一种用于被动引射高空模拟试验的二次密封系统及方法技术方案

本发明专利技术涉及一种用于被动引射高空模拟试验的二次密封系统及方法。包括：试验舱、扩压器、密封堵盖、滑轮组件、气动执行结构、供气系统、恒拉力系统。所述试验舱与扩压器采用法兰螺栓连接；扩压器通过销轴与密封堵盖对接，通过销轴将密封堵盖与扩压器连接；在靠近高空模拟试验台地面适当位置焊接滑轮组件支杆，确保滑轮组件固定；气动执行结构与扩压器通过活节螺栓连接；气缸与氮气瓶通过高压气管连接；恒拉力系统中的钢丝绳与拉力传感器连接，在穿过滑轮密封组件连接在密封堵盖的连接孔上。本发明专利技术实现了利用被动引射技术模拟高空环境状态下对双脉冲固体火箭发动机点火工作时的性能、结构及可靠性考核，拓展了被动引射高空模拟试车台能力。车台能力。车台能力。

【技术实现步骤摘要】
一种用于被动引射高空模拟试验的二次密封系统及方法


[0001]本专利技术涉及到双脉冲固体火箭发动机在进行高空环境模拟试验，具体涉及一种用于被动引射高空模拟试验的二次密封系统及方法。

技术介绍

[0002]传统固体火箭发动机在一个燃烧室内装填推进剂，点火时全部的推进剂燃烧到结束，发动机仅产生一次推力，而双脉冲发动机利用分开机构将发动机壳体内分成2段燃烧室，分别装填推进剂，通过对2个燃烧室的串联点火，达到一个发动机产生2次推力的目的，从而延长导弹射程，增加末制导段的飞行速度。为了考核双脉冲固体火箭发动机高空飞行时的弹道性能、结构可靠性等指标，需开展高空模拟试验。
[0003]目前双脉冲固体火箭发动机高空模拟试验一般主动引射试验方式，其原理是试验舱内的低压环境除了利用排气扩压器的增压引射作用外，还在排气扩压器的出口串联外加的排气抽吸系统，将从扩压器排出的燃气、空气或蒸汽的混合气体持续增压后排入大气，增加排气抽吸系统后，使试验舱内的低压环境在试车全过程中得到控制。
[0004]国内外在20世纪70年代开展研究发动机高空环境模拟试验技术，依据结构和引射方式不同，固体火箭发动机高空环境模拟试验分为被动引射和主动引射。“发动机+燃气扩压器”型，也称被动引射高空环境模拟试验台，此类试车台利用发动机喷出的超声速射流作为动力源进行引射。“发动机+燃气扩压器+外抽气系统”型被称为主动引射高空环境模拟试验台，此类试车台是在被动引射的基础上增加了外抽气系统进行引射。由于结构和引射方式的不同，两类试验台在系统组成、建设规模、工作性能和试验能力上存在很大差异。被动引射高模试车台在早期的发动机高模试车中被广泛采用，但由于其存在缺陷，在双脉冲固体火箭发动机、姿轨控发动机等先进固体火箭发动机高模试车时一般采用主动引射高模试车台。但是，由于主动引射式高空环境模拟试验台由于投资成本高，试验费用昂贵，试验周期长，试验工艺流程复杂。国内具备开展大推力、大流量固体火箭发动机高空环境模拟试验的主动引射试验台数量少，无法满足型号快速研制的需求。
[0005]双脉冲固体火箭发动机在进行高空环境模拟试验时一般采用主动引射式高空模拟试车台，但是主动引射式高空模拟试车台结构复杂，试验周期长，一次试验成本高昂。而传统的被动引射式高空模拟试车台由于仅采用“泵+扩压器”的排气方式，没有外加排气抽气系统，在建立高空低压环境前，必须将试验舱密封，与外界空气环境隔离，在发动机工作结束后，外界大气通过扩压器迅速回流进入试验舱，试验舱不再具备低压环境。而双脉冲固体火箭发动机由于在燃烧室内装填隔离开的2个推进剂单元，任意定时使各部分推进剂分别燃烧。如果采用被动引射高模试车台进行双脉冲固体火箭发动机点火试验，在2次点火间隙，扩压器不进行工作，会造成外界空气通过扩压器进入试验舱，使外界与试验舱联通，当后续脉冲点火工作时，试验舱内无法实现高空低压环境。同时，由于在点火间隙，扩压器内冷却水的持续流动、燃气对扩压器的高温烧蚀、未排尽的毒性燃气等造成试车台环境复杂，在点火间隙近距离手工操作封堵扩压器存在安全隐患。因此，为了解决传统被动引射高空
模拟试车台无法实现一次试验多次建立高空低压环境的技术难题，提高试验安全，本专利技术提出了一种用于被动引射高空模拟试验的二次密封方法，通过远程操作使被动引射高空模拟试车台具备了一次试验试验舱多次建压的能力。

