CN110486191A - 一种大型固体火箭药柱结构完整性试验方法及装置 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种固体火箭发动机结构完整性试验方法，尤其涉及一种大型固体火箭发动机药柱低温结构完整性试验方法。其技术方案是一种大型固体火箭发动机药柱结构完整性试验方法及装置，利用可控***膜片组实现固体火箭发动机药柱结构完整性检测的充气通道的快速打开，适用于大型固体火箭发动机，既避免消耗正式产品，又能快速打开固体火箭发动机药柱结构完整性检测的充气通道。
Description
技术领域
本发明涉及一种固体火箭发动机试验方法，特别涉及一种大型固体火箭发动机药柱结构完整性试验方法。
背景技术
固体火箭发动机点火时，药柱要承受瞬态高压冲击载荷。由于推进剂是粘弹性材料，其高应变速率表现为弹性甚至脆性，此时药柱结构最容易发生破坏，在应力最大的药柱内表面产生裂纹。因此，药柱结构完整性固体发动机设计的重点和难点，也是发动机研制过程中最重要的工作项目。目前，发动机药柱结构完整性试验方法主要有：
(1)点火试验法
点火试验法，即通过点火试验进行药柱结构考核，通过发动机内弹道试验结果来分析和判断药柱结构的完整性。
该方法要消耗正式的产品，要占用试验资源，只获得成败型的试验结果，且结构完整性失效时试验存在安全风险。
(2)电磁阀控制的空气冲击法
采用快速开启的电磁阀，使得高压气源内的压缩空气快速冲击药柱的自由容腔，模拟点火时的压力冲击过程。
由于电磁阀的通径(一般小于50mm)和开启速度(一般不小于50ms)所限，该方法只能是适用于小型发动机药柱(自由容积一般小于5L)的结构完整性考核。
因此，亟需研究一种新的发动机药柱结构完整性试验方法，能适用于大型固体火箭发动机。
发明内容
本发明的研究目的是提供一种大型固体火箭发动机药柱结构完整性试验方法及装置，适用于大型固体火箭发动机，既避免消耗正式产品，又能快速打开固体火箭发动机药柱结构完整性检测的充气通道。
其技术方案是：
一种大型固体火箭发动机药柱结构完整性试验方法，其特征是：利用可控***膜片组实现固体火箭发动机药柱结构完整性检测的充气通道的快速打开。
一种大型固体火箭发动机药柱结构完整性试验装置，其特征是包括：试验用发动机、可控***膜片组、主管路电磁阀、高压气源组件、压力传感器，其中：
可控***膜片组设置于所述发动机的接头处，用于受到高压时快速打开所述发动机充气通道；
所述高压气源组件为试验加载提供高压气源；所述主管路电磁阀设置在所述可控***膜片组与所述高压气源组件之间，用于控制高压气源开断；所述压力传感器设置在发动机药柱星孔内表面，用于记录所述发动机加载过程的压力。
进一步的，还包括缓冲阀门，所述缓冲阀门安装在发动机充压的另一端，用于避免高速充气后，药柱结构内的压力震荡。
进一步的，高压气源出口、主管路电磁阀、可控***膜片组及发动机星孔同轴固定连接。
进一步的，高压气源组件由高压气泵和高压气体储罐组成。
进一步的，还包括连接接头，设置在所述可控***膜片组与所述发动机接头之间，并与所述可控***膜片组与所述发动机接头固定连接。
进一步的，还包括流道短接头，设置在所述主管路电磁阀与所述可控***膜片组之间，并将所述主管路电磁阀与所述可控***膜片组固定连接。
进一步的，还包括温度试验箱用于设置试验用发动机，为发动机药柱提供温度条件。
进一步的，可控***膜片组为金属撕裂型***膜片，且可控火工元件安装于近高压气源一侧。
进一步的，设置有压力传感器。
本发明提供了一种大型固体火箭发动机药柱结构完整性试验方法及装置，借助利用可控***膜片组实现固体火箭发动机药柱结构完整性检测的充气通道的快速打开，从而实现发动机星孔压力在极短时间内达到较高压力值，实现模拟发动机点火过程的压力变化过程。
附图说明
图1为发动机药柱结构完整性试验***示意图；
图2是本发明设置缓冲阀1效果对比图。
图中：1为缓冲阀门，2为温度试验箱，3为发动机药柱，4为发动机接头，5为连接接头，6为可控***膜片组，7为主管路电磁阀，8为流道短接头，9为高压气体储罐，10为高压气泵，11为压力传感器。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明的技术方案作进一步具体的说明。
一种大型固体火箭发动机药柱结构完整性试验方法，其特征是：利用可控***膜片组实现固体火箭发动机药柱结构完整性检测的充气通道的快速打开。
如图1所示，一种大型固体火箭发动机药柱结构完整性试验装置，其特征是包括：试验用发动机、可控***膜片组6、发动机接头4、主管路电磁阀7、高压气源组件、压力传感器11，其中：
可控***膜片组6由金属***膜、电火工品、以及压力传感器组成，设置于所述发动机的接头处，用于受到设定压力时快速打开所述发动机充气通道；
