火箭发动机模拟试验装置及方法与流程

1.本发明属于火箭发动机技术领域，具体涉及一种火箭发动机模拟试验装置及方法。


背景技术：

2.固体火箭发动机作为动力装置大量应用于各类导弹武器系统中，如图1，是一种双脉冲类型固体火箭发动机，其主要包括点火装置100、级间隔离机构200、燃烧室300、装药400、堵盖500、喷管600等。其中，级间隔离机构200、点火装置100和堵盖500在设计完成后需要通过模拟试验来验证设计是否满足使用要求，同时在生产后还需通过模拟试验对其进行验收。
3.一般情况下，模拟试验中所用模拟试验器需保证其空腔容积与真实发动机内的空腔容积相同，因此不同的固体火箭发动机方案需要设计不同的模拟试验器；同时在对固体火箭发动机部件如点火装置100、级间隔离机构200、堵盖500等进行摸底或验收时也需要设计不同类型的模拟试验器。
4.可见，传统的模拟试验装置由于缺乏通用性，导致每项试验或者每一种发动机均需要设计加工一套模拟试验器，这样就造成了较多的设备浪费并增加了发动机的研制成本。


技术实现要素：

5.本发明涉及一种火箭发动机模拟试验装置及方法，至少可解决现有技术的部分缺陷。
6.本发明涉及一种火箭发动机模拟试验装置，包括：
7.模拟舱壳体；
8.多种体积块，所述体积块具有用以模拟火箭发动机的容腔的中空通道，并且各体积块的中空通道规格各异；各体积块择一地可拆卸安装在所述模拟舱壳体内。
9.作为实施方式之一，所述模拟舱壳体包括适于同轴可拆卸串接的第一舱段和第二舱段；各所述体积块中，包括与所述第一舱段适配的多种第一体积块以及与所述第二舱段适配的多种第二体积块，其中，各第一体积块择一地可拆卸安装在所述第一舱段内，各第二体积块择一地可拆卸安装在所述第二舱段内。
10.作为实施方式之一，该火箭发动机模拟试验装置还包括测压端盖组件，所述测压端盖组件包括适于与模拟舱壳体端部连接的测压端盖、设于所述测压端盖上的测压单元以及设于测压端盖内侧的点火药包。
11.作为实施方式之一，该火箭发动机模拟试验装置还包括密封端盖以及用于模拟火箭发动机的喷管的模拟喷管，其中，所述密封端盖和所述模拟喷管择一地安装在所述模拟舱壳体的另一端。
12.作为实施方式之一，该火箭发动机模拟试验装置还包括级间隔离器；所述模拟舱
壳体包括同轴可拆卸串接的第一舱段和第二舱段，所述级间隔离器被构造为适于夹设在所述第一舱段与所述第二舱段之间。
13.作为实施方式之一，在所述模拟舱壳体的两端分别安装所述测压端盖组件。
14.本发明还涉及一种火箭发动机模拟试验方法，其基于上述的火箭发动机模拟试验装置实施，通过更换不同规格的体积块，以进行不同初始容腔容积的火箭发动机的点火器密闭爆发试验。
15.作为实施方式之一，将模拟舱壳体的远离点火端的端盖替换为模拟喷管，以进行堵盖摸底和验收试验。
16.作为实施方式之一，所述火箭发动机模拟试验装置还包括级间隔离器；所述模拟舱壳体包括同轴可拆卸串接的第一舱段和第二舱段，所述级间隔离器被构造为适于夹设在所述第一舱段与所述第二舱段之间。
17.作为实施方式之一，在所述模拟舱壳体的两端分别安装测压端盖组件，以进行级间隔离器摸底和验收试验；其中，所述测压端盖组件包括适于与模拟舱壳体端部连接的测压端盖、设于所述测压端盖上的测压单元以及设于测压端盖内侧的点火药包。
18.本发明至少具有如下有益效果：
19.本发明采用模拟舱壳体+体积块组合形成模拟舱，通过更换不同规格的体积块可以实现不同初始空腔容积的火箭发动机的点火器密闭爆发试验，具有极广的适用范围，所需的设备数量较少，花费的成本低廉，具有较高的效费比。
20.本发明中，火箭发动机模拟试验装置同时配置模拟舱、测压端盖组件、密封端盖、级间隔离器和模拟喷管时，根据模拟舱壳体与不同组件的组合，可以装配成不同结构的模拟试验装置，从而满足火箭发动机的多种模拟试验的要求，能极大程度地减少设备浪费情况，降低火箭发动机的研制成本。
