[发明专利]火箭发动机喷管喉衬的测试装置

说明书

本申请实施例提供了一种火箭发动机喷管喉衬的测试装置。该测试装置包括：测试发动机单元和至少两个喷管单元；测试发动机单元具有燃烧室和一个输出端，输出端具有至少两条燃气通道，燃气通道的一端与测试发动机单元的燃烧室连通，另一端与测试发动机单元的外部环境连通；每个喷管单元可拆卸连接于对应的燃气通道内；每个喷管单元用于对应承载不同类别的喉衬试件；燃烧室用于产生模拟火箭发动机的同一真实燃气环境，对不同类型的喉衬试件进行测试。本申请实施例可以在同一次烧蚀试验中对不同类别的喉衬试件同时实施烧蚀，实现真正的同一试验环境，可极大地提高不同类别的喉衬试件的烧蚀性能对比考核的精度，并降低试验成本。

技术领域

本申请涉及固体火箭发动机测试技术领域，具体而言，本申请涉及一种火箭发动机喷管喉衬的测试装置。

背景技术

固体火箭发动机的喷管起着控制燃烧室压强、维持装药正常燃烧、以及使燃气膨胀加速进而产生推力的作用。在固体火箭发动机内部高温、高速、两相流（含凝相氧化铝粒子）燃气的冲刷和烧蚀作用下，喷管的喉径会增大，喷管内的喉衬将随之发生结构改变。喷管的喉径增大会影响发动机内弹道特性，进而引发如喉衬破碎、喉衬飞出或喉衬烧蚀过度等烧蚀异常的情况，可能造成固体火箭发动机无法正常工作的严重后果。例如，因喉衬烧蚀过度而发生的喉衬结构减薄，会导致喷管承载能力降低，喉衬结构减薄到一定界限值则可能导致喷管结构破坏。因此，在对固体火箭发动机的喷管内喉衬的设计及选型时，有必要对喉衬进行烧蚀试验，考核喉衬材料的抗烧蚀性能。

但是现有的喷管喉衬烧蚀试验方式，普遍存在以下缺陷：

1、试验环境与真实工作环境差别较大，试验获得的烧蚀性能参数准确性较低；

2、单次试验局限于对单个喉衬试件的烧蚀，针对不同类别（例如，不同种类、或不同批次等）的喉衬试件采用分次试验，难以再现高精度的同一试验环境，即通过分次试验获得的各喉衬试件在同一试验环境下的烧蚀性能参数精度较低；

3、单次试验局限于对单个喉衬试件的烧蚀，每次试验消耗的燃料和时间，只能获得一个喉衬试件的烧蚀性能参数，试验成本较高。

发明内容

本申请针对现有方式的缺点，提出一种火箭发动机喷管喉衬的测试装置，用以解决现有技术存在的上述至少一项技术问题。

第一个方面，本申请实施例提供了一种火箭发动机喷管喉衬的测试装置，包括：测试发动机单元和至少两个喷管单元；

测试发动机单元具有燃烧室和一个输出端，输出端具有至少两条燃气通道，燃气通道的一端与测试发动机单元的燃烧室连通，另一端与测试发动机单元的外部环境连通；

每个喷管单元可拆卸连接于对应的燃气通道内；

每个喷管单元用于对应承载不同类别的喉衬试件；燃烧室用于产生模拟火箭发动机的同一真实燃气环境，对不同类型的喉衬试件进行测试。

本申请实施例提供的技术方案带来的有益技术效果包括：火箭发动机喷管喉衬的测试装置采用具有燃烧室的测试发动机单元，以及连接于测试发动机单元的输出端的喷管单元结构，与真实的固体火箭发动机的结构更为接近，可模拟出更为真实的固体火箭发动机的工作环境，利于获取精度较高的喉衬试件的烧蚀性能参数。

测试发动机单元的输出端的两条或两条以上的多条燃气通道，与两个或两个以上的多个喷管单元，为喉衬试件提供了两个或两个以上的多个测试工位，并且每个喷管单元对应承载不同类别的喉衬试件，使得火箭发动机喷管喉衬的测试装置可以在同一次烧蚀试验中对不同类别的喉衬试件同时实施烧蚀，即使得各喉衬试件处于真正的“同一试验环境”，可极大地提高不同类别的喉衬试件在同一真实燃气环境下的烧蚀性能对比考核的精度。

另外，火箭发动机喷管喉衬的测试装置可以在同一次烧蚀试验中对不同类别的喉衬试件同时实施烧蚀，可以有效地降低燃料消耗和缩短试验时间，降低试验成本。