本实用新型专利技术涉及一种用于固液混合火箭发动机试验的模块化燃烧室装置，包括前燃烧室法兰、A组燃烧室壳体单元、B组燃烧室壳体单元和后燃烧室法兰，所述A组燃烧室壳体单元通过前燃烧室法兰与火箭发动机前燃烧室紧固连接，所述B组燃烧室壳体单元通过后燃烧室法兰与火箭发动机后燃烧室紧固连接，所述A组燃烧室壳体单元与B组燃烧室壳体单元紧固连接。本实用新型专利技术模块化燃烧室结构用于固液混合火箭发动机研究的试验机的燃烧室进行模块化设计，有利于固体推进剂提高设备的利用率、降低研究成本和缩短试验机设计周期。模块化的燃烧室装置可以为固液混合火箭发动机的部分关键技术研究提供多种长径比和具有快捷互换接口的燃烧室壳体，同时有利于固体燃料的装药、试验后残留固体燃料的取样与测定和残留燃料的清理等操作。
【技术实现步骤摘要】
本技术属于固液混合火箭发动机试验
，具体涉及一种用于固液混合火箭发动机试验的模块化燃烧室装置。
技术介绍
典型固液混合火箭发动机是以固体燃料和液体氧化剂为推进剂的化学火箭发动机。它具有安全性高、可靠性高、环保性好、成本低、易实现推力调节和多次启动等优点，受到众多研究者的关注，同时它在探空火箭、助推器、小型运载火箭、亚轨道商业飞行中得到越来越多的应用。但是固液混合火箭发动机仍有较多的关键技术亟待解决，比如：燃烧完全性、燃烧均匀性、点火可靠性、燃烧稳定性及固体燃料燃速规律等关键技术。为突破这些关键技术，需要进行大量模拟计算分析、多目标对比优化分析和大量对应的试验研究。大量的试验研究需要设计和制造大量对应的固液混合发动机试验机，如果针对每台试验机均去独立设计和制造，这将耗费大量的物资和减缓研究的周期。现有些有关固液混合发动机主体结构相关的专利，如专利CN102080608B所述，涉及的是多功能的固液混合火箭发动机的头部试验装置；如专利CN102943719B所示，涉及的是固液火箭发动机后燃室扰流装置。英国赫特福德大学的Reynolds设计了同轴集成式固液混合火箭发动机（HRM）样机。总之，在公开报道的文献中暂未见有关用于固液混合火箭发动机试验的模块化燃烧室装置的公开文献。
技术实现思路
本技术的目的是提供一种用于固液混合火箭发动机试验的模块化燃烧室装置，要解决的问题是：（1）提供一种用于固液混合火箭发动机试验的模块化燃烧室，它可以提供多种某直径下不同长径比的单元组合型燃烧室壳体；（2）结合本模块化燃烧室而设计的固液混合火箭发动机试验机，能进行针对相同推进剂组合下不同长径比燃烧室对固液火箭发动机的燃烧完全性、燃烧均匀性、燃烧稳定性和固体燃料燃速规律进行技术研究；（3）单元组合型燃烧室结构利于固体燃料的装药、试验后固体燃料的测量与分析和试验后残留燃料的清理等操作。（4）解决固液混合火箭发动机关键技术研究中燃烧室壳体不便于重复使用的经济成本问题；（5）模块化燃烧室壳体组合单元间采用榫槽面接口，利于不同燃烧室壳体单元之间的互换和模块化燃烧室装置与前、后燃烧室的快捷的装配和拆卸。本技术所采用的技术方案是，一种用于固液混合火箭发动机试验的模块化燃烧室装置，包括前燃烧室法兰、A组燃烧室壳体单元、B组燃烧室壳体单元和后燃烧室法兰，所述A组燃烧室壳体单元通过前燃烧室法兰与火箭发动机前燃烧室紧固连接，所述B组燃烧室壳体单元通过后燃烧室法兰与火箭发动机后燃烧室紧固连接，所述A组燃烧室壳体单元与B组燃烧室壳体单元紧固连接。所述前燃烧室法兰通过前后燃烧室连接双头螺柱和第二螺母组件与火箭发动机前燃烧室紧固连接，所述后燃烧室法兰通过前后燃烧室连接双头螺柱和第二螺母组件与火箭发动机后燃烧室紧固连接。所述前燃烧室法兰、A组燃烧室壳体单元、B组燃烧室壳体单元和后燃烧室法兰通过燃烧室紧固双头螺柱和第一螺母组件依次紧固连接。所述前燃烧室法兰上设置前燃烧室法兰榫槽面结构，前燃烧室法兰榫槽面结构内放置O型密封圈，前燃烧室法兰通过前燃烧室法兰榫槽面结构和O型密封圈与A组燃烧室壳体单元连接；所述后燃烧室法兰上设置后燃烧室法兰榫槽面结构，后燃烧室法兰榫槽面结构内放置O型密封圈，后燃烧室法兰通过前后燃烧室法兰榫槽面结构和O型密封圈与B组燃烧室壳体单元连接。所述A组燃烧室壳体单元上设置A组燃烧室壳体单元榫槽面结构，A组燃烧室壳体单元榫槽面结构内放置O型密封圈，A组燃烧室壳体单元通过A组燃烧室壳体单元榫槽面结构和O型密封圈与B组燃烧室壳体单元连接。所述B组燃烧室壳体单元上设置B组燃烧室壳体单元颈端结构，B组燃烧室壳体单元通过B组燃烧室壳体单元颈端结构与A组燃烧室壳体单元连接。