一种固体火箭发动机喉衬热结构试验装置的制作方法

1.本发明属于固体火箭发动机测试技术领域，尤其涉及一种固体火箭发动机喉衬热结构试验装置。


背景技术：

2.喷管喉衬是固体火箭发动机的关键部件。在发动机工作时，喉衬要时时承受高温、高压燃气流的冲刷，需要对喉衬开展热结构设计，采取合理可靠的绝热措施，以保证喉衬正常工作。由于无法直接获取发动机工作过程中喷管喉衬处的燃气温度、浓度、流动规律和喷管烧蚀材料性能的变化规律，导致喷管喉衬热防护结构设计缺乏科学依据。因此，地面热试验仍是考核喷管喉衬热结构设计的合理性和可靠性的最重要手段。
3.对于地面热试车试验，试验所需固体发动机药柱生产成本昂贵，且仅能一次性使用；试验结束后，发动机燃烧室绝热结构破坏，金属壳体受热变形，承载能力降低；喷管喉衬烧烛严重，绝热层烧烛碳化，金属壳体受热变形等，结构损毁，产品基本为一次性使用，难以重复使用。具有生产周期长、成本高、可重复性差的特点，极大限制了试验数量，影响喉衬热结构基础数据的获得。常规的材料氧-乙炔烧蚀试验仅能测试简单的材料试件的烧蚀及传热情况，难以模拟喉衬在发动机工作过程中的传热及绝热材料的热解压强，更无法考核喉衬与绝热材料的热匹配性。因此需要研究一种能够模拟固体火箭发动机喷管喉衬热结构的试验装置，以较低的试验成本，快速地完成喉衬材料与绝热材料热结构考核试验，获得准确的温度、热解压强等数据。


技术实现要素：

4.本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种固体火箭发动机喉衬热结构试验装置，解决了现有方法中试验成本高，可重复性差，温度、压强测试困难等问题。
5.本发明的技术解决方案是：
6.一种固体火箭发动机喉衬热结构试验装置，包括固定支座、壳体、背壁绝热层、壳体绝热层、喉衬试件、耐烧蚀锥、热源；壳体连接于固定支座，壳体开设有通孔，通孔一端位置的直径减小，形成第二阶梯，背壁绝热层的一端接触第二阶梯、且与壳体端部齐平，壳体绝热层位于背壁绝热层的另一端、并封堵住通孔的一端；喉衬试件嵌设于背壁绝热层、壳体绝热层内；耐烧蚀锥插设于喉衬试件内腔，耐烧蚀锥通过连接装置连接于壳体，连接装置用于调节耐烧蚀锥在喉衬试件内腔中的插入深度；热源的喷出口穿过壳体绝热层，且热源的火焰进入喉衬试件内腔，以使火焰能够从喉衬试件与耐烧蚀锥之间的间隙喷出。
7.所述背壁绝热层开设有第一凹槽，壳体绝热层开设有第二凹槽，第一凹槽和第二凹槽形成用于放置喉衬试件的容纳槽，以使喉衬试件的端部与背壁绝热层和壳体绝热层之间的界面错开。
8.所述壳体绝热层开设有用于安装热源的插入口；喉衬试件的内型面包括圆柱段、
连接于圆柱段一端的敞口段、连接于圆柱段另一端的缩口段，沿着远离圆柱段的方向，敞口段的直径逐渐增加，缩口段的直径逐渐减小，缩口段与插入口的内型面相接。
9.所述背壁绝热层在第一凹槽远离壳体绝热层的一侧设有延长段，延长段与喉衬试件的敞口段相接、且延长段的型面延伸趋势与敞口段相同。
10.所述耐烧蚀锥的一端连接有支座绝热层，支座绝热层与壳体之间连接多组连接装置，连接装置包括双头螺柱和螺母，双头螺柱一端螺纹连接于壳体，另一端穿过支座绝热层，每个双头螺柱螺纹连接两个螺母，两个螺纹分别位于支座绝热层的两侧。
