[实用新型]一种大型固体火箭药柱结构完整性试验装置

说明书

本实用新型涉及一种固体火箭发动机结构完整性试验装置，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装置。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装置，利用可控爆破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。

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：利用可控爆破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、可控爆破膜片组、主管路电磁阀、高压气源组件、压力传感器，其中：

可控爆破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爆破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、可控爆破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，设置在所述可控爆破膜片组与所述发动机接头之间，并与所述可控爆破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爆破膜片组之间，并将所述主管路电磁阀与所述可控爆破膜片组固定连接。

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，可控爆破膜片组为金属撕裂型爆破膜片，且可控火工元件安装于近高压气源一侧。