[发明专利]固体火箭发动机实验台及燃烧室绝热层烧蚀厚度测量方法

说明书

本发明提供了固体火箭发动机实验台及燃烧室绝热层烧蚀厚度测量方法，涉及固体火箭发动机技术领域，包括前支撑、燃烧室、前支撑连接螺栓、喷管连接螺栓、复合结构喷管、支撑环、后支撑、底座、加强筋和烧蚀量尺。本发明提供了一种简化机构来模拟固体火箭发动机燃烧室推进剂燃烧试验，对燃烧室绝热层厚度的烧蚀情况进行试验研究，进而更好地优化固体火箭发动机的燃烧室绝热层厚度设计和绝热层的选材设计，通过烧蚀量尺测量绝热层的烧蚀厚度，可以实现不拆卸整机的复合结构而直接测量，极大程度上降低测量实验的时间成本。

技术领域

本发明属于固体火箭发动机技术领域，尤其涉及一种固体火箭发动机实验台及绝热层烧蚀厚度测试方法。

背景技术

固体火箭发动机主要由壳体，固体推进剂，喷管组件，点火装置四部分组成，其关键零部件的实验和设计过程直接影响固体发动机的性能。工作中，壳体作为整机的燃烧室，为推进剂的燃烧提供压力空间。壳体在承受巨大的内压作用的同时，也要承受由药柱燃烧带来的高温作用，尤其对于贴壁浇筑药柱而言，壁面受到高温高压的影响尤其明显，进而发生壁面绝热层的烧蚀现象。由于固体火箭发动机的工作环境特殊，各部件对绝热有着极高的要求，其中以燃烧室的要求最为严格，而绝热层的烧蚀，会减小绝热层的厚度，直接影响其绝热效果。燃烧室绝热层的设计在满足固体火箭发动机绝热要求的同时，又要尽可能的减小其厚度，以减小整机的惰性质量，增大比冲。因此，一种能够测试燃烧室绝热层烧蚀厚度的方法，对于绝热层厚度的设计和绝热层的选材工作至关重要。

现有技术中，燃烧室绝热层的烧蚀厚度的测试需要在完成地面试车后，将复合喷管等其他结构完全拆卸，使燃烧室完全暴露再对燃烧室的内壁进行烧蚀厚度的测试。而由于复合喷管等结构拆卸工序繁琐，每次试验的频繁拆装不仅增加了试验的时间成本，也会增大各零部件在操作过程中受损的风险。为此，本发明提出了一种可以在不拆卸整机结构的前提下，完成对固体火箭发动机燃烧室绝热层烧蚀厚度测量的实验台和测试方法。

发明内容

为克服现有技术中存在的问题，本发明提供了一种固体火箭发动机实验台及燃烧室绝热层烧蚀厚度测量方法。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种固体火箭发动机实验台，包括前支撑、燃烧室、前支撑连接螺栓、喷管连接螺栓、复合结构喷管、支撑环、后支撑、底座、加强筋、烧蚀量尺，其特征在于：前支撑与燃烧室一端通过前支撑螺栓相连，且前支撑设有与燃烧室同轴等内径的孔，燃烧室另一端通过喷管连接螺栓与复合喷管连接，复合喷管通过支撑环连接定位并固定，支撑环固定于后支撑之上，前支撑和后支撑固定在底座上，烧蚀量尺安装在燃烧室壳体预留的安装孔中。所述烧蚀量尺沿圆周和轴线方向等距插入燃烧室壳体中。

优选的，所述前支撑和后支撑底部两侧设有加强筋，前支撑和后支撑连同加强筋一同焊接在底座上。

优选的，所述烧蚀量尺沿燃烧室同一轴段圆周方向布置四个测量位置，均匀分布。

优选的，所述烧蚀量尺沿燃烧室轴线方向，在燃烧室外壳间隔100mm布置一处。

优选的，所述应力测试方法包括以下几个步骤：

S1、将烧蚀量尺插入预先设计的燃烧室绝热层烧蚀测试位置；

S2、固体发动机点火，完成发动机的地面试车实验；

S3、拆卸烧蚀量尺，测量烧蚀量尺的烧蚀长度，通过对比圆周和轴线方向上不同的测试数据，计算绝热层烧蚀的平均值，并分析烧蚀出现的最大位置；

S4、更换绝热材料或不同厚度的绝热层，重复上述步骤，验证绝热层厚度的设计结果。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：