技术实现思路

[0006]本专利技术要解决的技术问题
[0007]本专利技术提出的一种用于被动引射高空模拟试验的二次密封方法，以解决被动引射高模试车台无法在一次试验连续多循环模拟高空低压环境难题。
[0008]为解决技术问题本专利技术采用的技术方案
[0009]一种用于被动引射高空模拟试验的二次密封系统，包括：
[0010]试验舱，为发动机提供密封条件，确保发动机处于高空低气压环境；
[0011]扩压器，与所述试验舱采用法兰螺栓连接，对接面密封，与安装在舱中的发动机组成一个引射系统；
[0012]密封堵盖，与扩压器通过销轴连接，在密封堵盖焊接曲杆，在密封面一端设置定位台阶，保证堵盖与扩压器的同轴度，保证在受力过程中减少堵盖与扩压器间的径向位移；
[0013]滑轮组件，用于钢丝绳的换向，确保钢丝绳在工作过程中三次换向平稳，在靠近高空模拟试验台地面适当位置焊接滑轮组件支杆，确保滑轮组件在工作过程中牢固固定；
[0014]气动执行机构，由支杆、气缸、曲柄、关节轴承组成，所述气缸通过关节轴承分别与支杆和曲柄连接，所述气动执行机构与扩压器通过活节螺栓连接；
[0015]供气系统，由氮气瓶、减压阀、高压气管，三通转接件及压力传感器组成，高压氮气瓶出口连接减压阀，高压气管依次连接，在管路中增加三通转接件，用于安装压力传感器，所述气动执行机构的气缸与氮气瓶通过高压气管连接；
[0016]恒拉力系统，包括拉力传感器、拉力系统，拉力系统是由卷轴固定弹簧钢带，末端与钢丝绳连接，钢丝绳与拉力传感器连接，在穿过滑轮密封组件连接在密封堵盖的连接孔上。
[0017]进一步地，所述密封堵盖与扩压器连接处设置O形圈密封。
[0018]进一步地，所述O形圈材料采用F111氟橡胶。
[0019]进一步地，所述密封堵盖与扩压器出口接触面为双矩形密封结构。
[0020]进一步地，所述气动执行机构的曲柄还包括限位杆。
[0021]进一步地，所述密封堵盖采用碳素结构钢。
[0022]一种用于被动引射高空模拟试验的二次密封方法，操作步骤为：
[0023]S1：根据所述连接方式进行密封堵盖、滑轮组件、气动执行机构、恒拉力系统个连接、组装及固定工根据试前将密封堵盖处于打开状态；
[0024]S2：根据选定的气缸型号设定气动执行机构减压阀上的出气口压力；
[0025]S3：根据设计的密封堵盖曲杆力臂长度计算所需要的拉力，向恒拉力系统输入拉力值；
[0026]S4：气动恒拉力系统，关闭密封堵盖；
[0027]S5：启动高空模拟试验台上的真空泵，对试验舱抽气，达到预定要求后，保压不少于30min，检查试验舱密封情况，如漏气，对系统检查，重新抽气检查密封情况；
[0028]S6：在正式开展固体火箭发动机高空模拟试验前，首先将发动机在试验舱内装调固定；
[0029]S7：将本专利技术所述密封堵盖处于打开状态，待发动机1脉冲点火工作完成后，启动恒拉力系统，关闭密封堵盖；
[0030]S8：启动试验台上的真空泵抽气，完成对高空试验舱的二次抽真空工作。
[0031]进一步地，所述滑轮组件包括支杆及2套定滑轮，实现4个自由度方向调整，本方法通过3组本滑轮组件实现钢丝绳方向调整。
[0032]进一步地，所述拉力传感器选用TDE1型拉力传感器，非线性误差
±
0.1％FS,灵敏度
±
0.05mV/V。
[0033]本专利技术获得的有益效果
[0034]本专利技术针对被动引射高空模拟试验台的试验舱无本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于被动引射高空模拟试验的二次密封系统，其特征在于，包括：试验舱，为发动机提供密封条件，确保发动机在工作过程中处于高空低气压环境；扩压器，与所述试验舱采用法兰螺栓连接，对接面密封，与安装在舱中的发动机组成一个引射系统；密封堵盖，与扩压器通过销轴连接，在密封堵盖焊接曲杆，在密封面一端设置定位台阶，保证堵盖与扩压器的同轴度，保证在受力过程中减少堵盖与扩压器间的径向位移；滑轮组件，用于钢丝绳的换向，确保钢丝绳在工作过程中三次换向平稳，在靠近高空模拟试验台地面适当位置焊接滑轮组件支杆，确保滑轮组件在工作过程中牢固固定；气动执行机构，由支杆、气缸、曲柄、关节轴承组成，所述气缸通过关节轴承分别与支杆和曲柄连接，所述气动执行机构与扩压器通过活节螺栓连接；供气系统，由氮气瓶、减压阀、高压气管，三通转接件及压力传感器组成，高压氮气瓶出口连接减压阀，高压气管依次连接，在管路中增加三通转接件，用于安装压力传感器，所述气动执行机构的气缸与氮气瓶通过高压气管连接；恒拉力系统，包括拉力传感器、拉力系统，拉力系统是由卷轴固定弹簧钢带，末端与钢丝绳连接，钢丝绳与拉力传感器连接，在穿过滑轮密封组件连接在密封堵盖的连接孔上。2.根据权利要求1所述的一种用于被动引射高空模拟试验的二次密封系统，其特征在于：所述密封堵盖与扩压器连接处设置O形圈密封。3.根据权利要求1或2所述的一种用于被动引射高空模拟试验的二次密封系统，其特征在于：所述O形圈材料采用F111氟橡胶。4.根据权利要求2所述的一种用于被动引射高空模拟试验的二次密封系统，其特征在于：所述密封堵盖与扩压器出口接触面为双矩形密封结构。...

【专利技术属性】
技术研发人员：韩用，王宣，杨全海，邹宇，
申请(专利权)人：内蒙航天动力机械测试所，
类型：发明
国别省市：