一种燃烧稳定性鉴定试验用扰动装置的制作方法

本实用新型涉及一种燃烧稳定性鉴定试验用扰动装置，尤其涉及一种适用于低温液体火箭发动机的燃烧稳定性鉴定试验用扰动装置，属于火箭发动机燃烧技术领域。

背景技术：

液体火箭发动机不稳定燃烧的发生具有很大的随机性，一般的发动机试车，即使多次不出现燃烧不稳定，也不能确定其动态稳定性满足要求。例如某四氧化二氮/混肼-50发动机在1800次试车中出现了9次高频不稳定燃烧，不稳定的概率为0.5％，这种发动机的稳定性水平是不能满足使用要求的。动态燃烧稳定性鉴定试验是一种可以用尽可能少的试验次数确定发动机燃烧稳定性裕度和边界的有效方法。其中的关键技术之一就是扰动方法。

目前的动态燃烧稳定性鉴定常用的人为扰动方法有：非定向爆炸弹干扰、定向脉冲枪干扰和定向气流干扰。各种扰动方法均存在很多不足：(1)非定向爆炸弹方法，爆炸弹的方位可能影响燃烧敏感性，壳体的非均匀性加热或烧蚀可能引入方向性效应。大多数传统的结构设计易于受热而引起爆炸，碎片可能对发动机造成破坏。(2)定向脉冲枪方法，局限于在室壁上应用，难于用到再生冷却发动机上。脉冲枪入口与燃烧室有声学上的相互作用，并影响稳定性。(3)定向气流方法，对压力敏感过程影响很小，需要较大的供应和控制系统。脉冲入口与燃烧室有声学上的相互作用，并影响稳定性。

技术实现要素：

本实用新型解决的技术问题为：克服现有技术不足，提供一种燃烧稳定性鉴定试验用扰动装置，即适用于低温液体火箭发动机的动态燃烧稳定性鉴定的扰动装置，并且能够满足起动、转级和关机不同阶段可靠激发的要求。解决了传统的爆炸弹扰动方式受热易引爆和碎片破坏性问题、脉冲枪扰动方式在再生冷却发动机上的安装问题以及定向气流方法扰动效果不理想的问题。

本实用新型解决的技术方案为：一种燃烧稳定性鉴定试验用扰动装置，包括：连接螺纹(5)、六方螺母(6)、引爆导线(7)、主装药(10)、起爆器(11)、金属内壳体(12)、非金属材料中间层(13)、绝热外壳体(14)；

起爆器(11)包括输入端和输出端；

起爆器(11)和金属内壳体(12)位于非金属材料中间层(13)内，主装药(10)通过灌装填充于金属内壳体(12)内，金属内壳体(12)包括开口端，金属内壳体(12)的开口端与起爆器(11)的输出端采用压焊连接；金属内壳体(12)与非金属材料中间层(13)之间有间隙；非金属材料中间层(13)与起爆器(11)采用螺纹连接，非金属材料中间层(13)安装在绝热外壳体(14)内，且绝热外壳体(14)与非金属材料中间层(13)采用缠绕或高温胶粘接；

连接螺纹(5)的一端与起爆器(11)的输入端连接，连接螺纹(5)为中空圆柱，且连接螺纹(5)的外壁有外螺纹，引爆导线(7)从连接螺纹(5)中穿过，引爆导线(7)一端连接起爆器(11)，引爆导线(7)另一端作为自由端与外部连接，六方螺母(6)套在连接螺纹(5)上，且位于靠近起爆器(11)的一端。

所述金属内壳体(12)为中空圆柱，一端有开口即为开口端，另一端封闭即为封闭端，金属内壳体(12)的开口端与起爆器(11)的输出端采用压焊连接，金属内壳体(12)的封闭端顶住非金属材料中间层(13)的内壁。

所述非金属材料中间层(13)为一端开口的中空圆柱，非金属材料中间层(13)的开口端内壁有内螺纹，起爆器(11)为圆柱体，起爆器(11)的外壁有外螺纹，非金属材料中间层(13)的开口端与起爆器(11)采用螺纹连接。

非金属材料中间层(13)安装在绝热外壳体(14)内，非金属材料中间层(13)和绝热外壳体(14)均为中空圆柱，非金属材料中间层(13)的外壁和绝热外壳体(14)的内壁紧密配合，且绝热外壳体(14)的内壁与非金属材料中间层(13)的外壁采用缠绕或高温胶粘接。

