喷管超声速区热烧蚀程度试验装置及热烧蚀评估方法与流程

1.本发明涉及固体火箭发动机测试技术领域，尤其涉及一种喷管超声速区热烧蚀程度试验装置及热烧蚀评估方法。


背景技术：

2.目前，固体火箭发动机由于具备结构简单、成本低廉、维护方便快捷、快速反应能力强等特点，已经成为推进系统的主要动力装置。喷管作为固体火箭发动机中能量转换的重要组成部件，可以把燃气热能和压力势能转换成流动动能。
3.拉瓦尔喷管由收敛段、喉部和扩张段组成，可实现高温燃气由亚声速流至超声速流的连续变化。在固体火箭发动机工作过程中，高温燃气经拉瓦尔喷管高速流出，通过膨胀做功产生推力，并且携带大量凝聚相粒子的高温燃气对喷管的喉部和扩张段造成冲刷。固体火箭发动机处于正常工作工况下，其工作温度为2000~4000k，工作压强为5~20mpa，拉瓦尔喷管内的压强为0.005~0.1mpa，燃烧产物的流速达到3000m/s，拉瓦尔喷管的喉部烧蚀比较严重，烧蚀率一般在0.1mm/s ~ 0.3mm/s，并且拉瓦尔喷管的扩张段为超声速段，扩张段具有不同耐烧蚀材料（例如三维编织碳碳复合材料、碳布缠绕材料、模压高硅氧酚醛复合材料等）的结合部位，拉瓦尔喷管的扩张段局部的烧蚀也相当严重，较大的烧蚀主要是由于凝聚相粒子积聚（al2o3粒子）产生的附加的热、化学和机械作用所致，这种效应的量化和每一种因素的作用程度，主要取决于高温燃气的流速、凝聚相粒子的质量分数、凝聚相粒子的尺寸分布函数、气体流线曲率和扩张段壁面材料的抗烧蚀性。拉瓦尔喷管的扩张段的较大烧蚀会造成局部的剥离、烧穿等，大大降低了发动机喷管结构的可靠性。
4.现有技术中，对拉瓦尔喷管的扩张段的烧蚀研究通常直接采用大型火箭发动机进行点火试验，在发动机点火试验结束后，拆除火箭发动机上的喷管进行测量研究，整个过程耗时较长、成本较高，操作相对复杂。


技术实现要素：

5.本发明提供一种喷管超声速区热烧蚀程度试验装置及热烧蚀评估方法，用以解决当前对火箭发动机的超声速区热烧蚀情况的研究存在操作复杂、成本高和效率低下的问题。
6.本发明提供一种喷管超声速区热烧蚀程度试验装置，包括：发动机壳体、推进剂药柱和喷管组件；所述发动机壳体内形成有燃烧室，所述推进剂药柱设于所述燃烧室内；所述喷管组件包括管壳、喉段衬套和扩张段衬套，所述管壳的第一端和所述发动机壳体的敞口端连接，所述喉段衬套和所述扩张段衬套分别设于所述管壳的内壁面，所述喉段衬套的第一端和所述燃烧室连通，所述喉段衬套的第二端和所述扩张段衬套的入口端连通；所述扩张段衬套的内壁面用于模拟火箭发动机喷管的扩张段型面，所述扩张段衬套的导热系数大于预设值，以使得所述推进剂药柱燃烧产生的凝聚相粒子能够在所述扩张
段衬套的内壁面遇冷沉积。
7.根据本发明提供的一种喷管超声速区热烧蚀程度试验装置，所述扩张段衬套包括多段环形衬套，多段所述环形衬套沿所述喷管组件的轴向依次连接。
8.根据本发明提供的一种喷管超声速区热烧蚀程度试验装置，所述环形衬套包括铜衬套或不锈钢衬套。
9.根据本发明提供的一种喷管超声速区热烧蚀程度试验装置，所述喷管组件还包括挡环；所述挡环设于所述管壳的第二端，并与所述扩张段衬套远离所述喉段衬套的一端抵接。
10.根据本发明提供的一种喷管超声速区热烧蚀程度试验装置，所述挡环包括连接部和止挡部，所述连接部和所述止挡部均呈环状，所述连接部设于所述止挡部朝向所述扩张段衬套的一侧面；所述连接部的内壁面和所述管壳的外壁面通过螺纹结构连接，所述止挡部可抵接于所述扩张段衬套远离所述喉段衬套的一端；和/或，所述挡环的内壁面和所述扩张段衬套的内壁面连接，并沿所述扩张段衬套的出口端对应的内壁面的切线方向延伸。
