本发明专利技术公开的基于长尾管的固体火箭发动机羽流中凝相产物收集装置，属于固体火箭发动机试验领域。本发明专利技术包括燃气发生室、喷管、混合收集通道和连接支撑机构。燃气发生室包括燃烧室壳体、推进剂、绝热层。喷管包括收敛段、临界段和扩张段。混合收集通道由空心圆柱体、扩张段、收集室及收集室顶盖组成。固体火箭发动机与收集装置一体化设计，利用超音速气流的流动特征，注入冷气对羽流进行降温降速，实现燃烧室内凝相产物的高效收集。本发明专利技术具有如下优点：(1)结构简单，易于组装，收集装置结构简单、轻便。(2)保证收集到产物的可靠性。(3)保证羽流中凝相颗粒能够完全降温，保障实验装置的安全性。(4)保证收集结果的完整性。
【技术实现步骤摘要】
基于长尾管的固体火箭发动机羽流中凝相产物收集装置
本专利技术涉及一种基于长尾管的固体火箭发动机羽流中凝相产物收集装置，属于固体火箭发动机试验领域。
技术介绍
固体发动机是目前应用最广泛的火箭推进系统之一，具有推力密度大、可靠性高、技术水平成熟度高、结构简单、便于生产、储存与使用等诸多优点。然而，与其它化学推进方式(液体、固液混合)相比，固体火箭推进存在比冲较低的劣势。在固体推进剂中加入含能金属材料(如铝、硼、镁、铍等)不仅能大大改善推进剂的能量特性、提高推进剂的燃速、降低推进剂的压力指数，而金属粉末的高密度与高反应热可有效地提高比冲，还能抑制固体火箭发动机中因推进剂燃烧而引起的燃烧振荡的现象，在提高和稳定发动机的整体性能方面起到了至关重要的作用。但是另一方面，金属粉末的加入会带来发动机比冲下降、绝热层烧蚀、燃烧不稳定等问题。在喷管流动过程中，由于两相流的存在会带来速度滞后和温度滞后的情况，形成两相流损失，导致发动机比冲下降，所以凝相燃烧产物的尺寸和分布对固体发动机的比冲有着重要的影响；两相流的冲刷效应会导致燃烧室绝热层和喷管烧蚀的加剧，由于粒子的惯性，导致粒子向燃烧室局部聚集并冲刷绝热层，绝热层的局部烧蚀率明显增加，掌握凝相粒子在燃烧室中的粒度分布非常关键；阻尼作用的有效性取决于平均粒径是否接近于特定振型所要求的最佳直径，在非线性稳定性分析中，需要准确预估粒子的阻尼常数，所以凝相燃烧产物的尺寸和分布是决定燃烧不稳定中粒子阻尼效果的重要因素。由于羽流中的凝相产物具有高温、高速的特点，现阶段固体火箭发动机燃气中凝相产物的收集主要在发动机羽流尾焰处收集。羽流中的凝相产物会进一步与空气反应，且不能完全保证所有凝相产物都被收集，故现有收集系统不能完整的体现固体火箭发动机工作过程中羽流中凝相产物的尺寸和分布。因此有必要提出一种新的固体火箭发动机羽流中凝相产物收集装置，该装置利用超音速气流流动特征对羽流中高温、高速的凝相产物进行降温降速收集，具有结构简单，收集高效，减少凝相产物后氧化的优点。
技术实现思路
为解决现有凝相产物收集装置存在的凝相产物后氧化、收集效率低的问题，本专利技术公开的基于长尾管的固体火箭发动机羽流中凝相产物收集装置要解决的技术问题是：提供一种基于长尾管的固体火箭发动机羽流中凝相产物收集装置，实现羽流中凝相产物的降温降速、高效收集。为进一步研究羽流中凝相产物成分、形貌及粒径分布，评估推进剂性能等提供参考。本专利技术的目的通过下述技术方案实现。本专利技术公开的基于长尾管的固体火箭发动机羽流中凝相产物收集装置，固体火箭发动机与收集装置一体化设计，利用超音速气流的流动特征，通过注入冷气，对发动机工作过程中的羽流进行降温降速，实现燃烧室内凝相产物的高效收集，为进一步研究羽流中凝相产物成分、形貌及粒径分布，评估推进剂性能等提供参考。本专利技术公开的基于长尾管的固体火箭发动机羽流中凝相产物收集装置，包括燃气发生室、喷管、混合收集通道和连接支撑机构。所述的燃气发生室包括燃烧室壳体、推进剂、绝热层，其中燃烧室壳体为对称回转体结构的空心圆柱体，燃烧室壳体、绝热层的尺寸和材料及推进剂的装药量、装药方式由实际需求决定，燃气发生室通过中心架竖直固定在试验台上。所述的喷管包括收敛段、临界段和扩张段，燃烧室壳体敞口端与喷管收敛段大口端密封固定连接，且喷管收敛段的外壁上有若干互不干涉且均匀分布的环形通孔，所述的环形通孔用于实现羽流中凝相产物初步降温，通孔处通过螺纹连接扇形喷头，扇形喷头通过连接支撑机构中的高压软管与冷气气瓶相连接；喷管的临界段和扩张段的尺寸根据实际需求决定。