11.所述壳体还连接有高温传感器、压力传感器。
12.所述高温传感器、压力传感器的安装位置与喉衬试件内型面的圆柱段相对，高温传感器用于检测喉衬试件径向方向上不同位置的温度，压力传感器用于检测壳体与背壁绝热层之间的热解气体压强。
13.所述壳体开设有一个或多个第一安装孔、一个或多个第二安装孔，第一安装孔用于安装高温传感器，第二安装孔用于安装压力传感器；从第一安装孔和第二安装孔开始打孔，第一安装孔位置的打孔深度可以到喉衬试件内、但不贯穿到喉衬试件的内腔，第二安装孔位置的打孔深度以使压力传感器能够检测壳体和背壁绝热层之间热解气体压强。
14.所述背壁绝热层材质为绝热复合材料；壳体绝热层材质为耐高温复合材料，用于对背壁绝热层的热解气体起密封作用。
15.所述热源为氧-乙炔喷枪。
16.综上所述，本技术至少包括以下有益技术效果：
17.利用一种固体火箭发动机喉衬热结构试验装置能够方便、快捷地开展喉衬热结构考核试验，节能环保，大大降低试验成本。该装置还可以准确的测试喉衬传热与绝热材料热解、碳化的相关性，为喉衬结构设计提供科学依据。该固体火箭发动机喉衬热结构试验装置具有结构简单，成本低，安装方便、快捷，可重复使用，适合开展固体火箭发动机喉衬热结构试验研究。
附图说明
18.图1为本发明提出的固体火箭发动机喉衬热结构试验装置工作示意图。
19.图2a为本发明提出的耐烧蚀锥组件的正视图，图2b为图2a的右视图。
20.图3a为本发明提出的喉衬热结构试验组件示意图，图3b为图3a的左视图。
21.附图标记说明：1、固定支座；2、壳体；3、背壁绝热层；4、壳体绝热层；5、喉衬试件；6、耐烧蚀锥；7、支座绝热层；8、双头螺柱；9、螺母；10、高温传感器；11、压力传感器；12、氧-乙炔喷枪。
具体实施方式
22.下面结合附图和具体实施例对本技术作进一步详细的描述：
23.低成本的喷管喉衬热结构考核方法是保证产品质量的重要途径。本技术实施例公开一种固体火箭发动机喉衬热结构试验装置，能够方便、快捷地开展喉衬热结构考核试验，节能环保，大大降低试验成本。具有结构简单，成本低，安装方便、快捷，可重复使用，适合开展发动机喉衬热结构试验研究。
24.如图1所示，一种固体火箭发动机喉衬热结构试验装置包括固定支座1、壳体2、背壁绝热层3、壳体绝热层4、喉衬试件5、耐烧蚀锥6、支座绝热层7、双头螺柱8、螺母9、高温传感器10、压力传感器11、氧-乙炔喷枪12。
25.如图3a和图3b所示，壳体2固定连接于固定支座1，壳体2开设有水平且贯穿壳体2两端的通孔，通孔包括有内径逐渐减小的三个相连通腔室，内径最大的腔室与内径居中的腔室之间形成第一阶梯，内径最小的腔室与内径居中的腔室之间形成第二阶梯，背壁绝热层3位于通孔内，且背壁绝热层3一端与通孔的内径最小的腔室的一端齐平、另一端与第一阶梯齐平，背壁绝热层3的外壁形状与通孔的形状一致。壳体绝热层4卡设于通孔内径最大的腔室中，壳体绝热层4的一端与第一阶梯接触。背壁绝热层3开设有第一凹槽，壳体绝热层4开设有第二凹槽，第一凹槽和第二凹槽形成用于放置喉衬试件5的容纳槽。
