【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及固体火箭发动机软隔层领域，具体涉及固体发动机软隔层快速打开过程模拟装置及方法。
技术介绍
1、双脉冲发动机作为一种先进动力系统，具有双射程攻击能力、杀伤区域大、机动性好、不可逃逸区大等特点，国内外均重视双脉冲发动机的技术研究。级间隔离作为脉冲发动机的关键技术，其技术突破成为脉冲发动机实现工程应用的关键。脉冲发动机级间隔离装置要求在一脉冲发动机工作时具有良好的承压、绝热能力，二脉冲工作时需要安全、可靠、快速地打开。隔离装置不可避免地要占用装药空间，增加发动机消极质量。如何在保证发动机的能量和安全可靠工作前提下，合理选择结构质量轻、占用空间小的级间隔离方式，降低发动机的消极质量极为重要。软质隔层结构具有结构简单、容易加工、消极质量轻等优点，因此，高性能、高质量比复合材料壳体多采用软质隔层结构。
2、软质隔层通常采用橡胶材料，橡胶是典型的超弹性材料，受力变形过程非常复杂，伴随着大位移、大应变，而橡胶材料本身又是非线性材料，因此软隔层的打开压强、破坏形式与时间、速率密切相关。常规发动机软隔层研制过程中采用高压冷气冲击试验与地面热试车两种方式开展软隔层性能验证。冷气冲击中设计人员多采用发动机壳体与软隔层连接后进行试验，软隔层打开过程为毫秒级，试验过程中结构的初始自由容器与实际不一致、建压时间长，经常导致隔层打开形式、打开压强与实际状态误差较大；热试成本高同时试验过程中测压点数量、位置受限，难以准确测量软隔层的打开压强，因此需要一种装置对软隔层快速打开过程进行准确模拟，并可快捷重复开展多种形式的试验的验证，为脉冲发
技术实现思路
1、本申请解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种固体火箭发动机软隔层快速打开过程模拟装置及方法，该装置通过模拟真实发动机中软隔层的受力形式与打开过程，为软隔层快速打开过程中仿真模拟提供试验验证，为隔层结构性能设计提升提供支撑。
2、本申请提供的技术方案如下：
3、固体火箭发动机软隔层快速打开过程模拟试验装置，包括前接头、通道绝热层、模拟工装、模拟壳体、软隔层；模拟工装的内型面与真实发动机装药结构内型面相同，以使试验过程气体通道与真实发动机一致；模拟工装的内型面与发动机装药结构的二级装药的内型面相同，前接头连接于模拟工装的小直径端，模拟壳体套设于模拟工装大直径端的外部并与模拟工装连接；通道绝热层和软隔层的连接处粘接形式、与真实发动机的通道绝热层和软隔层的粘接形式相同；软隔层与模拟工装和模拟壳体的连接形式与真实发动机中软隔层与二级装药和发动机壳体的连接形式相同；前接头和通道绝热层开设有进气口，进气口的一端用于连接外接气源、另一端与模拟工装与通道绝热层之间的间隙连通；模拟工装开设有多个贯穿模拟工装的测压孔，每个测压孔中均设置有一个压力传感器。
4、在模拟试验装置的一个可实现方式中，所述通道绝热层的一端卡设于前接头与模拟工装之间并与模拟工装粘接，另一端与软隔层的内圈粘接，软隔层的外圈与模拟壳体粘接、并与模拟工装靠近模拟壳体内壁的边缘位置粘接。
5、在模拟试验装置的一个可实现方式中，所述进气口包括第一进气口和第二进气口，第一进气口开设于前接头，第一进气口用于连接外接气源，通道绝热层开设有与第一进气口正对的第二进气口，第二进气口的底部延伸至正对模拟工装与通道绝热层之间的间隙。
