本发明涉及固体火箭发动机测压结构，具体涉及一种双脉冲导弹发动机尾部防堵塞测压结构。
背景技术：
测压结构是固体火箭发动机试验过程中性能测试的必要结构，通过测压结构可以实时监测到发动机的工作压力，为发动机的研制提高具体性能数据支撑。
现有双脉冲导弹发动机主要采用直孔型测压结构，即测压孔、测压接口与测压通道沿同轴分布。直孔型测压结构原主要应用于单室单推力或者单室双推力发动机，其用于双脉冲发动机存在的问题主要是：固体发动机的高温工作燃气中夹杂有铝粒子等固体颗粒物，测压过程中固体颗粒物极易沿测压孔进入直孔型测压结构的测压通道，并在双脉冲发动机脉冲间隔时间内燃气温度降低发生沉积进而造成测压通道堵塞，使得双脉冲导弹发动机工作压力测试不完整，不能有效的为发动机研制提供数据支持。
技术实现要素：
为解决直孔型测压孔应用于双脉冲固体发动机所存在的问题，本发明提供一种双脉冲导弹发动机防堵塞测压结构，包括发动机尾部本体、弯折型测压孔与测压接口结构形状。通过弯折型测压孔结构减少随高温燃气进入测压通道的固体颗粒物，使得双脉冲发动机测压过程中测压通道不会因固体颗粒物沉积而发生堵塞，保证发动机尾部压力测试的稳定性和完整性。
本发明的一种双脉冲导弹发动机防堵塞尾部测压孔结构，包括发动机尾部本体、弯折型测压孔与测压接口；所述发动机尾部本体为发动机尾管前段收敛部，其上为弯折型测压孔与测压接口，所述弯折型测压孔由两段通孔构成；所述压接口由连接螺纹与通孔构成，用于连接压力测试设备。
进一步，所述发动机尾部本体由金属壳体和非金属热防护结构复合粘接而成。
进一步，所述弯折型测压孔由两段夹角为120°夹角的通孔构成。
优选的，所述弯折型测压孔的前段通孔与发动机中心轴线呈28°夹角，弯折型测压孔的后段通孔与前段通孔呈120°夹角。
优选的，所述弯折型测压孔的后段通孔与前段通孔的直径均为φ3mm。
进一步，测压接口由M10×1.25连接螺纹与φ8.6mm通孔构成。
本发明由于采用了此结构，与现有技术相比，其优点和有益效果是：通过弯折型测压孔减少了随发动机高温燃气进入测压通道的固体颗粒物，降低了固体颗粒物沉积堵塞测压通道的可能性，提高了发动机压力测试的稳定性。
附图说明
以下通过具体实施方式对本发明的技术方案进行说明。
图1所示为本发明提供的双脉冲导弹发动机防堵塞测压结构的示意图。
图中：1为发动机尾部本体，2为弯折型测压孔，3为测压接口。
具体实施方式
下文中，结合附图和实施例对本发明作进一步阐述。
根据双脉冲固体发动机存在脉冲间隔时间的实际工作特点，尾部测压结构采用弯折型测压结构，其中1为发动机尾部本体，2为弯折型测压孔，3为测压接口。
所述发动机尾部本体1为尾管前段收敛部，根据发动机总体要求设计，由金属壳体和非金属热防护结构复合粘接而成。
考虑到双脉冲发动机存在脉冲间隔时间，间隔时间内因发动机停止工作，测压通道内的残余高温燃气会逐渐降低温度，燃气内夹杂的固体颗粒物会随温度降低发生沉积现象，进而堵塞测压通道，因此，本发明所述测压结构采用弯折型测压孔2。
首先，为减少受高温燃气动压影响而进入测压通道的固体颗粒物，同时结合发动机尾部本体结构1，弯折型测压孔2的前段通孔与发动机中心轴线呈28°夹角；之后为进一步减少进入测压通道的固体颗粒物，弯折型测压孔2的后段通孔与前段通孔呈120°夹角；前、后两段通孔直径均为φ3mm。该两段通孔即构成了弯折型测压孔2.
测压接口3为固体发动机压力测试常用测压转接结构，φ8.6mm通孔用于为密封结构提供密封空间，M10×1.25连接螺纹用于连接固定压力测试设备的测压接口。
采用本发明所述的双脉冲导弹发动机尾部防堵塞测压结构，可以保证双脉冲发动机尾部压力测试的稳定性和完整性，同时一定程度上可以减少发动机燃烧室高温燃气动压对压力测试的影响，提高压力测试的精确度。
该结构已在某φ204mm型号发动机中应用，产品工艺性与可生产性已得到验证，并通过了多次地面试验，压力测试过程稳定，结果数据完整，满足总体要求。