本技术的有益效果是：（1）模块化燃烧室装置中A组燃烧室壳体单元和B组燃烧室壳体单元均有5种长度规格，能够为固液混合火箭发动机的技术研究提供9种不同长径比的燃烧室装置；（2）结合本模块化燃烧室装置而设计的固液混合火箭发动机试验机，能进行针对相同推进剂组合下不同长径比燃烧室对固液火箭发动机的燃烧完全性、燃烧均匀性、燃烧稳定性和固体燃料燃速规律进行技术研究；（3）单元组合型燃烧室结构有利于固体燃料的装药、试验后固体燃料的取样与测定和残留燃料的清理等操作；（4）模块化燃烧室装置中模块化单元具有互换性，可以重复使用，能降低关键技术试验的经济成本，缩短固液混合火箭发动机试验机的设计周期；（5）模块化燃烧室装置的各模块化单元之间采用榫槽面机构和螺纹连接，安装和拆卸方便快捷。本技术模块化燃烧室结构用于固液混合火箭发动机研究的试验机的燃烧室进行模块化设计，有利于固体推进剂提高设备的利用率、降低研究成本和缩短试验机的设计周期。模块化的燃烧室装置可以为固液混合火箭发动机的部分关键技术研究提供多种长径比和具有快捷互换接口的燃烧室壳体，同时有利于固体燃料的装药、试验后残留固体燃料的取样与测定和残留燃料的清理等操作。附图说明图1是本技术一种用于固液混合火箭发动机试验的模块化燃烧室装置的结构示意图；图2是图1所示一种用于固液混合火箭发动机试验的模块化燃烧室装置的A向视图；图3是本技术装置中前燃烧室法兰的俯视图；图4是本技术装置中A组燃烧室壳体单元的主视图；图5是本技术装置中B组燃烧室壳体单元的主视图。图中：1.前燃烧室法兰，2.A组燃烧室壳体单元，3.O型密封圈，4.B组燃烧室壳体单元，5.燃烧室紧固双头螺柱，6.第一螺母组件，7.前后燃烧室连接双头螺柱，8.第二螺母组件，9.后燃烧室法兰，101.前燃烧室法兰榫槽面结构，201.A组燃烧室壳体单元榫槽面结构，401.B组燃烧室壳体单元颈端结构，901.后燃烧室法兰榫槽面结构。具体实施方式下面将结合附图和实施例对本技术作进一步的详细说明。本技术是一种用于固液混合火箭发动机试验的模块化燃烧室装置，该装置是固液混合火箭发动机试验机的燃烧室部分，该装置上端与固液混合火箭发动机试验机前燃烧室相连，该装置下端与固液混合火箭发动机试验机后燃烧室相连，前燃烧室、本技术装置和后燃烧室依次连接组成固液混合火箭发动机试验机的主体部分。该装置的具体结构如图1至5所示，包括前燃烧室法兰1、A组燃烧室壳体单元2、O型密封圈3、B组燃烧室壳体单元4、燃烧室紧固双头螺柱5、第一螺母组件6、前后燃烧室连接双头螺柱7、第二螺母组件8、后燃烧室法兰9。前燃烧室法兰1通本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种用于固液混合火箭发动机试验的模块化燃烧室装置，包括前燃烧室法兰（1）、A组燃烧室壳体单元（2）、B组燃烧室壳体单元（4）和后燃烧室法兰（9），所述A组燃烧室壳体单元（2）通过前燃烧室法兰（1）与火箭发动机前燃烧室紧固连接，所述B组燃烧室壳体单元（4）通过后燃烧室法兰（9）与火箭发动机后燃烧室紧固连接，所述A组燃烧室壳体单元（2）与B组燃烧室壳体单元（4）紧固连接。
【技术特征摘要】
1.一种用于固液混合火箭发动机试验的模块化燃烧室装置，包括前燃烧室法兰（1）、A
组燃烧室壳体单元（2）、B组燃烧室壳体单元（4）和后燃烧室法兰（9），所述A组燃烧室壳体单
元（2）通过前燃烧室法兰（1）与火箭发动机前燃烧室紧固连接，所述B组燃烧室壳体单元（4）
通过后燃烧室法兰（9）与火箭发动机后燃烧室紧固连接，所述A组燃烧室壳体单元（2）与B组
燃烧室壳体单元（4）紧固连接。
2.如权利要求1所述的模块化燃烧室装置，其特征在于，所述前燃烧室法兰（1）通过前
后燃烧室连接双头螺柱（7）和第二螺母组件（8）与火箭发动机前燃烧室紧固连接，所述后燃
烧室法兰（9）通过前后燃烧室连接双头螺柱（7）和第二螺母组件（8）与火箭发动机后燃烧室
紧固连接。
3.如权利要求1所述的模块化燃烧室装置，其特征在于，所述前燃烧室法兰（1）、A组燃
烧室壳体单元（2）、B组燃烧室壳体单元（4）和后燃烧室法兰（9）通过燃烧室紧固双头螺柱
（5）和第一螺母组件（6）依次紧固连接。
4.如权利要求1或2或3所述的模块化燃烧室装置，其特征在于，所述前燃烧室法兰（1）
上设置前燃...
【专利技术属性】
技术研发人员：刘汉代，张克义，鲍廷义，汪志成，陈志新，余宏涛，
申请(专利权)人：东华理工大学，
类型：新型
国别省市：江西;36
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