6、在模拟试验装置的一个可实现方式中，所述模拟工装的大直径端沿着模拟工装的轴向方向、向模拟工装的小直径端延伸，形成连接部，连接部的端部设置有第一法兰盘，第一法兰盘的外径与连接部的外径相等、第一法兰盘的内径小于连接部的内径，模拟壳体的一端设置有第二法兰盘，第二法兰盘与第一法兰盘之间通过螺栓连接。
7、在模拟试验装置的一个可实现方式中，所述模拟工装沿自身轴向方向设置多个测压孔，模拟工装在对应软隔层打开位置环向增加测压孔。
8、在模拟试验装置的一个可实现方式中，所述模拟工装包括内型面为圆筒形的通道部、以及连接于通道部一端的装药端部，装药端部与连接部之间为弧形部；通道绝热层与通道部的内型面之间不粘接，软隔层与模拟工装在通道部到弧形部之间的内型面不粘接。
9、在模拟试验装置的一个可实现方式中，固体火箭发动机软隔层快速打开过程模拟方法，使用上述任一所述的固体火箭发动机软隔层快速打开过程模拟试验装置进行模拟，包括：
10、s1:从进气口通入冷气，直到软隔层的薄弱处打开，此时获得软隔层的破坏形式和打开压强，破坏形式为软隔层的薄弱处位置，打开压强为软隔层薄弱处打开的压强；
11、s2:根据破坏形式和打开压强对软隔层的设计进行优化，获得优化后软隔层；
12、s3:将拟试验装置中被破坏掉的软隔层拆下，更换上优化后软隔层；
13、s4:从进气口处通入高压燃气，高压燃气的冲击时间和温度与实际发动机一致，直到优化后软隔层的薄弱处被打开，获得优化后软隔层的破坏形式和打开压强；
14、s5:破坏形式和打开压强不满足设计要求，则继续优化软隔层f，并重复进行步骤s3-s4，直到破坏形式和打开压强部满足设计要求。
15、在模拟试验装置的一个可实现方式中，所述前接头上提供多种接口形式，可安装点火器开展打开过程热试模拟，也可提供高压冷气接口进行冷试模拟。
16、在模拟试验装置的一个可实现方式中，所述通道绝热层与软隔层的连接处粘接形式与真实发动机一致。
17、在模拟试验装置的一个可实现方式中，所述模拟工装根据真实发动机装药结构内型面设计，保证试验过程气体通道与真实发动机一致；。
18、在模拟试验装置的一个可实现方式中，所述模拟壳体与软隔层的连接形式与真实发动机一致。
19、在模拟试验装置的一个可实现方式中，通过模拟工装及壳体设计使得模拟试验状态与真实发动机一致，软隔层与模拟工装及壳体的粘接形式与实际发动机一致，确保软隔层的受力形式与真实发动机一致。试验过程中燃气通道与自由容积与真实发动机点火试验初始建压过程状态一致。
20、在模拟试验装置的一个可实现方式中，所述压力传感器为微型mems光纤压力传感器，开展多通道压力测试，压力传感器采样频率0～1mhz快速频率响应，测量精度0.01％f.s，直径为ф6mm，对软隔层快速打开过程压力进行精确测试，获取准确的打开压强及打开时间，可为结构设计改进与计算模拟验证提供支撑。
21、综上所述，本申请至少包括以下有益技术效果：
22、可方便快捷地对软隔层快速打开过程开展试验，试验过程中与真实发动机状态一致，试验测试精度高；测试结果可以软隔层打开过程仿真分析中橡胶材料失效判据模型建立提供准确的试验结果，为结构设计改进提供有力的支撑。
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1.固体火箭发动机软隔层快速打开过程模拟试验装置，其特征在于：包括前接头(1)、通道绝热层(2)、模拟工装(3)、模拟壳体(4)、软隔层(5)；
2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机软隔层快速打开过程模拟试验装置，其特征在于：所述通道绝热层(2)和软隔层(5)的连接处粘接形式、与真实发动机的通道绝热层(2)和软隔层(5)的粘接形式相同；软隔层(5)与模拟工装(3)和模拟壳体(4)的连接形式与真实发动机中软隔层(5)与二级装药和发动机壳体的连接形式相同。