主装药(10)选用黑索今RDX，装药量根据需要激起的压力幅值确定，选取1g～3g。

所述的起爆器(11)采用爆炸桥丝直接引发。

所述的绝热外壳体(14)采用选用低热导率，低烧蚀率的复合材料。

连接螺纹(5)、六方螺母(6)、起爆器(11)为一体化成型件。

所述的一种燃烧稳定性鉴定试验用扰动装置安装在火箭发动机推力室内时，需要喷注器面板(1)、引线弯管(3)、密封垫圈(4)、推力室(8)、低温燃料腔(9)，扰动装置(2)置于推力室(8)内，通过连接螺纹(5)连接于喷注器面板(1)上，同时通过密封垫圈(4)置于连接螺纹(5)与喷注器面板(1)之间实现燃气密封，引爆导线(7)的自由端通过引线弯管(3)穿过推力室低温燃料腔(9)与外部相连，引线弯管(3)穿过低温燃料腔(9)，且引线弯管(3)一端连接喷注器面板(1)上，引线弯管(3)另一端与推力室低温燃料腔(9)固定连通外部。

本实用新型与现有技术相比的优点在于：

(1)本实用新型设计了一种适用于低温液体火箭发动机的动态燃烧稳定性鉴定的扰动装置，采用在喷注器面安装的方式，解决了传统的脉冲枪扰动方式在低温再生冷却发动机推力室身部上不易安装的难题。

(2)本实用新型的扰动装置采用复合材料绝热外壳体设计，可以满足高低温极端工作环境温度的要求，实现在35K～3600K范围内在不同时刻可靠引爆，能够满足起动、转级和关机不同阶段可靠激发的要求。

(3)本实用新型的扰动装置采用复合材料绝热外壳体、非金属中间层和金属内壳体的组合结构，能满足发动机复杂振动环境的要求，在综合振动加速度约200g下结构不破坏；

(4)本实用新型的扰动装置可以通过调整壳体厚度和装药量的匹配，实现不同压力峰-峰值的激发；

(5)本实用新型的扰动装置采用复合材料绝热外壳体、非金属中间层和金属内壳体的组合结构，能够保证爆炸碎片不会对产品铜合金内壁造成破坏。

附图说明

图1的(a)为扰动装置的安装截面示意图；(b)为本实用新型提供的一种适用于低温液体火箭发动机的动态燃烧稳定性鉴定的扰动装置的安装示意图。

图2为本实用新型提供的一种适用于低温液体火箭发动机的动态燃烧稳定性鉴定的扰动装置的结构示意图。

具体实施方式

本实用新型的基本思路为：一种燃烧稳定性鉴定试验用扰动装置，即一种适用于低温液体火箭发动机的动态燃烧稳定性鉴定的扰动装置，采用复合材料绝热外壳体、非金属中间层和金属内壳体的组合结构。既可以满足高低温极端工作环境温度的要求，实现在35K～3600K范围内可靠引爆。其中扰动装置在引爆之前先要经受3s低温低压环境(35K，0.5MPa)，之后要经受5s高温环境(3600K，10MPa)，最长工作时间约10s。还能满足振动环境的要求，在综合振动加速度约200g下结构不破坏；同时保证爆炸碎片不会对试验件铜合金内壁造成破坏。

下面结合附图和具体实施例对本实用新型做进一步详细描述，

图1(a)、(b)中：1.喷注器面板；2.扰动装置；3.引线弯管；4.密封垫圈；5.连接螺纹；6.六方螺母；7.引爆导线；8.推力室；9.低温燃料腔。

图2中：10.主装药；11.起爆器；12.金属内壳体；13.非金属材料中间层；14.绝热外壳体；

一种燃烧稳定性鉴定试验用扰动装置(2)包括：连接螺纹(5)、六方螺母(6)、引爆导线(7)、主装药(10)、起爆器(11)、金属内壳体(12)、非金属材料中间层(13)和绝热外壳体(14)。

起爆器(11)包括输入端和输出端；起爆器(11)和金属内壳体(12)位于非金属材料中间层(13)内，主装药(10)通过灌装填充于金属内壳体(12)内，金属内壳体(12)包括开口端，金属内壳体(12)的开口端与起爆器(11)的输出端采用压焊连接；金属内壳体(12)与非金属材料中间层(13)之间有间隙；非金属材料中间层(13)与起爆器(11)采用螺纹连接，非金属材料中间层(13)安装在绝热外壳体(14)内，且绝热外壳体(14)与非金属材料中间层(13)采用缠绕或高温胶粘接。

