立式弱约束冷流固体火箭发动机试车台及脉冲触发实验装置及方法

1.本发明属于火箭发动机测试技术领域，具体涉及一种立式弱约束冷流固体火箭发动机试车台及脉冲触发实验装置及方法。


背景技术：

2.固体火箭发动机不稳定燃烧指燃烧室压力偏离设计者预先确定的规律，形成瞬态压力变化。现如今高能装药在固体火箭发动机中的配备使发动机工作的环境更加恶劣，发动机内部暴露在高温高压的环境中，微小扰动都可能导致发动机内弹道压力异常、壳体不规则抖动、外弹道曲线偏离甚至爆炸的情况。而在地面试车中因对壳体的强约束作用，无法完全复现飞行状态。对于地面试验与飞行试验的不一致性，迫切需要改善地面试验条件，使不稳定燃烧问题能够在地面触发并复现。
3.发动机与试车架组成的质量系统，在发动机点火和关机时的冲击以及整个工作过程中的不稳定燃烧作用下，都会产生振动。现有试车台通常采用多段强约束将发动机固定于支架上，多段强约束改变了发动机原有的共振频率，抑制了发动机结构和内部不稳定性的耦合关系，对于不稳定燃烧的模态测试有较大影响。
4.固体火箭发动机不稳定燃烧通常是因内弹道或外弹道的非线性触发引起，主要发生在发动机内部爆燃、喷管堵塞、机动过载、喷管摆动等极端工况。如何在地面状态下映射空中飞行的非线性触发条件，是地面试验急需解决的输入性问题。
5.与传统试车架相比，弱约束冷流固体火箭发动机试车台能够释放发动机的尾部自由度，通过单端固定的方式保证了发动机的尾部自由度和对原始共振模态的还原，为不稳定燃烧试验的天地一致性提供了测试方法，较好的复现了高空真实的飞行工况。同时使用内部点火药爆炸和外部力锤敲击的方法实现了对空中飞行条件的地面复现。