11.根据本发明提供的一种喷管超声速区热烧蚀程度试验装置，所述喷管组件还包括潜入端衬套；所述管壳具有朝向所述燃烧室设置的潜入面，所述潜入端衬套设于所述潜入面，所述潜入端衬套的一端和所述发动机壳体朝向所述管壳的一端连接，另一端和所述喉段衬套的第一端连接。
12.根据本发明提供的一种喷管超声速区热烧蚀程度试验装置，所述发动机壳体包括外壳体和绝热层；所述绝热层设于所述外壳体的内壁面，所述外壳体和所述管壳可拆卸式连接。
13.本发明还提供一种如上所述的喷管超声速区热烧蚀程度试验装置的热烧蚀评估方法，包括：进行点火试验，记录所述推进剂药柱的工作时间，在点火试验结束后，获取所述扩张段衬套的内壁面沉积的凝聚相粒子；根据所述扩张段衬套的内壁面的表面积、所述凝聚相粒子的质量以及所述工作时间，获取所述扩张段衬套上的沉积粒子密流；根据火箭发动机喷管的扩张段的材料属性参数和所述沉积粒子密流，获取火箭发动机喷管的超声速区的热烧蚀程度。
14.根据本发明提供的一种热烧蚀评估方法，还包括：根据火箭发动机喷管当中待研究区段的位置信息，确定多段所述环形衬套当中与所述位置信息匹配的目标环形衬套；根据所述目标环形衬套的内壁面的表面积、所述目标环形衬套的内壁面沉积的凝聚相粒子的质量以及所述工作时间，获取所述目标环形衬套上的沉积粒子密流；根据火箭发动机喷管的扩张段的材料属性参数和所述目标环形衬套上的沉积粒子密流，获取火箭发动机喷管的所述待研究区段的热烧蚀程度。
15.根据本发明提供的一种热烧蚀评估方法，还包括：采用质量烧蚀率和线烧蚀率当中的至少一者对所述火箭发动机喷管的超声速区的热烧蚀程度进行评估；其中，质量烧蚀率，线烧蚀率；
上式中，表示火箭发动机喷管的扩张段的烧蚀作用特征常数，表示沉积粒子密流，表示火箭发动机喷管的扩张段的材料密度。
16.本发明提供的一种喷管超声速区热烧蚀程度试验装置及热烧蚀评估方法，通过设置发动机壳体、推进剂药柱和喷管组件，可采用与真实的火箭发动机相同的推进剂药柱，通过缩比发动机结构真实模拟火箭发动机的运行工况，保证高温燃气经扩张段衬套的流动状态接近真实状态，以使得扩张段衬套内壁面的烧蚀情况接近真实状态，通过采用冻结法获取扩张段衬套内壁面的凝聚相粒子的沉积量，可结合扩张段衬套的内壁面的表面积和推进剂药柱的工作时间，获取发动机凝聚相粒子在扩张段衬套上的沉积粒子密流，以此来评估火箭发动机喷管的超声速区结构设计的可靠性。
17.由此可见，本发明所示的试验装置可真实地模拟火箭发动机喷管的超声速区的热烧蚀情况，并量化超声速区的热烧蚀程度，不仅结构简单、成本低廉、测试效率高，而且有利于对固体火箭发动机喷管的超声速区的热烧蚀程度进行精确评估。
附图说明
18.为了更清楚地说明本发明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一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图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他的附图。
19.图1是本发明提供的喷管超声速区热烧蚀程度试验装置的结构示意图；图2是本发明提供的喷管超声速区热烧蚀程度试验装置的热烧蚀评估方法的流程示意图。