26.第一凹槽的设置，使得喉衬试件5的端部与背壁绝热层3和壳体绝热层4之间的界面错开，从而在进行试验时，绝热材料(背壁绝热层3和壳体绝热层4)受热产生的气体不易直接泄漏。且第二阶梯的设置，使得背壁绝热层3受热膨胀后，一端与第二阶梯抵紧、另一端与壳体绝热层4抵紧，从而背壁绝热层3与壳体2内壁之间形成较为密闭的空间，便于对绝热材料热解产生的热解气体压强进行检测。
27.氧-乙炔喷枪12连接于固定支座1，且壳体绝热层4开设有插入口。喉衬试件5的内型面包括圆柱段、连接于圆柱段一端的敞口段、连接于圆柱段另一端的缩口段，沿着远离圆柱段的方向，敞口段的直径逐渐增加，缩口段的直径逐渐减小，缩口段与插入口的内型面相接，该设计结构能够模拟喷管喉衬材料在真实工作过程中的热结构状态，为结构设计提供试验依据。氧-乙炔喷枪12的喷口从插入口和缩口段插入到喉衬试件5的内腔中，用于对喉衬试件5加热。背壁绝热层3在第一凹槽远离壳体绝热层4的一侧设有延长段，延长段与喉衬试件5的敞口段相接、且延长段的型面延伸趋势与敞口段相同，即沿着远离喉衬试件5的圆柱段的方向，延长段的内径逐渐增大。延长段一方面用于模拟真实喷管喉衬下游出口处的热应力；另一方面有助于试验过程中喉衬试件受热膨胀，与背壁绝热层配合的延长段配合、压紧，有助于喉衬圆柱段在试验时温度升高后对背壁绝热层圆柱段加热，使背壁绝热层受热分解，从而产生热解气体不易泄露，从而通过压力传感器11测得热解气体压强。
28.如图2a和图2b所示，耐烧蚀锥6用于插设到喉衬试件5的内腔中，以减小喉衬试件5内腔的体积，从而使得氧-乙炔喷枪12可以用较小的火焰对喉衬试件5进行较好的加热。耐烧蚀锥6的外型面与喉衬试件5的内腔型面基本一致，从而耐烧蚀锥6的外型面与喉衬试件5的内腔型面平行。耐烧蚀锥6的一端固定连接支座绝热层7，支座绝热层7与壳体2之间通过双头螺柱8和螺母9连接，双头螺柱8沿着壳体2的周向设置多个，双头螺柱8的一端与壳体2连接、另一端穿过支座绝热层7，每个双头螺柱8上螺纹连接两个螺母9，两个螺纹9分别位于支座绝热层7的两侧。通过调整螺母9在双头螺柱8上的位置，可以调节耐烧蚀锥6在喉衬试件5中的插入深度，从而调整耐烧蚀锥6与喉衬试件5之间的间隙大小。
29.壳体2开设有一个或多个第一安装孔、一个或多个第二安装孔，第一安装孔用于安装高温传感器10，第二安装孔用于安装压力传感器11。第一安装孔和第二安装孔的轴线垂直于喉衬试件5的轴线，第一安装孔和第二安装孔为多个时，其绕壳体2的周向均匀分布。将背壁绝热层3、壳体绝热层4、喉衬试件5安装到位后，从第一安装孔和第二安装孔开始打孔，第一安装孔位置的打孔深度可以到喉衬试件5内、但不贯穿到喉衬试件5的内腔，能够对喉
衬试件5径向上的多个不同位置进行温度测量；第二安装孔位置的打孔深度以使压力传感器11能够检测壳体2和背壁绝热层3之间热解气体压强即可。
30.具体的，喉衬试件5通常为碳/碳复合材料，加工成带内孔的圆柱，内孔一端大一端小，用于氧-乙炔烧蚀加热；背壁绝热层3通常选用高硅氧布/酚醛缠绕材料或模压高硅氧纤维等绝热复合材料，对喉衬试件5起密封、绝热和支撑作用；壳体绝热层4由耐高温复合材料制成，主要对背壁绝热层3的热解气体起密封作用；耐烧蚀锥6可采用碳/碳复合材料或石墨材料，其外型面与被考核的喉衬试件5内型面一致，一般为带锥段的圆柱；支座绝热层7用于固定耐烧蚀锥6，可采用绝热复合材料，支座绝热层7利用双头螺柱8和螺母9固定在壳体2上，耐烧蚀锥6与喉衬试件5的距离可以采用双头螺柱8和螺母9调节、固定；壳体2为金属加工的圆环，固定在固定支座1上；氧-乙炔喷枪12是本喉衬热结构试验装置的加热源，火焰温度高达2000℃～3000℃。试验时，先调整耐烧蚀锥6与喉衬试件5的相对位置，以便喉衬试件5受热均匀；氧-乙炔喷枪12点火；使用高温传感器10测试喉衬试件5的事实温度；使用压力传感器11测试背壁绝热层3的热解气体压强。
