一种模拟和分析固体火箭发动机中推进剂点火过程的方法技术

本发明专利技术公开了一种模拟和分析固体火箭发动机中推进剂点火过程的方法，确定固体火箭发动机点火药反应产生的可燃混合气组分及各组分比例，利用快速压缩机中配气系统配制可燃混合气，将固体推进剂样品放入燃烧室内并抽真空，触发快速压缩机压缩开始信号，实现对点火开始阶段高温高压环境的模拟；记录高温高压环境下自着火反应过程中的温度、压力及可视化图像，分析点火药产气着火过程及机理；记录点火过程中的温度、压力、可视化图像及反应气相中间产物浓度时程演变规律；对反应前后固体推进剂样品进行分析获得其形貌特征及元素组成；探究点火过程点火药和固体推进剂物理化学特性，建立固体推进剂点火模型，为固体火箭发动机设计及推进剂点火燃烧调控提供支撑。计及推进剂点火燃烧调控提供支撑。计及推进剂点火燃烧调控提供支撑。

【技术实现步骤摘要】
一种模拟和分析固体火箭发动机中推进剂点火过程的方法


[0001]本专利技术属于固体火箭发动机点火
，具体涉及一种模拟和分析固体火箭发动机中推进剂点火过程的方法，用于研究固体推进剂在发射药点火生成可燃气、产生高温高压环境后的点火燃烧宏观及微观过程。

技术介绍

[0002]固体火箭发动机是通过燃烧高能量密度固体推进剂产生推力的动力装置，因其结构简单、体积小、可靠性高、发射准备时间短、成本低等特点，在航天发射及导弹装备等方面应用广泛。目前有90％以上的战略导弹、80％以上的战术导弹采用固体火箭发动机作为主动力。随着世界各国武器装备迅速换代升级，高能化逐渐成为固体推进剂研究领域的热点。然而，固体火箭发动机在动力性能提升的同时，高能推进剂在点火过程中的感度高、高压燃速突增问题显著，压强指数难以调节。其主要原因是固体火箭发动机点火工作环境复杂且极端、点火燃烧反应迅速、持续时间短。然而，现有实验方法无法对固体发动机点火过程的超快热刺激环境进行模拟和表征，瞬态响应特性难以观察和检测，使得对固体火箭发动机点火过程及机理认识不清，点火模型无法准确建立，阻碍了高性能固体火箭发动机的开发和应用。

