The invention relates to a structural integrity test method of a solid rocket motor, in particular to a low temperature structural integrity test method of a large solid rocket motor grain. The technical scheme is a kind of test method and device for structural integrity of SRM grain. The controlled bursting diaphragm group is used to realize the quick opening of the filling channel for structural integrity test of SRM grain. It is suitable for large SRM, which can not only avoid consumption of formal products, but also quickly open the structural integrity test of SRM grain Inflation channel.
【技术实现步骤摘要】
一种大型固体火箭药柱结构完整性试验方法及装置
本专利技术涉及一种固体火箭发动机试验方法，特别涉及一种大型固体火箭发动机药柱结构完整性试验方法。
技术介绍
固体火箭发动机点火时，药柱要承受瞬态高压冲击载荷。由于推进剂是粘弹性材料，其高应变速率表现为弹性甚至脆性，此时药柱结构最容易发生破坏，在应力最大的药柱内表面产生裂纹。因此，药柱结构完整性固体发动机设计的重点和难点，也是发动机研制过程中最重要的工作项目。目前，发动机药柱结构完整性试验方法主要有：(1)点火试验法点火试验法，即通过点火试验进行药柱结构考核，通过发动机内弹道试验结果来分析和判断药柱结构的完整性。该方法要消耗正式的产品，要占用试验资源，只获得成败型的试验结果，且结构完整性失效时试验存在安全风险。(2)电磁阀控制的空气冲击法采用快速开启的电磁阀，使得高压气源内的压缩空气快速冲击药柱的自由容腔，模拟点火时的压力冲击过程。由于电磁阀的通径(一般小于50mm)和开启速度(一般不小于50ms)所限，该方法只能是适用于小型发动机药...
【技术保护点】
1.一种大型固体火箭发动机药柱结构完整性试验装置，其特征是包括：试验用发动机、可控爆破膜片组(6)、主管路电磁阀(7)、高压气源组件、压力传感器(11)，其中：/n可控爆破膜片组(6)设置于所述发动机的接头(4)处，用于受到高压时快速打开所述发动机充气通道；/n所述高压气源组件为试验加载提供高压气源；所述主管路电磁阀(7)设置在所述可控爆破膜片组(6)与所述高压气源组件之间，用于控制高压气源开断；所述压力传感器(11)设置在发动机药柱(3)星孔内表面，用于记录所述发动机加载过程的压力。/n
【技术特征摘要】
1.一种大型固体火箭发动机药柱结构完整性试验装置，其特征是包括：试验用发动机、可控爆破膜片组(6)、主管路电磁阀(7)、高压气源组件、压力传感器(11)，其中：
可控爆破膜片组(6)设置于所述发动机的接头(4)处，用于受到高压时快速打开所述发动机充气通道；
所述高压气源组件为试验加载提供高压气源；所述主管路电磁阀(7)设置在所述可控爆破膜片组(6)与所述高压气源组件之间，用于控制高压气源开断；所述压力传感器(11)设置在发动机药柱(3)星孔内表面，用于记录所述发动机加载过程的压力。
2.如权利要求1所述的一种大型固体火箭发动机药柱结构完整性试验装置，其特征是：还包括缓冲阀门(1)，所述缓冲阀门(1)安装在发动机充压的另一端，用于避免高速充气后，药柱结构内的压力震荡。
3.如权利要求1所述的一种大型固体火箭发动机药柱结构完整性试验装置，其特征是：高压气源出口、主管路电磁阀(7)、可控爆破膜片组(6)及发动机星孔同轴固定连接。
4.如权利要求1所述的一种大型固体火箭发动机药柱结构完整性试验装置，其特征是：高压气源组件由高压气泵(10)和高压...
【专利技术属性】
技术研发人员：周伟勇，任宁莉，郭宇，解红雨，张治宇，陈妮妮，许可睿，
申请(专利权)人：中国人民解放军九六九零一部队二四分队，
类型：发明
国别省市：北京;11
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