20.附图标记：1、发动机壳体；2、推进剂药柱；3、喷管组件；100、燃烧室；11、外壳体；12、绝热层；31、管壳；32、喉段衬套；33、扩张段衬套；34、潜入端衬套；35、挡环；331、环形衬套；351、连接部；352、止挡部；101、第一法兰盘；301、第二法兰盘。
具体实施方式
21.为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例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作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
22.下面结合图1-图2描述本发明的喷管超声速区热烧蚀程度试验装置及热烧蚀评估方法。
23.如图1所示，本实施例提供一种喷管超声速区热烧蚀程度试验装置，包括：发动机壳体1、推进剂药柱2和喷管组件3。其中，发动机壳体1相对于真实火箭发动机的壳体按照预设比例缩放设计，推进剂药柱2的配方体系为模拟真实发动机推进剂的配方，以及喷管组件3相对于真实火箭发动机的喷管同样按照预设比例缩放设计，以使得本实施例的试验装置可真实地模拟火箭发动机的运行工况。在进行点火试验时，推进剂药柱2可采用端燃和内孔型面的燃烧方式，推进剂药柱2的工作时间可以为0.5s~1.5s。
24.与此同时，发动机壳体1内形成有燃烧室100，推进剂药柱2设于燃烧室100内；喷管组件3包括管壳31、喉段衬套32和扩张段衬套33，管壳31的第一端和发动机壳体1的敞口端连接，喉段衬套32和扩张段衬套33分别设于管壳31的内壁面，喉段衬套32的第一端和燃烧室100连通，喉段衬套32的第二端和扩张段衬套33的入口端连通。
25.喷管组件3的类型为潜入式喷管，喷管组件3的潜入端模拟火箭发动机的潜入喷管型面，即喷管组件3还包括潜入端衬套34；管壳31具有朝向燃烧室100设置的潜入面，潜入端衬套34设于潜入面，潜入端衬套34的一端和发动机壳体1朝向管壳31的一端连接，另一端和喉段衬套32的第一端连接。
26.喷管组件3的管壳31可采用绝热材料制成，喷管组件3的潜入端衬套34、喉段衬套32和扩张段衬套33均呈环状，潜入端衬套34可采用粘接的方式安装于管壳31的潜入面，喉段衬套32和扩张段衬套33也可采用粘接的方式安装于管壳31的内壁面。
27.进一步地，喉段衬套32用于模拟火箭发动机喷管的喉衬的结构特征，喉段衬套32的材质火箭发动机喷管的喉衬的材质相同。扩张段衬套33的内壁面用于模拟火箭发动机喷管的扩张段型面，扩张段衬套33的导热系数大于预设值，以使得推进剂药柱2燃烧产生的凝聚相粒子能够在扩张段衬套33的内壁面遇冷沉积。
28.由于火箭发动机工作产生的燃气的工作温度可达到2000~4000k，为了便于基于扩张段衬套33内壁面通过冻结法捕捉燃气中的凝聚相粒子，扩张段衬套33的材质具体可选择铜或不锈钢。
29.在试验过程中，凝聚相粒子飞向扩张段衬套33的内壁面时，会在扩张段衬套33的内壁面遇冷沉积；在试验结束后，将沉积在扩张段衬套33的内壁面的沉积物清理干净，称重并做化学分析，可获得凝聚相粒子的质量，将凝聚相粒子的质量依次除以扩张段衬套33的内壁面的表面积和推进剂药柱2的工作时间，可得到凝聚相粒子在扩张段衬套33内壁面的沉积粒子密流。
30.由上可知，本发明通过设置发动机壳体1、推进剂药柱2和喷管组件3，可采用与真实的火箭发动机相同的推进剂药柱2，通过缩比发动机结构真实模拟火箭发动机的运行工况，保证高温燃气经扩张段衬套33的流动状态接近真实状态，以使得扩张段衬套33内壁面的烧蚀情况接近真实状态，通过采用冻结法获取扩张段衬套33内壁面的凝聚相粒子的沉积量，可结合扩张段衬套33的内壁面的表面积和推进剂药柱2的工作时间，获取发动机凝聚相粒子在扩张段衬套33上的沉积粒子密流，以此来评估火箭发动机喷管的超声速区结构设计的可靠性。
