一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置及方法制造方法及图纸

本发明专利技术涉及固体火箭发动机技术领域，公开了一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置及方法，通过将固体燃气发生器同轴套设在空气导流筒体内，使固体燃气发生器与空气导流筒体之间的间隙作为空气流道，通过空气导流筒体的径向通孔通入空气在空气流道内加速，最终在空气流道的末端达到预定的状态，且平行于固体燃气发生器的燃气流道喷出

【技术实现步骤摘要】
一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置及方法


[0001]本专利技术涉及固体火箭发动机
，具体为一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置及方法
。

技术介绍

[0002]固体火箭发动机工作过程中，推进剂燃烧产生的高温高压燃气经喷管加速喷出后形成发动机喷焰，这种喷焰的流动与辐射等特性被广泛应用于火箭等目标的探测
、
跟踪及识别，因此，对固体火箭发动机喷焰的特性研究具有重要的意义
。
由于在稠密大气层内，固体火箭发动机出的超声速富燃燃气射流与周围大气相互掺混形成复燃效应，由于复燃效应，在不同的飞行参数和环境条件下，发动机喷焰的形态结构
、
参数分布和过程演变等均呈现不同的特征，对喷焰的辐射特性产生重要的影响
。
目前，在地面开展的固体火箭发动机喷焰特性测量实验无法模拟在真实飞行条件
(
包括飞行高度
、
飞行速度
)
下空气高速来流环境对喷焰发展特性的影响
。
因此，现有地面实验测试系统针对固体火箭发动机喷焰特性的测量结果与真实飞行条件下实际发动机喷焰特性存在较大的偏差
。