喷管扩张段设有用于与混合收集通道空心圆柱体密封固定连接的螺纹。作为优选，所述高压软管优选高压金属软管。所述的混合收集通道主要由空心圆柱体、扩张段、收集室及收集室顶盖组成。混合收集通道的前端为对称回转体结构的空心圆柱体，与喷管扩张段大口端螺纹密封固定连接。为进一步实现羽流中凝相产物降温，空心圆柱体的外壁面上设有若干个互不干涉且均匀分布的环形通孔，通孔处通过螺纹连接扇形喷头，扇形喷头通过连接支撑机构中的高压软管与冷气气瓶相连接；混合收集通道后端的扩张段与喷管扩张段结构相同，尺寸由降速需求决定；混合收集通道的末端是收集室和收集室顶盖，收集室与混合收集通道中的扩张段相互耦合；收集室顶盖与收集室密封连接，收集室顶盖上分布至少两个环形通孔，其中一个环形通孔通过压力传感器转接座与压力传感器相连接，另一个环形通孔通过扇形喷头与冷气气瓶相连接，同时环形通孔周围有若干排气孔，通过中空压紧螺栓将过滤网固定在收集室顶盖上，过滤网孔径根据凝相产物粒径决定。所述的连接支撑机构包括中心架、高压软管、支架、螺钉、垫板、固定螺栓、垫片、固定螺母。进一步地，为了便于凝相产物混合液收集及加工装配，所述收集室优选U型收集室且底部选用环形圆柱结构。进一步地，根据降温需求改变冷却液体的种类和加压压力，从而改变冷却液体的质量流量，以适应不同工况下凝相产物的收集。进一步地，根据降温需求确定混合收集通道的长度，从而保证凝相产物到达粒子收集室时的速度和温度。进一步地，燃气发生室中的推进剂可根据实际情况，采用合理的点火方式。本专利技术公开的固体火箭发动机燃烧室中燃气凝相产物收集装置的工作方法为：步骤一：将燃气发生室中的燃烧室壳体、推进剂和绝热层根据发动机实际情况进行组装，燃烧室壳体敞口端与喷管收敛段大口进行固定密封连接；步骤二：将燃气发生室及喷管通过中心架竖直固定在试验台上，混合收集通道与喷管扩张段通过螺纹及垫片连接，连接支撑机构中的支撑架用来支撑混合收集通道，调节支撑架及垂直方向上的高度，使得混合收集通道与燃气发生室同轴心；步骤三：通过螺栓、垫片及螺母连接混合收集通道中的收集室及收集室顶盖，并安装喷管收敛段、混合收集通道前端及收集室顶盖的扇形喷头及过滤网；步骤四：使用高压软管分别将喷管收敛段外壁面、混合收集通道前端外壁面及收集室顶盖的扇形喷头与高压冷气气瓶连接；步骤五：将压力传感器通过压力传感器转接座与收集室顶盖连接，压力传感器与PC端的信号采集系统相连接，并对压力信号空采，保证压力传感器的工作性能；步骤六：检查并确保收集装置的稳定性；步骤七：依次打开冷气气瓶，使得扇形喷头喷出均匀的冷却气体；步骤八：启动点火装置，并开始压力信号采集；步骤九：当燃气发生室中喷出高温高速的凝相产物时，喷管收敛段处喷入冷却液体，对凝相产物初步降温；凝相产物经过喷管加速至超音速，从喷管出口喷出并进入混合通道前端的空心圆柱体内，混合通道前端同时喷出冷却液体，进一步降温，由于超音速流动的流动特征，凝相产物在混合通道的扩张段进行大范围降速，到达收集室；收集室顶盖上的扇形喷嘴喷出冷气喷雾，凝相产物最终随着喷雾中的液体进入收集室，从而达到收集高温高速凝相产物的目的。发动机工作完毕，待设备冷却，将粒子收集室中冷却液体倒出；将收集到的液体静置，过滤得到其中的凝相粒子，并进行干燥，干燥后颗粒进行电镜扫描、粒度测试等分析；还包括步骤十：利用步骤九收集到的高温高速凝相产物为进一步研究羽流中凝相产物成分、形貌及粒径分布，评估推进剂性能提供参考，进而解决火箭发动机领域相关工程技术问题。有益效果：1、现有技术中固体火箭发动机与收集装置分为两个部件，结构复杂，本专利技术的固体火本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.