31.由此可见，本发明所示的试验装置可真实地模拟火箭发动机喷管的超声速区的热烧蚀情况，并量化超声速区的热烧蚀程度，不仅结构简单、成本低廉、测试效率高，而且有利于对固体火箭发动机喷管的超声速区的热烧蚀程度进行精确评估。
32.在一些实施例中，如图1所示，为了便于根据实际需求确定火箭发动机喷管当中待研究区段的热烧蚀程度，本实施例的扩张段衬套33包括多段环形衬套331，多段环形衬套331沿喷管组件3的轴向依次连接，需确保多段环形衬套331的内壁面共同组成扩张段衬套33的内壁面，以便模拟火箭发动机喷管的扩张段型面。
33.其中，环形衬套331可具体设置四段，每个环形衬套331的轴向长度和厚度可根据试验条件进行适应性地设定，以便对火箭发动机喷管当中感兴趣的待研究区段的热烧蚀情
况进行针对性的研究。
34.在一些示例中，环形衬套331包括铜衬套或不锈钢衬套。可选地，环形衬套331为铜衬套。
35.在一些实施例中，如图1所示，为了进一步实现对扩张段衬套33的固定安装，本实施例的喷管组件3还包括挡环35；挡环35设于管壳31的第二端，并与扩张段衬套33远离喉段衬套32的一端抵接。
36.在一个示例中，本实施例的挡环35包括连接部351和止挡部352，连接部351和止挡部352均呈环状，连接部351设于止挡部352朝向扩张段衬套33的一侧面；连接部351的内壁面和管壳31的外壁面通过螺纹结构连接，止挡部352可抵接于扩张段衬套33远离喉段衬套32的一端。
37.其中，本实施例可在连接部351的内壁面设置内螺纹，在管壳31的外壁面设置外螺纹，从而连接部351的内壁面和管壳31的外壁面便于通过内螺纹和外螺纹实现螺纹连接。
38.如此，在分别将喉段衬套32和扩张段衬套33粘贴于管壳31的内壁面后，基于挡环35的连接部351和管壳31之间的螺纹连接，可控制挡环35逐渐向管壳31的一侧靠近，直至挡环35的止挡部352抵接于扩张段衬套33远离喉段衬套32的一端。
39.在一个示例中，在挡环35安装于管壳31上的情形下，为了防止挡环35的设置影响到高温燃气在超声速区（扩张段衬套33所对应的区域）的流动形态，本实施例可确保挡环35的内壁面和扩张段衬套33的内壁面连接的同时，设置挡环35的内壁面沿扩张段衬套33的出口端对应的内壁面的切线方向延伸，也即止挡部352的内壁面沿扩张段衬套33的出口端对应的内壁面的切线方向延伸设置。
40.基于上述实施例的方案，如图1所示，本实施例的发动机壳体1可模拟真实火箭发动机壳体1的结构特征，包括外壳体11和绝热层12；绝热层12设于外壳体11的内壁面，外壳体11和管壳31可拆卸式连接。
41.其中，本实施例的绝热层12的内壁面、潜入端衬套34朝向发动机壳体1的一侧的壁面以及喉段衬套32的第一端共同围成上述实施例所示的燃烧室100。
42.为了便于实现外壳体11和管壳31之间的可拆卸式连接，确保外壳体11和管壳31之间连接的可靠性，本实施例可在外壳体11朝向管壳31的一端设置第一法兰盘101，在管壳31朝向外壳体11的一端设置第二法兰盘301，通过将第一法兰盘101和第二法兰盘301以螺栓锁紧组件连接为一体，可实现将外壳体11和管壳31组装为一体。
