[發明專利]一種用于變推力火箭發動機的發動機推力室性能測試裝置

有效

• 申請號: 201910703258.0
• 申請日: 2019-07-31
• 公開（公告）號: CN110259607B
• 公開（公告）日: 2021-11-16
• 發明（設計）人: 徐亞麗
• 申請（專利權）人: 西安航天動力研究所
• 主分類號: F02K9/96
• 分類號: F02K9/96
• 代理公司: 西安智邦專利商標代理有限公司 61211
• 代理人: 王少文

本發明涉及一種火箭發動機的性能測試裝置，具體涉及一種用于變推力火箭發動機的發動機推力室性能測試裝置；解決了現有火箭發動機推力室性能測試裝置無法做帶反壓的液流性能試驗的技術問題。一種用于變推力火箭發動機的發動機推力室性能測試裝置，其特殊之處在于：包括防頂組件、喉部支撐組件、底部支撐組件、臺架和長條形壓板；臺架包括上部框架、下部框架和支撐在上部框架和下部框架之間的立柱；防頂組件將被測發動機推力室連接在上部框架上；長條形壓板連接在上部框架上，并將被測發動機推力室壓緊在上部框架上；喉部支撐組件支撐在發動機推力室的擴張段內；喉部支撐組件的底部設置底部支撐組件；底部支撐組件固連在下部框架上。

技術領域

本發明涉及一種火箭發動機的性能測試裝置，具體涉及一種用于變推力火箭發動機的發動機推力室性能測試裝置。

背景技術

變推力火箭發動機在研制過程中需要進行多項液試，以得到其性能參數并驗證產品設計是否滿足技術要求。其中，發動機推力室液試需進行壓降匹配調試和穩定性試驗和反壓試壓。

參照圖1，發動機推力室1包括由上至下依次串接的噴注器101、身部102。噴注器101下部設有連接法蘭105。

身部102包括身部圓柱段103、收斂段106(喉部以上部位)、喉部107(身部直徑最小處)和擴張段108(喉部以下部位)。身部102的內表面涂層為極薄的耐高溫抗氧化層，該氧化層不允許被劃傷，喉部107是發動機工作時溫度最高處，也是發動機推力室1的關鍵部位。由于身部其余部位太薄易變形，而喉部壁厚最厚，因此喉部107是發動機推力室試驗時出口形成反壓腔收口的最佳部位。

現有的火箭發動機推力室性能測試裝置只是簡單的將發動機推力室1的各路出、入口、壓力測點與試驗系統連接即可，無法做帶反壓的液流性能試驗。

發明內容

為了解決現有火箭發動機推力室性能測試裝置無法做帶反壓的液流性能試驗的技術問題，本發明提供了一種用于變推力火箭發動機的發動機推力室性能測試裝置。

本發明的技術解決方案是：

一種用于變推力火箭發動機的發動機推力室性能測試裝置，其特殊之處在于：

包括防頂組件、喉部支撐組件、底部支撐組件、臺架和長條形壓板；

所述臺架包括上部框架、下部框架和支撐在上部框架和下部框架之間的立柱；

防頂組件將被測發動機推力室連接在所述上部框架上；所述長條形壓板連接在所述上部框架上，并將被測發動機推力室壓緊在所述上部框架上；

喉部支撐組件支撐在發動機推力室的擴張段內；喉部支撐組件的底部設置底部支撐組件；底部支撐組件固連在所述下部框架上；

所述喉部支撐組件包括橡膠頭套、橡膠保護套、芯體和套裝在所述橡膠頭套上的支撐環；所述芯體包括圓柱狀頭部和圓臺狀本體；所述圓柱狀頭部上套裝橡膠頭套；所述圓臺狀本體上套裝橡膠保護套；所述橡膠頭套、支撐環和擴張段之間設置第一密封件；所述支撐環、橡膠保護套和橡膠頭套之間設置第二密封件；

所述喉部支撐組件的中心沿軸向設置貫通橡膠頭套和芯體的通孔；

所述底部支撐組件包括支撐管和分別設置在支撐管兩端的頂蓋和底座；所述頂蓋和底座的中心均沿軸向設置通孔；所述頂蓋固連在所述芯體的底部；所述底座固連在所述下部框架上；支撐管的內部依次套裝出水管和引壓管；所述出水管的上端與頂蓋固連，出水管的下端穿過底座后伸出下部框架；所述引壓管的上端穿過所述頂蓋和所述喉部支撐組件后伸入發動機推力室內。

進一步地，所述長條形壓板的數量為兩個；兩個所述長條形壓板分別位于發動機推力室的左右兩側，且均通過壓緊防頂組件將發動機推力室壓緊在所述上部框架上。