技术实现思路

[0003]为了克服上述现有技术存在的缺陷，本专利技术的目的在于提供一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置及方法，以解决现有实验测试系统无法模拟高速飞行气流环境，喷焰的流动与辐射等特性测量结果与真实飞行状态存在较大偏差的技术问题
。
[0004]本专利技术是通过以下技术方案来实现：
[0005]一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置，包括空气导流壳体
、
固体燃气发生器
、
喷焰观测实验筒
、
排气筒；所述空气导流壳体
、
喷焰观测实验筒和排气筒依次连通，所述固体燃气发生器同轴套设在空气导流壳体内，所述固体燃气发生器的端部与空气导流壳体的端部通过法兰连接；所述固体燃气发生器的外壁与空气导流壳体的内壁之间形成环形空气流道，所述空气导流壳体靠近固体燃气发生器的端部处径向设置若干管路接头，用于将高压高温空气输入至环形空气流道内；所述固体燃气发生器内部空腔形成燃气流道，所述燃气流道出口与环形空气流道出口在喷焰观测实验筒内汇合设置
。
[0006]优选的，固体燃气发生器包括燃烧室壳体
、
固体推进剂药柱
、
喷管衬套
、
喷管壳体和点火器；所述燃烧室壳体同轴套设在空气导流壳体内，燃烧室壳体的一端与空气导流壳体的端部通过法兰连接，且在同侧端部设有中心通孔，所述点火器安装在中心通孔内，所述喷管壳体装配在燃烧室壳体的另一端；所述固体推进剂药柱设置在燃烧室壳体内，所述喷管衬套为台阶圆柱体，套设于喷管壳体内部，其内型面为收缩
‑
扩张的环形喷管型面；所述燃气流道在固体推进剂药柱和喷管衬套内设置，并延伸至喷管壳体外与环形空气流道在喷焰观测实验筒内汇合设置
。
[0007]进一步的，喷管壳体的外壳体侧面为收缩光滑曲线，所述曲线由喷管壳体靠近燃烧室壳体的一端至喷管壳体的出口端依次包括喷管壳体母线
、
第一过渡曲线
、
倾斜母线
、
第
二过渡曲线和水平线，其中倾斜母线与水平线的夹角为
10
°‑
20
°
。
[0008]进一步的，喷管壳体的内部沿着靠近燃烧室壳体的一端至喷管壳体的出口端依次由低至高设有第一台阶
、
第二台阶和第三台阶；所述第一台阶上设有内螺纹，所述燃烧室壳体与第一台阶螺纹连接，所述喷管衬套的外部粘接在第二台阶和第三台阶上
。
[0009]优选的，喷焰观测实验筒为观测筒体，所述观测筒体的内腔为锥形通孔，其中锥形通孔的小开孔端与空气导流壳体装配连接，锥形通孔的大开孔端与排气筒装配密封连接，所述锥形通孔锥角范围为0‑8°
。
[0010]进一步的，观测筒体的壁面沿轴向设置若干测压孔，用于测量喷焰观测实验段内压强参数
。
[0011]进一步的，观测筒体上开设若干光学观测窗，用于观测喷焰试验
。
[0012]进一步的，观测筒体的材料采用
PMMA、
聚碳酸酯或石英玻璃
。
[0013]优选的，排气筒的内腔为锥形通孔，其中锥形通孔的小开孔端与喷焰观测实验筒的端部密封连接，锥形通孔的大开孔端为出口端；所述锥形通孔的锥角为0‑5°
。
[0014]一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验方法，基于上述所述的一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置，包括如下过程：
[0015]在固体燃气发生器内启动点火器使得固体推进剂药柱燃烧产生的高温高压燃气在燃气流道中通过喷管衬套形成超声速燃气射流，同时高压高温空气从空气导流壳体上的管路接头进入环形空气流道后经过环形空气流道的环形喷管形成超声速空气射流，超声速燃气射流与超声速空气射流在喷焰观测实验筒内进行混掺和补充燃烧形成发动机喷焰，喷焰观测实验筒可进行对喷焰流场的压力以及红外光与紫外光等特性参数进行测量，最后复燃燃气从排气筒排出
。
[0016]与现有技术相比，本专利技术具有以下有益的技术效果：
[0017]本专利技术提供了一种用于固体发动机喷焰特性研究的实验装置，通过将固体燃气发生器同轴套设在空气导流筒体内，使固体燃气发生器与空气导流筒体之间的间隙作为空气流道，通过空气导流筒体的径向通孔通入空气在空气流道内加速，最终在空气流道的末端达到预定的状态，且平行于固体燃气发生器的燃气流道喷出
。
同时经点火器点燃的固体推进剂药柱在燃气流道中加速，超声速燃气流与超声速空气流在喷焰观测实验段内进行混掺和补充燃烧，喷焰观测实验段可对喷焰流场的压强以及辐射等特性参数进行测量
。
本专利技术通过对燃气流道与空气流道同轴且在同一平面进入喷焰观测段的设计，同时通过喷管壳体外型面的设计，使得空气流道截面面积形成先减后增的构型，确保空气气流在空气流道末端达到预定的状态，实现模拟发动机喷焰在真实飞行条件下的空气高速来流环境
。
[0018]进一步的，固体燃气发生器包括燃烧室壳体
、
固体推进剂药柱
、
喷管衬套
、
喷管壳体和点火器，燃烧室壳体同轴套设在空气导流壳体内，燃烧室壳体的一端与空气导流壳体的端部通过法兰连接，且在同侧端部设有中心通孔，点火器安装在中心通孔内，便于通过启动点火器对固体推进剂药柱进行点燃同时产生高温高压燃气，之后沿燃气流道通过喷管壳体喷出形成超声速燃气射流
。
[0019]进一步的，喷管壳体外部为收缩的光滑曲面，固体燃气发生器与空气导流筒体之间的间隙作为空气流道
。
喷管壳体同燃烧室壳体及筒体构成收缩
‑
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置，其特征在于，包括空气导流壳体
(1)、
固体燃气发生器
(2)、
喷焰观测实验筒
(3)、
排气筒
(4)
；所述空气导流壳体
(1)、
喷焰观测实验筒
(3)
和排气筒
(4)
依次连通，所述固体燃气发生器
(2)
同轴套设在空气导流壳体
(1)
内，所述固体燃气发生器
(2)
的端部与空气导流壳体
(1)
的端部通过法兰连接；所述固体燃气发生器
(2)
的外壁与空气导流壳体
(1)
的内壁之间形成环形空气流道，所述空气导流壳体
(1)
靠近固体燃气发生器
(2)
的端部处径向设置若干管路接头
(12)
，用于将高压高温空气输入至环形空气流道内；所述固体燃气发生器
(2)
内部空腔形成燃气流道，所述燃气流道出口与环形空气流道出口在喷焰观测实验筒
(3)
内汇合设置
。2.
根据权利要求1所述的一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置，其特征在于，所述固体燃气发生器
(2)
包括燃烧室壳体
(21)、
固体推进剂药柱
(22)、
喷管衬套
(23)、
喷管壳体
(24)
和点火器
(25)
；所述燃烧室壳体
(21)
同轴套设在空气导流壳体
(1)
内，燃烧室壳体
(21)
的一端与空气导流壳体
(1)
的端部通过法兰连接，且在同侧端部设有中心通孔，所述点火器
(25)
安装在中心通孔内，所述喷管壳体
(24)
装配在燃烧室壳体
(21)
的另一端；所述固体推进剂药柱
(22)
设置在燃烧室壳体
(21)
内，所述喷管衬套
(23)
为台阶圆柱体，套设于喷管壳体
(24)
内部，其内型面为收缩
‑
扩张的环形喷管型面；所述燃气流道在固体推进剂药柱
(22)
和喷管衬套
(23)
内设置，并延伸至喷管壳体
(24)
外与环形空气流道在喷焰观测实验筒
(3)
内汇合设置
。3.
根据权利要求2所述的一种用于固体火箭发动机喷焰特性研究的实验装置，其特征在于，所述喷管壳体
(24)
的外壳体侧面为收缩光滑曲线，所述曲线由喷管壳体
(24)
靠近燃烧室壳体
(21)
的一端至喷管壳体
(24)
的出口端依次包括喷管壳体母线
(241)、
第一过渡曲线
(242)、
倾斜母线
(243)、
第二过渡曲线
(244)
和水平线
(245)
，其中倾斜母线
(243)
与水平线
(245)
...

【专利技术属性】
技术研发人员：徐朝启，王宏元，魏禹，
申请(专利权)人：西安交通大学，
类型：发明
国别省市：