[发明专利]模拟等压多通道火箭发动机内两相流烧蚀环境的试验装置

说明书

本发明公开了一种模拟等压多通道火箭发动机内两相流烧蚀环境的试验装置，包括一燃气发生器，用于提供固体推进剂的燃烧空间；一收敛段，其一端与所述燃气发生器连通，其另一端连接有两个或两个以上的出口管；试验段，可拆卸连接于所述收敛段的出口管上，数量与所述出口管数量相等；喷管，可拆卸连接于所述试验段的出口端，数量与所述喷管数量相等。解决了现有试验过程中很难实现完全等压强的多次实验，多次实验过程中压强的偏差很可能带来实验数据不准确的问题。

【技术领域】

本发明属于航天科学技术领域，具体涉及一种模拟等压多通道火箭发动机内两相流烧蚀环境的试验装置。

【背景技术】

随着固体火箭推进技术的发展，高比冲和高性能的推进剂已经被广泛应用。目前，只有小部分固体火箭发动机仍旧使用双基或改性双基推进剂，添加铝粉的复合推进剂仍是发动机的主要能源，其产生的高能燃气中含有大量的凝相颗粒，所以使用含铝推进剂的固体火箭发动机在工作时，内部是典型的两相流状态。

飞行器在飞行过程中，发动机机体内部会产生很高的过载，高温两相流会向发动机绝热层处聚集，对发动机壁面及绝热层会产生严重的烧蚀作用。而高温两相流对发动机壁面的冲刷作用，冲刷作用对绝热层的热力侵蚀与机械剥蚀作用会对发动机内壁面带来非常大的负担，而目前发动机中潜入式喷管的使用，使得发动机背壁面很容易产生以三氧化二铝颗粒为主的熔渣沉积，熔渣的沉积会使发动机内壁面的传热过程更加复杂，也会起到强化传热的作用。

在研究过程中，需要大量的实验数据来总结火箭发动机内复杂烧蚀环境的经验规律。而影响发动机工作的因素有很多，如喷管喉径、推进剂燃速、燃面面积等多方面的因素，就发动机内部压强这一项而言，试验过程中就很难实现完全等压强的多次实验，多次实验过程中压强的偏差很可能带来实验数据的不准确性。

【发明内容】

本发明的目的是提供一种模拟等压多通道火箭发动机内两相流烧蚀环境的试验装置，以解决现有试验过程中很难实现完全等压强的多次实验，多次实验过程中压强的偏差很可能带来实验数据不准确的问题。

本发明采用以下技术方案：模拟等压多通道火箭发动机内两相流烧蚀环境的试验装置，包括：

一燃气发生器，用于提供固体推进剂的燃烧空间；

一收敛段，其一端与所述燃气发生器连通，其另一端连接有两个或两个以上的出口管；

试验段，可拆卸连接于所述收敛段的出口管上，数量与所述出口管数量相等；

喷管，可拆卸连接于所述试验段的出口端，数量与所述喷管数量相等。

进一步的，试验段的轴线夹角为0°～60°。

进一步的，试验段的轴线夹角为0°、30°、45°或60°。

本发明采用的第二种技术方案是，模拟等压多通道火箭发动机内两相流烧蚀环境的试验装置的使用方法，包括以下步骤：

步骤1、通过点火器将点火药包产生的热量引燃推进剂药柱，从而产生富含凝相粒子的高温燃气，流经收敛段的各个出口管后被加速；

步骤2、高温燃气经过每个试验段末端的调节环凝聚，产生高温、高压、高浓度的粒子流并冲刷在绝热试件上，粒子流再经过折射，最后通过喷管排出；试验结束后，试验段腔体内部形成了粒子沉积，模拟出了固体火箭发动机高过载的工作状态。

进一步的，测量实验前后绝热层试件的各种参数，对比分析得出绝热层材料的各种性能，分析其在发动机两相流冲刷状态下的烧蚀机理；

其中，参数包括重量、厚度、形貌状态和线烧蚀率。

本发明的有益效果是：提供一种通过简单的替换实验部件，就可实现对固体火箭发动机中等压环境中各种不同工况条件的烧蚀情况的研究。