支架上，采用金属扎带固定牢靠。关闭试验箱并关闭卡扣。

再者，设置3.3℃/h的升温速率，设定终止温度为300℃，按下开始启动按钮，数据采集系统、加热系统和视频监控系统开始工作，在210℃时，战术发动机发生反应，试验完毕后，战术发动机由中间断裂成为两节，试验箱破碎，周围有大量的残药燃烧痕迹，通过观察在5米处的冲击波超压传感器数据为5.1kpa，综合判定为爆燃。

最后需要说明的是，上面实施例仅用以说明本发明技术方案而非限制，虽然参照实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的技术人员应当理解，对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，都不脱离本发明的精神和相关范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围内。