基于长尾管的固体火箭发动机羽流中凝相产物收集装置，其特征在于：包括燃气发生室(1)、喷管(2)、混合收集通道(4)和连接支撑机构；所述的燃气发生室(1)包括燃烧室壳体、推进剂、绝热层，其中燃烧室壳体为对称回转体结构的空心圆柱体，燃烧室壳体、绝热层的尺寸和材料及推进剂的装药量、装药方式由实际需求决定，燃气发生室(1)通过中心架竖直固定在试验台上；所述的喷管(2)包括收敛段、临界段和扩张段，燃烧室壳体敞口端与喷管(2)收敛段大口端密封固定连接，且喷管(2)收敛段的外壁上有若干互不干涉且均匀分布的环形通孔，所述的环形通孔用于实现羽流中凝相产物初步降温，通孔处通过螺纹连接扇形喷头(3)，扇形喷头(3)通过连接支撑机构中的高压软管与冷气气瓶相连接；喷管(2)的临界段和扩张段的尺寸根据实际需求决定；喷管(2)扩张段设有用于与混合收集通道空心圆柱体密封固定连接的螺纹；所述的混合收集通道(4)主要由空心圆柱体、扩张段、收集室及收集室顶盖(5)组成；混合收集通道(4)的前端为对称回转体结构的空心圆柱体，与喷管(2)扩张段大口端螺纹密封固定连接；为进一步实现羽流中凝相产物降温，空心圆柱体的外壁面上设有若干个互不干涉且均匀分布的环形通孔，通孔处通过螺纹连接扇形喷头(3)，扇形喷头(3)通过连接支撑机构中的高压软管与冷气气瓶相连接；混合收集通道(4)后端的扩张段与喷管(2)扩张段结构相同，尺寸由降速需求决定；混合收集通道(4)的末端是收集室和收集室顶盖(5)，收集室与混合收集通道(4)中的扩张段相互耦合；收集室顶盖(5)与收集室密封连接，收集室顶盖(5)上分布至少两个环形通孔，其中一个环形通孔通过压力传感器转接座(6)与压力传感器相连接，另一个环形通孔通过扇形喷头(3)与冷气气瓶相连接，同时环形通孔周围有若干排气孔，通过中空压紧螺栓(11)将过滤网固定在收集室顶盖(5)上，过滤网孔径根据凝相产物粒径决定。...
【技术特征摘要】
1.基于长尾管的固体火箭发动机羽流中凝相产物收集装置，其特征在于：包括燃气发生室(1)、喷管(2)、混合收集通道(4)和连接支撑机构；所述的燃气发生室(1)包括燃烧室壳体、推进剂、绝热层，其中燃烧室壳体为对称回转体结构的空心圆柱体，燃烧室壳体、绝热层的尺寸和材料及推进剂的装药量、装药方式由实际需求决定，燃气发生室(1)通过中心架竖直固定在试验台上；所述的喷管(2)包括收敛段、临界段和扩张段，燃烧室壳体敞口端与喷管(2)收敛段大口端密封固定连接，且喷管(2)收敛段的外壁上有若干互不干涉且均匀分布的环形通孔，所述的环形通孔用于实现羽流中凝相产物初步降温，通孔处通过螺纹连接扇形喷头(3)，扇形喷头(3)通过连接支撑机构中的高压软管与冷气气瓶相连接；喷管(2)的临界段和扩张段的尺寸根据实际需求决定；喷管(2)扩张段设有用于与混合收集通道空心圆柱体密封固定连接的螺纹；所述的混合收集通道(4)主要由空心圆柱体、扩张段、收集室及收集室顶盖(5)组成；混合收集通道(4)的前端为对称回转体结构的空心圆柱体，与喷管(2)扩张段大口端螺纹密封固定连接；为进一步实现羽流中凝相产物降温，空心圆柱体的外壁面上设有若干个互不干涉且均匀分布的环形通孔，通孔处通过螺纹连接扇形喷头(3)，扇形喷头(3)通过连接支撑机构中的高压软管与冷气气瓶相连接；混合收集通道(4)后端的扩张段与喷管(2)扩张段结构相同，尺寸由降速需求决定；混合收集通道(4)的末端是收集室和收集室顶盖(5)，收集室与混合收集通道(4)中的扩张段相互耦合；收集室顶盖(5)与收集室密封连接，收集室顶盖(5)上分布至少两个环形通孔，其中一个环形通孔通过压力传感器转接座(6)与压力传感器相连接，另一个环形通孔通过扇形喷头(3)与冷气气瓶相连接，同时环形通孔周围有若干排气孔，通过中空压紧螺栓(11)将过滤网固定在收集室顶盖(5)上，过滤网孔径根据凝相产物粒径决定。2.如权利要求1所述的基于长尾管的固体火箭发动机羽流中凝相产物收集装置，其特征在于：所述的连接支撑机构包括中心架、高压软管、支架、螺钉、垫板、固定螺栓(8)、垫片(9)、固定螺母(10)。3.如权利要求2所述的基于长尾管的固体火箭发动机羽流中凝相产物收集装置，其特征在于：为了便于凝相产物混合液收集及加工装配，所述收集室选U型收集室且底部选用环形圆柱结构。4.如权利要求1或2所述的基于长尾管的固体火箭发动机羽流中凝相产物收集装置，其特征在于：根据降温需求确定混合收集通道(4)的长度，从而保证凝相产物到达粒子收集室时的速度和温度。5.如权利要求1或2所述的基于长...
【专利技术属性】
技术研发人员：李世鹏，李印欣，刘梦莹，于文浩，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：北京,11
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。