附图说明
21.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
22.图1为背景技术提供的固体火箭发动机的结构示意图；
23.图2为本发明实施例提供的模拟舱的结构示意图；
24.图3为本发明实施例提供的测压端盖组件的结构示意图；
25.图4为本发明实施例提供的密封端盖的结构示意图；
26.图5为本发明实施例提供的模拟喷管的结构示意图；
27.图6为本发明实施例提供的级间隔离器的结构示意图；
28.图7和图8为进行点火器密闭爆发试验时的火箭发动机模拟试验装置的结构示意图；
29.图9为进行堵盖摸底和验收试验时的火箭发动机模拟试验装置的结构示意图；
30.图10为进行级间隔离器摸底和验收试验时的火箭发动机模拟试验装置的结构示意图。
具体实施方式
31.下面对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
32.实施例一
33.如图2、图7-图10，本发明实施例提供一种火箭发动机模拟试验装置，包括：
34.模拟舱壳体；
35.多种体积块，所述体积块具有用以模拟火箭发动机的容腔的中空通道，并且各体积块的中空通道规格各异；各体积块择一地可拆卸安装在所述模拟舱壳体内。
36.上述体积块包括但不限于采用abs(acrylonitrilebutadienestyrene，指丙烯腈-丁二烯-苯乙烯共聚物)材质或尼龙材质，在满足模拟试验要求的同时，具有成本低廉等优点。
37.上述体积块优选为能紧密嵌装在模拟舱壳体内，以保证模拟试验时其位置的稳定性，从而保证试验结果的准确性和可靠性。其中，在模拟舱壳体的两端优选为分别设有限位环，用以限制体积块的轴向窜动。
38.上述模拟舱壳体+体积块即构成为一个模拟舱1。
39.在其中一个实施例中，如图2，在靠近模拟舱壳体点火端的位置，中空通道采用渐缩式腔段，渐缩方向为自外向内的方向，模拟舱壳体点火端设置的点火药包22优选为设于该渐缩式腔段内。进一步地，该渐缩式腔段的尾端依次连接恒截面腔段和渐扩式腔段，这种方式能较好地模拟点火器密闭爆发试验。
40.在其中一个实施例中，如图2，所述模拟舱壳体包括适于同轴可拆卸串接的第一舱段11和第二舱段13；各所述体积块中，包括与所述第一舱段11适配的多种第一体积块12以及与所述第二舱段13适配的多种第二体积块14，其中，各第一体积块12择一地可拆卸安装在所述第一舱段11内，各第二体积块14择一地可拆卸安装在所述第二舱段13内。
41.其中，第一舱段11和第二舱段13可以采用相同或不同的长度，二者的横截面形状和尺寸优选为相同。第一舱段11与第二舱段13之间优选为采用法兰连接方式，二者之间可通过夹设密封圈等方式进行密封处理。
42.优选地，第一舱段11和第二舱段13均可以单独用于火箭发动机的点火器密闭爆发试验，二者组合也可以用于火箭发动机的点火器密闭爆发试验。在其中一个实施例中，第一舱段11可用于初始空腔容积为100cm3～1000cm3的火箭发动机的点火器密闭爆发试验；第二舱段13可用于初始空腔容积为900cm3～2000cm3的火箭发动机的点火器密闭爆发试验；采用第一舱段11与第二舱段13组合时，可用于初始空腔容积为1000cm3～3000cm3的火箭发动机的点火器密闭爆发试验。可见，基于上述方案，可以实现初始空腔容积为100cm3～3000cm3的火箭发动机的点火器密闭爆发试验，具有极广的适用范围。
43.在进行模拟试验时，模拟舱壳体的两端一般需要进行封闭。定义该模拟舱壳体的一端为点火端，另一端为封闭端，点火端需要设置点火药包22。
44.其中，如图4，上述火箭发动机模拟试验装置还包括密封端盖3，该密封端盖3主要起到封闭模拟舱壳体端部的作用，其适于与模拟舱壳体可拆卸连接，包括但不限于采用法
兰连接等方式。