31.本技术的实施原理为：进行喉衬热结构试验研究时，将背壁绝热层3首先安装到壳体2的通孔内，使背壁绝热层3的右端与第二分界面抵紧，然后将喉衬试件5安装到背壁绝热层3的第二凹槽内，最后将壳体绝热层4的第一凹槽与喉衬试件5正对，并将壳体绝热层4粘接到壳体2的通孔内，再将氧-乙炔喷枪12的喷口从插入口和缩口段插入到喉衬试件5的内腔中；安装耐烧蚀锥6，使耐烧蚀锥6插入到喉衬试件5的内腔中，并使耐烧蚀锥6与喉衬试件5之间有间隙，最后安装高温传感器10和压力传感器11。开启氧-乙炔喷枪12即可进行实验。
32.实验结束后，根据绝热材料(背壁绝热层3和壳体绝热层4)的热解情况，可以将上述结构拆开后，更换新的绝热材料，然后进行重复实验。
33.综上，该装置能够方便、快捷地开展喉衬热结构考核试验，降低试验成本；还可以准确的测试喉衬传热与绝热材料热解、碳化的相关性，且可重复使用。
34.本发明未公开技术属本领域技术人员公知常识。
35.当然，本发明还可有其他多种实施例，在不背离本发明精神及其实质的情况下，熟悉本领域的技术人员当可根据本发明作出各种相应的改变和变形，但这些相应的改变和变形都应属于本发明所附的权利要求的保护范围。

技术特征：
1.一种固体火箭发动机喉衬热结构试验装置，其特征在于：包括固定支座(1)、壳体(2)、背壁绝热层(3)、壳体(2)绝热层、喉衬试件(5)、耐烧蚀锥(6)、热源；壳体(2)连接于固定支座(1)，壳体(2)开设有通孔，通孔一端位置的直径减小，形成第二阶梯，背壁绝热层(3)的一端接触第二阶梯、且与壳体(2)端部齐平，壳体(2)绝热层位于背壁绝热层(3)的另一端、并封堵住通孔的一端；喉衬试件(5)嵌设于背壁绝热层(3)、壳体(2)绝热层内；耐烧蚀锥(6)插设于喉衬试件(5)内腔，耐烧蚀锥(6)通过连接装置连接于壳体(2)，连接装置用于调节耐烧蚀锥(6)在喉衬试件(5)内腔中的插入深度；热源的喷出口穿过壳体(2)绝热层，且热源的火焰进入喉衬试件(5)内腔，以使火焰能够从喉衬试件(5)与耐烧蚀锥(6)之间的间隙喷出。2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机喉衬热结构试验装置，其特征在于：所述背壁绝热层(3)开设有第一凹槽，壳体(2)绝热层开设有第二凹槽，第一凹槽和第二凹槽形成用于放置喉衬试件(5)的容纳槽，以使喉衬试件(5)的端部与背壁绝热层(3)和壳体(2)绝热层之间的界面错开。3.根据权利要求1或2所述的一种固体火箭发动机喉衬热结构试验装置，其特征在于：所述壳体(2)绝热层开设有用于安装热源的插入口；喉衬试件(5)的内型面包括圆柱段、连接于圆柱段一端的敞口段、连接于圆柱段另一端的缩口段，沿着远离圆柱段的方向，敞口段的直径逐渐增加，缩口段的直径逐渐减小，缩口段与插入口的内型面相接。4.