技术实现要素：

6.本发明的目的在于针对发动机地面测试无法复现高空飞行试验的天地不一致问题，对发动机不稳定燃烧的试验方法提出了一套立式弱约束冷流固体火箭发动机试车台及脉冲触发实验装置及方法。
7.本发明的目的通过如下技术方案来实现：
8.立式弱约束冷流固体火箭发动机试车台及脉冲触发实验装置及方法包括：基座、滑轨、滑块、轴向安全限位装置、顶盖、矩形钢管框架、头部支架、径向安全限位装置、脚架、导流板、力锤、推力架、进气管、稳流段、测试发动机壳体、尾喷管段、多孔板；矩形钢管框架一侧通过螺栓固定滑轨，并与脚架一起通过焊接方式固定于基座之上，并通过脚架与基座连接，矩形钢管框架下方安装有导流板，焊接于基座上；矩形钢管框架顶管安装顶盖，用于承受试验段推力并加固框架结构；所述头部支架通过滑块连接在滑轨上，头部支架和径向安全限位装置通过螺栓固定于滑块之上，并通过轴向安装轴向安全限位装置；推力架，进气
管，稳流段，测试发动机壳体和测试发动机尾喷管段通过螺栓依次连接，并安装于头部支架上，力锤安装在基座上，发动机燃烧室的头部经法兰盘与稳流段法兰盘连接，稳流段固支在头部支架上，发动机燃烧室与尾喷管段通过法兰盘连接，由于立式夹装，发动机仅承受轴向力，无径向弯矩；稳流段设置多孔板，稳流段前通过推力架与头部三轴力推力传感器连接，能够测试发动机推力，发动机尾部外侧的径向安全限位装置不与测试发动机壳体接触，防止发动机极限振动状况下可能产生的结构破坏，限制其抖动范围。
9.本发明还可以包括：
10.1.所述多孔板不仅能够使头部突扩进入的高速气体减速增压，使气体在经过筛板后在轴向截面上的速度相似，同时隔绝燃烧室与稳流段腔体，使燃烧室压力振荡不会传播到稳流段内。
11.2.所述发动机通过打孔连接四个压力传感器，整流段通过打孔连接一个压力传感器，获得发动机内弹道压力数据；通过与压力传感器轴线位置相同的三个加速度传感器，获得发动机振动数据。
12.3.发动机头部的稳流段前端通入高压氮气，模拟固体火箭发动机燃烧室因推进剂燃烧产生的工质导致的气体流动，高压氮气经稳流段的多孔板整流后，能够以均匀的流速进入弹体内部并通过尾喷管段喷出。
13.4.所述测试发动机壳体内置的点火药包能够实现内弹道的点源激励，模拟发动机燃烧室内爆燃导致发动机因内部脉冲触发引起的内弹道压力振荡和壳体振动；通过力锤能够实现对壳体施加局部作用力，配合加速度传感器获得加速度响应，得到发动机的固有频率，模拟因过载或转向发动机突然工作引起的发动机壳体局部冲击载荷；通过点火药包爆炸施加脉冲激励，配合压力传感器获得内部压力振荡频率以及与结构震荡的耦合关系。
14.本发明的有益效果在于：
15.1、本发明提出的立式弱约束冷流固体火箭发动机试车台具有在地面试车条件下对发动机的自由度限制尽量小的特点，尽可能复现发动机自由飞行状态的受力特性，释放了发动机的自由度，能够实现弱约束自由振动。
16.2、本发明提出的立式弱约束冷流固体火箭发动机试车台可以通过更换不同尺寸的头部支架适应不同试验模型。
17.3、本发明提出的立式弱约束冷流固体火箭发动机试车台相比于其他的试车架具有弱约束特点，结构简单和可靠性高等优势，相较于其他多分力试车架，立式弱约束试车架具有发动机多自由度的优势。
18.4、本发明提出的与立式弱约束冷流固体火箭发动机试车台配套的脉冲触发实验方法具有操作简单、实现性强的特点，能够通过常规实验设备手段测试非标件声腔、结构的固有振动频率。
19.5、本发明提出的一种立式弱约束冷流固体火箭发动机试车台及脉冲触发实验方法能够触发发动机内弹道振动和壳体抖动能不稳定燃烧现象，使发动机不需要飞行试验即可在地面试车测试是否存在设计缺陷和问题，使不稳定燃烧现象更早的在地面复现。
附图说明
20.图1是本发明的立式弱约束冷流固体火箭发动机试车台及脉冲触发实验装置及方
法总体装配图；
21.图2是本发明的立式弱约束冷流固体火箭发动机试车台及脉冲触发实验装置及方法的支撑结构及安全限位装置的装配图；
22.图3是本发明的立式弱约束冷流固体火箭发动机试车台及脉冲触发实验装置及方法的推力架、稳流段、发动机壳体、喷管等测试结构；
23.图4是本发明的立式弱约束冷流固体火箭发动机试车台及脉冲触发实验装置及方法的稳流段和发动机主体的剖切结构图。
具体实施方式
24.下面结合附图对本发明做进一步描述。