43.如此，在实际应用中，首先，可依次把潜入端衬套34和喉段衬套32与管壳31粘接在一起，再将多段环形衬套331与管壳31粘接在一起，通过挡环35对远离发动机壳体1的一侧的环形衬套331进行固定，以得到喷管组件3；与此同时，可将绝热层12粘接至外壳体11的内壁面，以得到发动机壳体1；然后，将推进剂药柱2填装于发动机壳体1所对应的燃烧室100内；最后，将发动机壳体1和喷管组件3组装为一体，即可得到本实施例所示的试验装置。
44.如图2所示，本实施例还提供一种如上所述的喷管超声速区热烧蚀程度试验装置的热烧蚀评估方法，包括如下步骤：步骤210，进行点火试验，记录推进剂药柱的工作时间，在点火试验结束后，获取扩张段衬套的内壁面沉积的凝聚相粒子。
45.步骤220，根据扩张段衬套的内壁面的表面积、凝聚相粒子的质量以及工作时间，
获取扩张段衬套上的沉积粒子密流。
46.步骤230，根据火箭发动机喷管的扩张段的材料属性参数和沉积粒子密流，获取火箭发动机喷管的超声速区的热烧蚀程度。
47.由上可知，本发明通过设置发动机壳体、推进剂药柱和喷管组件，可采用与真实的火箭发动机相同的推进剂药柱，通过缩比发动机结构真实模拟火箭发动机的运行工况，保证高温燃气经扩张段衬套的流动状态接近真实状态，以使得扩张段衬套内壁面的烧蚀情况接近真实状态，通过采用冻结法获取扩张段衬套内壁面的凝聚相粒子的沉积量，可结合扩张段衬套的内壁面的表面积和推进剂药柱的工作时间，获取发动机凝聚相粒子在扩张段衬套上的沉积粒子密流，再根据火箭发动机喷管的扩张段的材料属性参数和沉积粒子密流，获取火箭发动机喷管的超声速区的热烧蚀程度，以此来评估火箭发动机喷管的超声速区结构设计的可靠性。
48.由此可见，本发明所示的试验装置可真实地模拟火箭发动机喷管的超声速区的热烧蚀情况，并量化超声速区的热烧蚀程度，不仅结构简单、成本低廉、测试效率高，而且有利于对固体火箭发动机喷管的超声速区的热烧蚀程度进行精确评估。
49.在此应指出的是，本实施例可在燃烧室设置点火药盒，通过点火药盒点燃推进剂药柱，以进行点火试验，推进剂药柱被点燃后产生燃气，燃气通过喷管组件喷出；在点火试验结束，等待整套试验装置冷却后，可将扩张段衬套从管壳的内壁面拆除，以获取扩张段衬套的内壁面沉积的凝聚相粒子，为研究火箭发动机喷管的超声速区的热烧蚀程度做准备。
50.进一步地，本实施例所示的热烧蚀评估方法还包括：根据火箭发动机喷管当中待研究区段的位置信息，确定多段所述环形衬套当中与所述位置信息匹配的目标环形衬套。
51.根据目标环形衬套的内壁面的表面积、目标环形衬套的内壁面沉积的凝聚相粒子的质量以及所述工作时间，获取目标环形衬套上的沉积粒子密流。
52.根据火箭发动机喷管的扩张段的材料属性参数和目标环形衬套上的沉积粒子密流，获取火箭发动机喷管的所述待研究区段的热烧蚀程度。
53.其中，火箭发动机喷管的扩张段的材料属性参数包括火箭发动机喷管的扩张段的烧蚀作用特征常数和材料密度。
54.进一步地，本实施例所示的热烧蚀评估方法还包括：采用质量烧蚀率和线烧蚀率当中的至少一者对所述火箭发动机喷管的超声速区的热烧蚀程度进行评估；其中，质量烧蚀率，线烧蚀率；上式中，表示火箭发动机喷管的扩张段的烧蚀作用特征常数，表示沉积粒子密流，表示火箭发动机喷管的扩张段的材料密度。
55.在此应指出的是，在火箭发动机喷管的扩张段的材质为增强模压复合材料时，；在火箭发动机喷管的扩张段的材质为碳-碳复合材料时，。
56.最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和
范围。