3.根据权利要求1所述的固体火箭发动机软隔层快速打开过程模拟试验装置，其特征在于：所述进气口包括第一进气口(11)和第二进气口(21)，第一进气口(11)开设于前接头(1)，第一进气口(11)用于连接外接气源，通道绝热层(2)开设有与第一进气口(11)正对的第二进气口(21)，第二进气口(21)的底部延伸至正对模拟工装(3)与通道绝热层(2)之间的间隙。
4.根据权利要求1所述的固体火箭发动机软隔层快速打开过程模拟试验装置，其特征在于：所述模拟工装(3)的大直径端沿着模拟工装(3)的轴向方向、
5.根据权利要求1所述的固体火箭发动机软隔层快速打开过程模拟试验装置，其特征在于：所述模拟工装(3)沿自身轴向方向设置多个测压孔，模拟工装(3)在对应软隔层(5)打开位置环向增加测压孔。
6.根据权利要求1所述的固体火箭发动机软隔层快速打开过程模拟试验装置，其特征在于：所述压力传感器(6)为多通道MEMS光纤压力传感器(6)。
7.根据权利要求6所述的固体火箭发动机软隔层快速打开过程模拟试验装置，其特征在于：所述压力传感器(6)采样频率0～1MHz，测量精度0.01％F.S，直径为Ф6mm。
8.根据权利要求1所述的固体火箭发动机软隔层快速打开过程模拟试验装置，其特征在于：所述模拟工装(3)包括内型面为圆筒形的通道部、以及连接于通道部一端的装药端部，装药端部与连接部(31)之间为弧形部；通道绝热层(2)与通道部的内型面之间不粘接，软隔层(5)与模拟工装(3)在通道部到弧形部之间的内型面不粘接。
9.固体火箭发动机软隔层快速打开过程模拟方法，其特征在于，使用权利要求1-8任一所述的固体火箭发动机软隔层快速打开过程模拟试验装置进行模拟，包括：
...【技术特征摘要】
1.固体火箭发动机软隔层快速打开过程模拟试验装置，其特征在于：包括前接头(1)、通道绝热层(2)、模拟工装(3)、模拟壳体(4)、软隔层(5)；
2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机软隔层快速打开过程模拟试验装置，其特征在于：所述通道绝热层(2)和软隔层(5)的连接处粘接形式、与真实发动机的通道绝热层(2)和软隔层(5)的粘接形式相同；软隔层(5)与模拟工装(3)和模拟壳体(4)的连接形式与真实发动机中软隔层(5)与二级装药和发动机壳体的连接形式相同。
3.根据权利要求1所述的固体火箭发动机软隔层快速打开过程模拟试验装置，其特征在于：所述进气口包括第一进气口(11)和第二进气口(21)，第一进气口(11)开设于前接头(1)，第一进气口(11)用于连接外接气源，通道绝热层(2)开设有与第一进气口(11)正对的第二进气口(21)，第二进气口(21)的底部延伸至正对模拟工装(3)与通道绝热层(2)之间的间隙。
4.根据权利要求1所述的固体火箭发动机软隔层快速打开过程模拟试验装置，其特征在于：所述模拟工装(3)的大直径端沿着模拟工装(3)的轴向方向、向模拟工装(3)的小直径端延伸，形成连接部(31)，连接部(31)的端部设置有第一法兰盘(32)，第一法兰盘(32)的外径与连接部(31)的外径相等、第一法兰盘(...
【专利技术属性】
技术研发人员：李莎莎，袁斌，程文霞，黄江流，方常青，王森，
申请(专利权)人：上海新力动力设备研究所，
类型：发明
国别省市：
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