为了实现扰动装置(2)在喷注器面板(1)的可靠密封安装，在扰动装置一端设计有连接螺纹(5)，通过连接螺纹(5)加密封垫圈(4)的连接方式实现了扰动装置(2)在喷注器面板(1)上安装的方式，解决了传统的脉冲枪扰动方式在低温再生冷却发动机推力室身部上不易安装的难题；连接螺纹(5)的一端与起爆器(11)的输入端连接，连接螺纹(5)为中空圆柱，且连接螺纹(5)的外壁有外螺纹，引爆导线(7)从连接螺纹(5)中穿过，引爆导线(7)一端连接起爆器(11)，引爆导线(7)另一端作为自由端与外部连接；为了安装方便，扰动装置(2)一端设计有六方螺母(6)，六方螺母(6)套在连接螺纹(5)上，且位于靠近起爆器(11)的一端，连接螺纹(5)、六方螺母(6)、起爆器(11)为一体化成型件。

为了保证扰动装置(2)能满足发动机复杂振动环境的要求，在综合振动加速度约200g下结构不破坏，同时能够保证爆炸碎片不会对产品铜合金内壁造成破坏，本实用新型的扰动装置(2)采用了复合材料绝热外壳体(14)、非金属中间层(13)和金属内壳体(12)的组合结构。其中金属内壳体(12)为中空圆柱，一端有开口即为开口端，另一端封闭即为封闭端，金属内壳体(12)的开口端与起爆器(11)的输出端采用压焊连接，金属内壳体(12)的封闭端顶住非金属材料中间层(13)的内壁。非金属材料中间层(13)为一端开口的中空圆柱，非金属材料中间层(13)的开口端内壁有内螺纹，起爆器(11)为圆柱体，起爆器(11)的外壁有外螺纹，非金属材料中间层(13)的开口端与起爆器(11)采用螺纹连接。非金属材料中间层(13)安装在绝热外壳体(14)内，非金属材料中间层(13)和绝热外壳体(14)均为中空圆柱，非金属材料中间层(13)的外壁和绝热外壳体(14)的内壁紧密配合，且绝热外壳体(14)的内壁与非金属材料中间层(13)的外壁采用缠绕或高温胶粘接。本实用新型采用的复合材料绝热外壳体(14)设计，可以满足高低温极端工作环境温度的要求，实现在35K～3600K范围内在不同时刻可靠引爆，能够满足起动、转级和关机不同阶段可靠激发的要求。壳体厚度的选择要综合考虑结构强度、烧蚀率以及与装药量的匹配等因素，并通过试验测定。

扰动装置(2)的主装药(10)一般选用黑索今RDX，其能量密度较高，相应可以使得结构尺寸较小，从而满足液体火箭发动机较小安装空间的使用要求。装药量根据需要激起的压力幅值确定，一般选取1g～3g。具体精确装药量可以通过调整壳体厚度和装药量的匹配试验，实现不同压力峰-峰值的激发。

如图1(a)、(b)所示，扰动装置(2)安装于推力室(8)内，通过连接螺纹(5)连接于喷注器面板(1)上，同时通过密封垫圈(4)置于连接螺纹(5)与喷注器面板(1)之间实现燃气密封，引爆导线(7)的自由端通过引线弯管(3)穿过推力室低温燃料腔(9)与外部相连，引线弯管(3)穿过低温燃料腔(9)，且引线弯管(3)一端连接喷注器面板(1)上，引线弯管(3)另一端与推力室低温燃料腔(9)固定连通外部。

扰动装置(2)需要通过一系列环境适应性试验测试后才能正式使用。研制初期需要进行不同装药量(至少5组)和壳体厚度(至少5组)的冷态匹配试验，同时测量冷试时初始冲击波压力幅值是否满足燃烧室压力单峰值(过压)要求，优化装药量和壳体厚度匹配。优选后的方案需要进一步通过烧蚀试验(参照GJB323A-1996烧蚀材料烧蚀试验方法)考核扰动装置(2)的热防护性能，保证扰动装置(2)在高温环境下安全引爆；对于用于低温推进剂火箭发动机的扰动装置(2)，同时还要求通过低温试验(-196℃)考核扰动装置(2)壳体材料的低温适应性，保证扰动装置(2)在低温环境下安全引爆。最终扰动装置(2)产品交付前需要通过振动试验、液压、气密试验考核扰动装置(2)对振动环境的适应性以及连接设计结构在常温和低温下(-196℃)的密封性。