45.在其中一个实施例中，如图3，该火箭发动机模拟试验装置还包括测压端盖组件2，所述测压端盖组件2包括适于与模拟舱壳体端部连接的测压端盖21、设于所述测压端盖21上的测压单元以及设于测压端盖21内侧的点火药包22。
46.测压端盖21优选为与模拟舱壳体可拆卸连接，包括但不限于采用法兰连接等方式。
47.优选地，如图3，上述测压单元包括压强传感器23和测压转接件24，该测压转接件24连接在测压端盖21上，包括但不限于采用螺纹固定等连接方式，压强传感器23则安装在该测压转接件24上。
48.优选地，如图3，在测压端盖21上设有过线孔，该过线孔优选为采用阶梯孔，外侧大孔内填塞有密封塞25并且进一步在过线孔的外侧孔口上螺接压紧螺栓26以充分地压紧密封塞25；密封塞25以及压紧螺栓26上均设有走线孔，点火药包22上的导线依次穿过密封塞25上的走线孔和压紧螺栓26上的走线孔。
49.在其中一个实施例中，如图5，上述火箭发动机模拟试验装置还包括模拟喷管4，用于模拟火箭发动机的喷管。优选地，如图5，该模拟喷管4包括基体盖41、形成于基体盖41上的喷管体42以及设于喷管体42中的堵盖43，其中，喷管体42优选为与基体盖41一体成型，喷管体42具有收敛段和扩张段，堵盖43固定在收敛段上(包括但不限于采用胶水粘接等固定方式)，在扩张段中还固定有反锥环44(包括但不限于采用胶水粘接等固定方式)，该反锥环44与堵盖43的外侧轴肩抵接。
50.其中，上述火箭发动机模拟试验装置优选为同时配置有上述密封端盖3和模拟喷管4，所述密封端盖3和所述模拟喷管4择一地安装在所述模拟舱壳体的另一端(也即封闭端)。当密封端盖3安装在模拟舱壳体的封闭端时，可以进行火箭发动机的点火器密闭爆发试验；当模拟喷管4安装在模拟舱壳体的封闭端时，可以进行堵盖摸底和验收试验。可见，仅需在封闭端更换不同的端盖即可进行火箭发动机的不同模拟试验，通用性和灵活性较高。
51.在其中一个实施例中，如图6，该火箭发动机模拟试验装置还包括级间隔离器5；所述模拟舱壳体包括同轴可拆卸串接的第一舱段11和第二舱段13，所述级间隔离器5被构造为适于夹设在所述第一舱段11与所述第二舱段13之间。
52.其中，优选地，上述级间隔离器5包括连接环51和隔离机构52，该隔离机构52安装在连接环51上并且封闭该连接环51的内环，安装方式包括但不限于螺钉/螺栓固定等方式，例如在连接环51的内环周围环设螺纹孔、在隔离机构52的边缘环设螺纹孔，连接环51和隔离机构52上的螺纹孔数量相同并且一一对应分布，再通过多颗螺钉即能将隔离机构52固定至连接环51上；连接环51的外环设有连接结构，用于与第一舱段11和第二舱段13连接，例如该连接环51的外环采用法兰环结构，第一舱段11、连接环51和第二舱段13进行法兰装配。
53.通过配置级间隔离器5，可以实现火箭发动机的隔离机构52摸底和验收试验。其中，优选地，模拟舱壳体封闭端处的端盖具有压强检测功能，例如在该侧端盖上设置测压单元；作为优选方案，如图10，在所述模拟舱壳体的两端分别安装所述测压端盖组件2，这样无需另外再配置一种端盖，可以减少所需设备的数量，而且封闭端的测压端盖组件2可以重复利用，例如在进行隔离机构52摸底和验收试验之后，该测压端盖组件2可以安装至模拟舱壳体的点火端进行利用。
54.本实施例中，优选地，上述火箭发动机模拟试验装置同时配置测压端盖组件2、密封端盖3、级间隔离器5和模拟喷管4，根据模拟舱壳体与不同组件的组合，可以装配成不同结构的模拟试验装置，从而满足火箭发动机的多种模拟试验的要求，能极大程度地减少设备浪费情况，降低火箭发动机的研制成本。
55.实施例二
56.本发明实施例提供一种火箭发动机模拟试验方法，其基于上述的火箭发动机模拟试验装置实施。
57.其中，通过更换不同规格的体积块，以进行不同初始容腔容积的火箭发动机的点火器密闭爆发试验。
58.如图7和图8，优选地，在进行点火器密闭爆发试验时，采用测压端盖组件2+模拟舱1+密封端盖3的组合结构。