25.根据图2至图4，式弱约束冷流固体火箭发动机试车台及脉冲触发实验装置及方法包括：基座(1)、滑轨(2)、滑块(3)、轴向安全限位装置(4)、顶盖(5)、矩形钢管框架(6)、头部支架(7)、径向安全限位装置(8)、脚架(9)、导流板(10)、力锤(11)、推力架(12)、进气管(13)、稳流段(14)、测试发动机壳体(17)、尾喷管段(19)、多孔板(20)。所述基座(1)、顶盖(5)、矩形钢管框架(6)、滑轨(2)和滑块(3)为主要承力结构，通过该结构能够使发动机保留轴向自由度。滑轨(2)与矩形钢管框架(6)之间采用焊接连接。所述径向安全限位装置(8)分为上下两部分，通过螺栓连接，能够保证在发动机发生剧烈抖动时控制尾端抖动范围。轴向安全限位装置(4)则用于在轴向限制发动机位置。所述头部支架(7)为发动机的重要支撑结构，为对称结构，通过螺栓连接并夹紧稳流段(14)，保证稳固性。所述稳流段(14)采用壁厚20mm的圆管，头尾法兰结构。稳流段(14)尾部位置焊接多孔板(20)，能够起到稳定输入气体、使流道内气体流速均衡的效果，同时保证壳体内压力响应不会前传至稳流段(14)内。所述进气管(13)为一弯管，通过焊接方式与稳流段(14)连接，进气管(13)一端与供气系统连接，该管段连通供气系统与发动机，设备工作时，供气系统提供的高压氮气通过进气管流入稳流段(14)稳定，再进入发动机内。所述测试发动机壳体(17)采用t700碳纤维材料缠绕工艺的2mm壁厚锥形管，是真实发动机的缩比模型，其起到维持发动机内压力稳定，是发动机的主体结构。头部通过法兰与稳流段(14)连接，尾部通过法兰与测试发动机喷管(19)连接。所述发动机测压基座(18)共有5个，1个焊在稳流段(14)，其余4个分别在测试发动机壳体(17)体前、中、后部以及测试发动机喷管(19)端面，可连接压力传感器，测量发动机内压力。所述力锤(11)是测试发动机壳体(17)模态实验的输入装置，通过手持力锤(11)对发动机进行敲击，能够实现外部脉冲激励。所述点火药包(21)是发动机内部脉冲激励的输入装置，通过点火器点燃点火药包(21)黑火药，产生局部脉冲激励，对发动机内流场产生影响。
26.根据图1和图2，发动机模型采用常规固体火箭发动机缩比得到，选用碳纤维复合材料作为测试发动机壳体(17)，具有强度高，质量小的特点。实际测试中可根据试验项目选用不同直径和长度的发动机。本发明的主要部分包括：发动机支撑架、测试发动机主体、配套测试设备和脉冲触发实验装置。动机支撑架包括：基座(1)、滑轨(2)、滑块(3)、轴向安全限位装置(4)、顶盖(5)、矩形钢管框架(6)、头部支架(7)、径向安全限位装置(8)、脚架(9)、导流板(10)；测试发动机主体包括：推力架(12)、进气管(13)、稳流段(14)、测试发动机壳体(17)、发动机测压基座(18)、尾喷管段(19)；配套测试设备包括：加速度计(15)、头部测压基座(16)；脉冲触发实验装置包括：点火药包(21)、力锤(11)。发动机支撑架承托发动机主体，
利用脉冲触发实验装置进行试验，并通过配套测试设备获得实验数据。
27.根据图2，径向安全限位装置(8)和头部支架(7)通过螺栓连接于滑轨上的滑块，两装置可在滑轨(2)上自由移动，装配时先将滑轨(2)、矩形钢管框架(6)、脚架(9)焊接，共同安装于基座(1)之上并将滑块(3)安装于滑轨(2)之上以保证滑轨的平行度，将顶盖(5)使用螺栓与滑轨末端相连。将轴向安全限位装置(4)通过螺栓与矩形钢管框架(6)相连，对滑块(3)进行轴向位移约束。之后将稳流段(14)与头部支架(7)组装好后与滑块(3)相连，安装径向安全限位装置(8)。最后安装导流板(10)。
28.根据图3，测试结构装配，共分为5段，头部推力架(12)、进气管(13)、稳流段(14)、发动机壳体段(12)、尾喷管段(19)。进气管(13)通过焊接与稳流段(14)连接，其余各段均通过法兰连接，采用橡胶圈密封，头部推力架(12)与推力传感器相连测量推力。进气管(13)通过外螺纹与供气系统连接提供高压高流量气体。开始试验时打开供气阀门，气体经进气管(13)流入稳流管段(14)进入测试发动机壳体(17)内，经喷管膨胀做功，提供推力。头部测压基座(16)以及3个发动机测压基座(18)通过螺纹连接压力传感器测量发动机内压力，加速度计(15)通过粘接方式连接在测试发动机壳体(17)上，测试发动机壳体(17)的振动加速度。
29.根据图4，头部推力架(12)、进气管(13)、稳流段(14)、发动机壳体段(12)、尾喷管段(19)的半剖图，其中多孔板(20)通过焊接方式连接在稳流段(14)内，点火药包(21)通过细线连接在多孔板(20)中心位置。装药(22)为三元乙丙橡胶，模拟实际推进剂力学特性，其厚度可以改变，模拟发动机不同工作阶段的不同推进剂厚度。
30.脉冲触发实验方法分为内激励实验和外激励实验：内激励实验开始，首先开启供气系统阀门，向发动机内供应高压氮气，等待发动机内部压力稳定后，通过电点火器点燃固定在燃烧室壳体内部的点火药包(18)，点火药包产生的能量导致发动机内压力振荡，从而引起发动机测试发动机壳体(17)振动。外激励实验开始，首先开启供气系统阀门，向发动机内供应高压氮气，等待发动机内部压力稳定后，通过力锤(7)敲击发动机壳体的不同响应位置，产生脉冲触发振动，从而引起发测试发动机壳体(17)振动甚至诱发压力振荡。