技术实现思路

[0003]为了克服上述现有技术存在的问题，本专利技术的目的是提供一种模拟和分析固体火箭发动机中推进剂点火过程的方法，该方法基于快速压缩机，通过多种先进诊断技术，获得固体推进剂点火过程的宏观及微观数据，能够深入分析和了解推进剂点火机理，建立更加准确的固体推进剂点火模型，用于未来固体火箭发动机的设计和研发。
>[0004]本专利技术采用如下的技术方案来实现：
[0005]一种模拟和分析固体火箭发动机中推进剂点火过程的方法，包括以下步骤：
[0006]1)利用差示扫描量热仪(DCS)、热重仪(TGA)、质谱联用仪(GC
‑
MS)确定固体火箭发动机点火药反应产生的可燃混合气组分；
[0007]2)确定点火药反应产生的可燃混合气各组分比例，利用快速压缩机中的配气系统配制可燃混合气；
[0008]3)确定快速压缩机燃烧室长度，将固体推进剂样品放入燃烧室内，利用真空泵将燃烧室内抽真空，记录真空压力p0，向燃烧室内充入可燃混合气，压力记为p1；
[0009]4)通过信号同步控制系统触发快速压缩机压缩开始信号，压缩活塞在高压气体驱动下迅速从下止点运动至上止点，实现对固体火箭发动机点火开始阶段高温高压环境的模拟；
[0010]5)观察可燃混合气在高温高压环境下的自着火反应，记录反应过程中的温度、压力及可视化图像，分析固体火箭发动机点火药产气着火过程及机理；
[0011]6)观察快速压缩机燃烧室中固体推进剂样品在可燃混合气环境中的瞬态反应，记
录固体推进剂点火过程中的温度、压力、可视化图像及反应气相中间产物浓度时程演变规律；
[0012]7)对反应前后固体推进剂样品进行扫描电镜(SEM)及能量色散X射线光谱(EDS)分析，获得反应前后固体推进剂样品形貌特征及元素组成；
[0013]8)基于步骤5)、步骤6)及步骤7)对可燃混合气及固体推进剂的实验分析，实现对固体火箭发动机点火工作过程的模拟和分析，探究固体火箭发动机点火过程点火药和固体推进剂物理化学特性，建立固体推进剂点火模型，为固体火箭发动机设计及推进剂点火燃烧调控提供支撑。
[0014]本专利技术进一步的改进在于，所述的固体火箭发动机点火药包括黑火药、烟火剂及高燃速固体推进剂等。
[0015]本专利技术进一步的改进在于，所述的点火药点火产生的可燃混合气组分包括：氢气、一氧化碳、氧化亚氮、氧气等。
[0016]本专利技术进一步的改进在于，所述的固体推进剂样品为双基推进剂、复合双基推进剂、改性双基推进剂、NEPE推进剂或GAP高能推进剂等。固体推进剂形状为圆柱体、长方体或球体等。
[0017]本专利技术进一步的改进在于，所述的固体火箭发动机点火开始阶段高温高压环境模拟为在几十毫秒内温度升高200
‑
800K，压力升高10
‑
40bar，环境升温速率在104‑
106K/s。
[0018]本专利技术进一步的改进在于，所述的信号同步控制系统为基于同步控制器及LabVIEW软件编程，能够实现对快速压缩机油压泄压阀、多通道温度采集、瞬态压力采集、高速相机、GC
‑
MS采样阀同步触发和数据记录。
[0019]本专利技术进一步的改进在于，所述的固体推进剂点火过程中的温度通过多通道瞬态温度测量系统进行记录，压力通过瞬态压力采集系统进行记录，可视化图像通过光学诊断系统利用纹影法进行记录，反应气相中间产物浓度时程演变规律通过GC
‑
MS进行记录。
[0020]本专利技术进一步的改进在于，所述的固体推进剂点火模型包括高温燃气向固体推进剂的传热过程、固体推进剂热点形成过程、固体推进剂点火过程及火焰增长过程。
[0021]与现有技术相比较，本专利技术至少具有如下有益的技术效果：
[0022]1)同时利用差示扫描量热仪、热重仪和质谱联用仪对点火药分解气相产物进行分析，可准确获得可燃混合气组分及气体摩尔分数，为后续模拟可燃气环境提供可靠的数据支撑。
[0023]2)快速压缩机压缩活塞在几十毫秒内完成压缩，燃烧室内温度可达1000K以上、压力达10bar以上，该方法产生的环境更加接近实际固体火箭发动机点火工作环境，有利于对实际环境下的推进剂点火过程进行观察和分析，突破现有实验方法无法对固体发动机点火过程的超快热刺激环境进行模拟和表征，无法对固体推进剂点火瞬态响应特性进行观察和检测的难题。
[0024]3)利用同步控制器和LabVIEW程序结合多种先进诊断手段对可燃气和固体推进剂的点火过程进行观察，可同时获得压力、温度、高度图像及反应气相中间产物信息，有利于对固体火箭发动机点火过程进行深入全面的认识和分析。
[0025]4)基于多种诊断技术获得的推进剂点火过程宏观及微观实验数据，有利于建立包括高温燃气向固体推进剂的传热过程、固体推进剂热点形成过程、固体推进剂点火过程及
火焰增长过程的准确的点火模型，为固体火箭发动机设计及推进剂点火燃烧调控提供理论模型支撑。
附图说明
[0026]图1为本专利技术实施例发射药分解过程的DSC和TGA曲线。
[0027]图2为本专利技术实施例发射药可燃气CO和H2摩尔分数曲线。
[0028]图3为本专利技术实施例改性双基推进剂在可燃气环境下的点火压力曲线。
[0029]图4为本专利技术实施例改性双基推进剂在可燃气环境下的高速图像。
[0030]图5为本专利技术实施例改性双基推进剂SEM图像。
[0031]图6为本专利技术实施例改性双基推进剂在可燃气环境下的点火模型示意图。
具体实施方式
[0032]下面将参照附图更详细地描述本专利技术公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本专利技术公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本专利技术公本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种模拟和分析固体火箭发动机中推进剂点火过程的方法，其特征在于，包括以下步骤：1)利用差示扫描量热仪、热重仪、质谱联用仪确定固体火箭发动机点火药反应产生的可燃混合气组分；2)确定点火药反应产生的可燃混合气各组分比例，利用快速压缩机中的配气系统配制可燃混合气；3)确定快速压缩机燃烧室长度，将固体推进剂样品放入燃烧室内，利用真空泵将燃烧室内抽真空，记录真空压力p0，向燃烧室内充入可燃混合气，压力记为p1；4)通过信号同步控制系统触发快速压缩机压缩开始信号，压缩活塞在高压气体驱动下迅速从下止点运动至上止点，实现对固体火箭发动机点火开始阶段高温高压环境的模拟；5)观察可燃混合气在高温高压环境下的自着火反应，记录反应过程中的温度、压力及可视化图像，分析固体火箭发动机点火药产气着火过程及机理；6)观察快速压缩机燃烧室中固体推进剂样品在可燃混合气环境中的瞬态反应，记录固体推进剂点火过程中的温度、压力、可视化图像及反应气相中间产物浓度时程演变规律；7)对反应前后固体推进剂样品进行扫描电镜及能量色散X射线光谱分析，获得反应前后固体推进剂样品形貌特征及元素组成；8)基于步骤5)、步骤6)及步骤7)对可燃混合气及固体推进剂的实验分析，实现对固体火箭发动机点火工作过程的模拟和分析，探究固体火箭发动机点火过程点火药和固体推进剂物理化学特性，建立固体推进剂点火模型，为固体火箭发动机设计及推进剂点火燃烧调控提供支撑。2.根据权利要求1所述的一种模拟和分析固体火箭发动机中推进剂点火过程的方法，其特征在于，所述的固体火箭发动机点火药包括黑火药、烟火剂及高燃速固体推进剂。3.根据权利要求1所述的一种模拟和分析固体火箭发动机中推进剂点火过程的方法，其特征在于，...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨猛，方鸣，余涛，汤成龙，黄佐华，
申请(专利权)人：西安交通大学，
类型：发明
国别省市：