所述高压气源组件为试验加载提供高压气源；所述主管路电磁阀7设置在所述可控***膜片组6与所述高压气源组件之间，用于控制高压气源开断；压力传感器11设置在发动机药柱星孔内表面3，用于记录所述发动机加载过程的压力。
为避免高速充气后，药柱结构内的压力震荡，在发动机充压的另一端安装缓冲阀1，并在充气时打开。图2是安装缓冲阀1的效果对比图，其中(a)是未加缓冲阀时的压力变化值，(b)是安装缓冲阀时的压力变化值，明显看出缓冲阀使药柱结构内的压力变化平稳。
高压气源组件由高压气泵10和高压气体储罐9组成。
为确保管路整体连接可靠，设置连接接头5和流道短接头8；通过流道短接头8将主管路电磁阀7与可控***膜片组6连接，再通过连接接头5与发动机接头4连接。
为了测试不同温度下药柱结构完整性，为发动机药柱3提供温度条件，设置温度试验箱2，将试验用发动机设置在设置温度试验箱2。
试验时，高压气体从高压气体储罐9流经快速打开的***膜片6，高速冲击3发动机药柱3星孔内表面，实现固体火箭发动机药柱结构完整性试验充气通道的快速打开，并通过压力传感器11记录加载过程压力。
为实现对药柱结构的高速充气加载，高压气源出口、主管路电磁阀7、可控***膜片组6及发动机星孔要同轴连接，通径要尽量大，连接距离尽量要短。
为确保达到要求的压升速率和最高压力，高压气源容积为发动机药柱自由容积(含管路容积)的10倍以上。
为避免火工和膜片飞出物进入发动机药柱内腔引发安全问题，可控***膜片组6采用金属撕裂型***膜片，且可控火工元件安装于近高压气源一侧。
为实现某发动机药柱(发动机直径1.4m、长3m，自由容积100L，工作压强8MPa)的在-20℃时的结构完整性试验，经过计算：储罐容积2立方米，***膜片通径200mm、***压力10MPa，主路电磁阀通径200mm、工作压力10MPa。
详细实施步骤如下：
(1)关闭主管路电磁阀7，开启高压气泵10对气体储罐9进行充气，达到8.0MPa后关闭高压充气泵10；
(2)关闭缓冲阀1，封闭发动机接头4处法兰，将发动机置于温度试验箱中2保低温，直至发动机整体达到-20℃。
(3)通过通过流道短接头8将主管路电磁阀7与可控***膜片组6连接，，再通过连接接头5与发动机接头4连接，并确保管路整体连接可靠。
(4)打开缓冲阀1，打开主管路电磁阀7；
(5)启动可控***膜片组6的火工元件，高速打开可控***膜片组6，使8MPa高压气体冲击发动机药柱，同时通过压力传感器11记录冲击过程的压力变化；
(6)关闭主管路电磁阀7，拆卸连接接头5和可控***膜片组6，将发动机从温度试验箱2中移出。
(7)试验结束。
Claims (9)
1.一种大型固体火箭发动机药柱结构完整性试验装置，其特征是包括：试验用发动机、可控***膜片组(6)、主管路电磁阀(7)、高压气源组件、压力传感器(11)，其中：
可控***膜片组(6)设置于所述发动机的接头(4)处，用于受到高压时快速打开所述发动机充气通道；
所述高压气源组件为试验加载提供高压气源；所述主管路电磁阀(7)设置在所述可控***膜片组(6)与所述高压气源组件之间，用于控制高压气源开断；所述压力传感器(11)设置在发动机药柱(3)星孔内表面，用于记录所述发动机加载过程的压力。
2.如权利要求1所述的一种大型固体火箭发动机药柱结构完整性试验装置，其特征是：还包括缓冲阀门(1)，所述缓冲阀门(1)安装在发动机充压的另一端，用于避免高速充气后，药柱结构内的压力震荡。
3.如权利要求1所述的一种大型固体火箭发动机药柱结构完整性试验装置，其特征是：高压气源出口、主管路电磁阀(7)、可控***膜片组(6)及发动机星孔同轴固定连接。
4.如权利要求1所述的一种大型固体火箭发动机药柱结构完整性试验装置，其特征是：高压气源组件由高压气泵(10)和高压气体储罐(9)组成。
5.如权利要求1所述的一种大型固体火箭发动机药柱结构完整性试验装置，其特征是：还包括连接接头(5)，设置在所述可控***膜片组(6)与所述发动机接头(4)之间，并与所述可控***膜片组(6)与所述发动机接头(4)固定连接。
6.如权利要求1所述的一种大型固体火箭发动机药柱结构完整性试验装置，其特征是：还包括流道短接头(8)，设置在所述主管路电磁阀(7)与所述可控***膜片组(6)之间，并将所述主管路电磁阀(7)与所述可控***膜片组(6)固定连接。
7.如权利要求1所述的一种大型固体火箭发动机药柱结构完整性试验装置，其特征是：还包括温度试验箱(2)用于设置试验用发动机，为发动机药柱(3)提供温度条件。
8.如权利要求1所述的一种大型固体火箭发动机药柱结构完整性试验装置，其特征是：可控***膜片组(6)为金属撕裂型***膜片，且可控火工元件安装于近高压气源一侧。
9.一种大型固体火箭发动机药柱结构完整性试验方法，其特征是：利用可控***膜片组实现固体火箭发动机药柱结构完整性检测的充气通道的快速打开。
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