31.以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。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.立式弱约束冷流固体火箭发动机试车台及脉冲触发实验装置及方法，其特征在于：包括基座(1)、滑轨(2)、滑块(3)、轴向安全限位装置(4)、顶盖(5)、矩形钢管框架(6)、头部支架(7)、径向安全限位装置(8)、脚架(9)、导流板(10)、力锤(11)、推力架(12)、进气管(13)、稳流段(14)、测试发动机壳体(17)、尾喷管段(19)、多孔板(20)；矩形钢管框架(6)一侧通过螺栓固定滑轨(2)，并与脚架(9)一起通过焊接方式固定于基座(1)之上，并通过脚架(9)与基座(1)连接，矩形钢管框架(6)下方安装有导流板(10)，焊接于基座(1)上；矩形钢管框架(6)顶管安装顶盖(5)，用于承受试验段推力并加固框架结构；所述头部支架(7)通过滑块(3)连接在滑轨(2)上，头部支架(7)和径向安全限位装置(8)通过螺栓固定于滑块(3)之上，并通过轴向安装轴向安全限位装置(4)；推力架(12)，进气管(13)，稳流段(14)，测试发动机壳体(17)和测试发动机尾喷管段(19)通过螺栓依次连接，并安装于头部支架(7)上，力锤(11)安装在基座(1)上，发动机燃烧室的头部经法兰盘与稳流段(14)法兰盘连接，稳流段(14)固支在头部支架(7)上，发动机燃烧室与尾喷管段(19)通过法兰盘连接，由于立式夹装，发动机仅承受轴向力，无径向弯矩；稳流段(14)设置多孔板(20)，稳流段(14)前通过推力架(12)与头部三轴力推力传感器连接，能够测试发动机推力，发动机尾部外侧的径向安全限位装置(8)不与测试发动机壳体(17)接触，防止发动机极限振动状况下可能产生的结构破坏，限制其抖动范围。2.根据权利要求1所述的立式弱约束冷流固体火箭发动机试车台及脉冲触发实验装置及方法，其特征在于：所述多孔板(20)不仅能够使头部突扩进入的高速气体减速增压，使气体在经过筛板后在轴向截面上的速度相似，同时隔绝燃烧室与稳流段腔体，使燃烧室压力振荡不会传播到稳流段内。3.根据权利要求1所述的立式弱约束冷流固体火箭发动机试车台及脉冲触发实验装置及方法，其特征在于：所述发动机通过打孔连接四个压力传感器，整流段通过打孔连接一个压力传感器，获得发动机内弹道压力数据；通过与压力传感器轴线位置相同的三个加速度传感器，获得发动机振动数据。4.根据权利要求1所述的立式弱约束冷流固体火箭发动机试车台及脉冲触发实验装置及方法，其特征在于：发动机头部的稳流段(14)前端通入高压氮气，模拟固体火箭发动机燃烧室因推进剂燃烧产生的工质导致的气体流动，高压氮气经稳流段的多孔板(20)整流后，能够以均匀的流速进入弹体内部并通过尾喷管段(19)喷出。5.根据权利要求1所述的立式弱约束冷流固体火箭发动机试车台及脉冲触发实验装置及方法，其特征在于：所述测试发动机壳体(17)内置的点火药包(21)能够实现内弹道的点源激励，模拟发动机燃烧室内爆燃导致发动机因内部脉冲触发引起的内弹道压力振荡和壳体振动；通过力锤(11)能够实现对壳体施加局部作用力，配合加速度传感器获得加速度响应，得到发动机的固有频率，模拟因过载或转向发动机突然工作引起的发动机壳体(17)局部冲击载荷；通过点火药包(21)爆炸施加脉冲激励，配合压力传感器获得内部压力振荡频率以及与结构震荡的耦合关系。

技术总结
立式弱约束冷流固体火箭发动机试车台及脉冲触发实验装置及方法属于火箭发动机测试技术领域，包括基座、滑轨、滑块、轴向安全限位装置、矩形钢管框架、头部支架、径向安全限位装置、脚架、导流板、力锤、推力架、进气管、稳流段、测试发动机壳体、尾喷管段、多孔板；矩形钢管框架一侧通过螺栓固定滑轨，并与脚架一起通过焊接方式固定于基座之上；试验段下方安装有导流板，焊接于基座之上；矩形钢管顶管为顶盖，用于承受试验段推力并加固框架结构；头部支架和径向安全限位装置通过螺栓固定于滑块之上，并通过轴向安全限位装置定位；推力架，进气管，稳流段，测试发动机壳体和测试发动机喷管通过螺栓依次连接，并安装于头部支架上。并安装于头部支架上。并安装于头部支架上。


技术研发人员：王革 杨铭义 周博成 蒲炜强 王志邦 李德坚 杨海威 关奔
受保护的技术使用者：哈尔滨工程大学
技术研发日：2021.11.26
技术公布日：2022/3/8