[發明專利]一種固體火箭發動機實驗臺及應力測試方法

在審

• 申請號: 202011268544.8
• 申請日: 2020-11-13
• 公開（公告）號: CN112485012A
• 公開（公告）日: 2021-03-12
• 發明（設計）人: 羅忠;楊洪朋;康昊;武生茂
• 申請（專利權）人: 東北大學
• 主分類號: G01M15/14
• 分類號: G01M15/14;G01M15/02;G01M9/00;G01M9/06
• 代理公司: 大連理工大學專利中心 21200
• 代理人: 陳玲玉

本發明提供了一種固體火箭發動機實驗臺及應力測試方法，涉及固體火箭發動機技術領域，包括風洞、第一支撐、燃燒室、第一螺栓、第二螺栓、前端尾噴管、第二螺栓、第三螺栓、后端尾噴管、支撐環、第二支撐、底座、加強筋和第三支撐。本發明提供了一種簡化機構來模擬固體火箭發動機的試驗條件，對噴管結構在工作過程中的應力狀態進行試驗研究，進而更好地優化固體火箭發動機的噴管設計，將尾噴管分為前端尾噴管和后端尾噴管有利于試驗測試和更換拆卸。

技術領域

本發明屬于固體火箭發動機技術領域，尤其涉及一種固體火箭發動機實驗臺及應力測試方法。

背景技術

固體火箭發動機由藥柱、燃燒室、噴管組件和點火裝置等組成。其中固體推進劑配方及成型工藝、噴管設計及采用材料與制造工藝、殼體材料及制造工藝是最為關鍵的環節，直接影響固體發動機的性能。固體推進劑配方各種組分的混合物可以用壓伸成型工藝預制成藥柱再裝填到殼體內，也可以直接在殼體內進行貼壁澆鑄。殼體直接用作燃燒室。噴管用于超音速排出燃氣，產生推力。作為衛星發射、戰略武器等的重要載體，固體火箭發動機在國民經濟政治生活中扮演著重要的作用，因而其安全性和各種設計指標被格外重視，尤其是其工作過程中尾噴管的應力狀態是重要的設計參數。

現有技術中，往往在專業的科研院所才有復雜的試驗條件來對固體火箭發動機進行測試，而對于高校這種學術機構則因試驗條件不足而不利于相應的科學研究，缺乏特定的簡化結構來模擬固體火箭發動機的試驗條件，現有固體火箭發動機的尾噴管為一體結構，工作完成后尾噴管內表面尾端在燃燒火焰的燒蝕下即會損失一部分材料，從而無法繼續使用，如果采用一體式尾噴管結構進行應力應變試驗則每次試驗后都需要更換整個尾噴管，成本太過高昂，故而本發明提出了一種固體火箭發動機實驗臺及應力測試方法。

發明內容

為克服現有技術中存在的問題，本發明提供了一種固體火箭發動機實驗臺及應力測試方法。

為實現上述目的，本發明提供如下技術方案：一種固體火箭發動機實驗臺，包括風洞、第一支撐、燃燒室、第一螺栓、第二螺栓、前端尾噴管、第二螺栓、第三螺栓、后端尾噴管、支撐環、第二支撐、底座、加強筋和第三支撐，所述第一支撐與燃燒室一端通過第一螺栓相連，且第一支撐開設有與燃燒室同軸等內徑的孔，所述燃燒室另一端通過第二螺栓與前端尾噴管連接，所述前端尾噴管通過第三螺栓與后端尾噴管連接。所述后端尾噴管外壁通過支撐環定位，且支撐環固定于第二支撐之上，所述前端尾噴管與后端尾噴管貼合面均為45°緊密貼合，所述前端尾噴管與后端尾噴管長度一致，所述前端尾噴管內表面呈45°等腰三角形結構，所述后端尾噴管內表面圓弧與前端尾噴管45°線方向相切。

優選的，所述第一支撐底部兩側設有加強筋。

優選的，所述燃燒室前側同軸設有風洞，且風洞通過第三支撐固定。

優選的，所述第一支撐、第二支撐和第三支撐均固定焊接于底座頂部。

優選的，所述應力測試方法包括以下幾個步驟：

S1、將應變片貼于后端尾噴管的外壁上；

S2、啟動風洞，對燃燒室、前端尾噴管和后端尾噴管進行氣動力加載；

S3、獲取應變片的試驗數據，針對后端尾噴管的應變片數據進行處理分析， 50mm等間距更換不同測點獲取相同加載下的應變片數據；改變加載形式后繼續在不同測點進行相同測試；

S4、重復以上步驟，多獲取幾組試驗參數，分析數據得出結論。

與現有技術相比，本發明的有益效果是：

本發明提供了一種簡化機構來模擬固體火箭發動機的試驗條件，對噴管結構在工作過程中的應力狀態進行試驗研究，進而更好地優化固體火箭發動機的噴管設計，將尾噴管分為前端尾噴管和后端尾噴管有利于試驗測試和更換拆卸。

附圖說明

圖1是本發明的正面結構示意圖；