59.在其中一个实施例中，将模拟舱壳体的远离点火端的端盖替换为模拟喷管4，以进行堵盖摸底和验收试验。在该方案中，如图9，采用测压端盖组件2+模拟舱1+模拟喷管4的组合结构。
60.进一步地，如图10，对于配置有级间隔离器5的情况，在所述模拟舱壳体的两端分别安装测压端盖组件2，以进行级间隔离器5摸底和验收试验，也即采用测压端盖组件2+模拟舱1+测压端盖组件2的组合结构。
61.以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种火箭发动机模拟试验装置，其特征在于，包括：模拟舱壳体；多种体积块，所述体积块具有用以模拟火箭发动机的容腔的中空通道，并且各体积块的中空通道规格各异；各体积块择一地可拆卸安装在所述模拟舱壳体内。2.如权利要求1所述的火箭发动机模拟试验装置，其特征在于：所述模拟舱壳体包括适于同轴可拆卸串接的第一舱段和第二舱段；各所述体积块中，包括与所述第一舱段适配的多种第一体积块以及与所述第二舱段适配的多种第二体积块，其中，各第一体积块择一地可拆卸安装在所述第一舱段内，各第二体积块择一地可拆卸安装在所述第二舱段内。3.如权利要求1所述的火箭发动机模拟试验装置，其特征在于，还包括测压端盖组件，所述测压端盖组件包括适于与模拟舱壳体端部连接的测压端盖、设于所述测压端盖上的测压单元以及设于测压端盖内侧的点火药包。4.如权利要求3所述的火箭发动机模拟试验装置，其特征在于，还包括密封端盖以及用于模拟火箭发动机的喷管的模拟喷管，其中，所述密封端盖和所述模拟喷管择一地安装在所述模拟舱壳体的另一端。5.如权利要求3所述的火箭发动机模拟试验装置，其特征在于：还包括级间隔离器；所述模拟舱壳体包括同轴可拆卸串接的第一舱段和第二舱段，所述级间隔离器被构造为适于夹设在所述第一舱段与所述第二舱段之间。6.如权利要求5所述的火箭发动机模拟试验装置，其特征在于：在所述模拟舱壳体的两端分别安装所述测压端盖组件。7.一种火箭发动机模拟试验方法，其特征在于，其基于权利要求1或2所述的火箭发动机模拟试验装置实施，通过更换不同规格的体积块，以进行不同初始容腔容积的火箭发动机的点火器密闭爆发试验。8.如权利要求7所述的火箭发动机模拟试验方法，其特征在于：将模拟舱壳体的远离点火端的端盖替换为模拟喷管，以进行堵盖摸底和验收试验。9.如权利要求7所述的火箭发动机模拟试验方法，其特征在于：所述火箭发动机模拟试验装置还包括级间隔离器；所述模拟舱壳体包括同轴可拆卸串接的第一舱段和第二舱段，所述级间隔离器被构造为适于夹设在所述第一舱段与所述第二舱段之间。10.如权利要求9所述的火箭发动机模拟试验方法，其特征在于：在所述模拟舱壳体的两端分别安装测压端盖组件，以进行级间隔离器摸底和验收试验；其中，所述测压端盖组件包括适于与模拟舱壳体端部连接的测压端盖、设于所述测压端盖上的测压单元以及设于测压端盖内侧的点火药包。

技术总结
本发明涉及一种火箭发动机模拟试验装置，包括模拟舱壳体和多种体积块，体积块具有用以模拟火箭发动机的容腔的中空通道，并且各体积块的中空通道规格各异；各体积块择一地可拆卸安装在模拟舱壳体内。另外还涉及基于上述模拟试验装置实施的火箭发动机模拟试验方法。本发明中，通过更换不同规格的体积块可以实现不同初始空腔容积的火箭发动机的点火器密闭爆发试验，具有极广的适用范围和效费比。另外，同时配置模拟舱、测压端盖组件、密封端盖、级间隔离器和模拟喷管时，根据模拟舱壳体与不同组件的组合，可以装配成不同结构的模拟试验装置，从而满足火箭发动机的多种模拟试验的要求，能极大程度地减少设备浪费情况，降低火箭发动机的研制成本。研制成本。研制成本。


技术研发人员：陈子豪 文明 艾鑫 方恒 易爱清 张攀 何晓聪 刘灿 王逍
受保护的技术使用者：武汉高德红外股份有限公司
技术研发日：2023.04.07
技术公布日：2023/7/6