根据权利要求3所述的一种固体火箭发动机喉衬热结构试验装置，其特征在于：所述背壁绝热层(3)在第一凹槽远离壳体(2)绝热层的一侧设有延长段，延长段与喉衬试件(5)的敞口段相接、且延长段的型面延伸趋势与敞口段相同。5.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机喉衬热结构试验装置，其特征在于：所述耐烧蚀锥(6)的一端连接有支座绝热层(7)，支座绝热层(7)与壳体(2)之间连接多组连接装置，连接装置包括双头螺柱(8)和螺母(9)，双头螺柱(8)一端螺纹连接于壳体(2)，另一端穿过支座绝热层(7)，每个双头螺柱(8)螺纹连接两个螺母(9)，两个螺纹分别位于支座绝热层(7)的两侧。6.根据权利要求3所述的一种固体火箭发动机喉衬热结构试验装置，其特征在于：所述壳体(2)还连接有高温传感器(10)、压力传感器(11)。7.根据权利要求6所述的一种固体火箭发动机喉衬热结构试验装置，其特征在于：所述高温传感器(10)、压力传感器(11)的安装位置与喉衬试件(5)内型面的圆柱段相对，高温传感器(10)用于检测喉衬试件(5)径向方向上不同位置的温度，压力传感器(11)用于检测壳体(2)与背壁绝热层(3)之间的热解气体压强。8.根据权利要求7所述的一种固体火箭发动机喉衬热结构试验装置，其特征在于：所述壳体(2)开设有一个或多个第一安装孔、一个或多个第二安装孔，第一安装孔用于安装高温传感器(10)，第二安装孔用于安装压力传感器(11)；从第一安装孔和第二安装孔开始打孔，第一安装孔位置的打孔深度可以到喉衬试件(5)内、但不贯穿到喉衬试件(5)的内腔，第二安装孔位置的打孔深度以使压力传感器(11)能够检测壳体(2)和背壁绝热层(3)之间热解气体压强。9.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机喉衬热结构试验装置，其特征在于：所述
背壁绝热层(3)材质为绝热复合材料；壳体(2)绝热层材质为耐高温复合材料，用于对背壁绝热层(3)的热解气体起密封作用。10.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机喉衬热结构试验装置，其特征在于：所述热源为氧-乙炔喷枪(12)。

技术总结
本申请公开一种固体火箭发动机喉衬热结构试验装置，涉及固体火箭发动机测试领域，包括固定支座、壳体、背壁绝热层、壳体绝热层、喉衬试件、耐烧蚀锥、热源；壳体连接于固定支座，壳体开设有通孔，通孔一端位置直径减小，形成第二阶梯，背壁绝热层的一端接触第二阶梯，壳体绝热层位于背壁绝热层的另一端；喉衬试件嵌设于背壁绝热层、壳体绝热层内；耐烧蚀锥插设于喉衬试件内腔，耐烧蚀锥通过连接装置连接于壳体，用于调节耐烧蚀锥在喉衬试件内腔中的插入深度；热源的喷出口穿过壳体绝热层，且热源的火焰进入喉衬试件内腔，以使火焰能够从喉衬试件与耐烧蚀锥之间的间隙喷出。解决了现有方法中试验成本高，可重复性差，温度、压强测试困难等问题。难等问题。难等问题。


技术研发人员：生志斐 车宇 刘芹 王才 黄嘉伟 韩学群 李耿 汪海滨
受保护的技术使用者：西安航天动力技术研究所
技术研发日：2023.03.01
技术公布日：2023/6/14