固体发动机高压强冷气快速冲击加载试验系统及方法与流程

本发明主要涉及固体发动机结构完整性试验技术，尤其涉及一种固体发动机高压强冷气快速冲击加载试验系统及方法。

背景技术：

固体火箭发动机（以下简称固体发动机）是固体导弹飞行的动力装置，其结构完整性决定着导弹发射任务的成败。大量科学实践表明，固体发动机在点火试车和发射期间最易因结构完整性而发生事故。早在1972年，美国NASA《空间飞行器设计规范》指出：引起固体火箭发动机热试车或发射失败的主要原因是药柱结构完整性破坏。因此，点火增压过程固体发动机结构完整性分析及其试验研究一直是固体发动机研制和使用部门的一个重要课题。

目前点火增压过程的固体发动机结构完整性分析主要依赖数值仿真分析，但数值仿真分析结果的正确性和精度还必须通过试验进行验证、完善。而固体发动机点火增压过程是一个极其复杂的物理化学过程，在几十至几百毫秒内，燃烧室气体压力由零或一个大气压迅速增至100多个大气压。在这高温、高压以及高应变率的极端恶劣的环境下，几乎无法通过试验测量药柱点火增压过程的力学响应，因此，无法通过真实固体发动机的点火试验来验证发动机结构完整性数值仿真结果的正确性。

为此，研究人员拟建立试验系统模拟固体发动机的点火增压过程。国内国防科技大学、西北工业大学、海军航空工程学院等都开展过相关的研究工作，研制过一些简易的冷增压试验设备，来对固体发动机进行快速建压，并实时测试固体发动机药柱内表面的应变响应。但这些试验设备增压能力低（小于10MPa）、响应时间慢（响应时间超过100ms）、适用的发动机容积小（小于10L），无法满足新一代高压强（10MPa以上）、快响应（增压时间小于100ms）、大容积战术导弹发动机的试验需求，因此，亟需发明一种高压强快响应的冷气建压试验系统，来模拟固体发动机的真实点火增压过程。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是克服现有技术的不足，提供一种高压强、快响应、大容积、结构简单、操作便捷、安全性高、成本低廉的固体发动机高压强冷气快速冲击加载试验系统及方法。

为解决上述技术问题，本发明采用以下技术方案：

一种固体发动机高压强冷气快速冲击加载试验系统，包括气源单元、输气单元、试验单元和测控单元，所述气源单元、输气单元和试验单元三者之间设有连接管道，所述测控单元与所述气源单元、输气单元以及试验单元之间设有测控电缆。

作为上述技术方案的进一步改进：

所述气源单元包括空气压缩机、输入管道、高压气罐和截止阀，所述空气压缩机通过输入管道与高压气罐连通，所述截止阀设置在输入管道上，所述高压气罐通过连接管道和测控电缆分别与输气单元以及测控单元连接。

所述高压气罐上设有第一放气泄压管道，所述第一放气泄压管道上装设有第一电磁阀，所述第一电磁阀通过测控电缆与测控单元连接。

所述输入管道上于空气压缩机和截止阀之间装设有干燥过滤器。

所述输气单元包括球阀、常开电磁阀和常闭电磁阀，所述球阀、常开电磁阀和常闭电磁阀依次装设在气源单元和试验单元之间的连接管道上，所述球阀靠近高压气罐，所述常开电磁阀和常闭电磁阀通过测控电缆与测控单元连接。

所述球阀、常开电磁阀、常闭电磁阀以及试验单元之间的连接管道上均装设有第二放气泄压管道，各第二放气泄压管道上均装设有第二电磁阀，各所述第二电磁阀通过测控电缆与测控单元连接。

所述试验单元包括模拟发动机、第三放气泄压管道和第三电磁阀，所述模拟发动机通过连接管道与输气单元连接，所述第三放气泄压管道装设在模拟发动机上，所述第三电磁阀装设在第三放气泄压管道上并通过测控电缆与测控单元连接。

所述测控单元包括计算机组件和压力传感器，所述测控电缆包括信号采集线和控制线，所述计算机组件通过控制线分别与第一电磁阀、第二电磁阀、第三电磁阀、常开电磁阀以及常闭电磁阀连接，所述压力传感器分装在第一放气泄压管道和第三放气泄压管道上，所述计算机组件通过信号采集线分别与两个所述压力传感器连接。

一种固体发动机高压强冷气快速冲击加载试验方法，用上述的固体发动机高压强冷气快速冲击加载试验系统进行，包括以下步骤：

S1：气源充气：启动气源单元，使气源单元充气蓄压至试验所需的条件；

S2：快速冲击：通过测控单元快速启动输气单元，使高压强冷气充入试验单元，同时测控单元采集气压随时间的变化信号；

S3：冲击完成：试验单元内的气压达到目标值时，通过测控单元快速关闭输气单元，完成快速冲击加载试验；

S4：放气泄压：通过测控单元完成气源单元、输气单元和试验单元的放气泄压。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

1、本发明的固体发动机高压强冷气快速冲击加载试验系统，采用高压强的冷气体作为试验介质快速充入试验单元，逼真地模拟了固体发动机点火发射时内腔的增压过程，提供了良好的固体发动机结构完整性试验研究条件；

2、本发明的固体发动机高压强冷气快速冲击加载试验系统，其承压能力强，增压速率快，增压容积大，模拟发动机型号适用面广，即可在100ms内完成内腔容积小于100L、工作压强小于20MPa固体发动机冲击加载试验系统；

3、本发明的试验方法，利用固体发动机高压强冷气快速冲击加载试验系统实现高速增压，操作便捷、安全性高，能根据试验条件的不同调整工况，满足不同型号固体发动机结构完整性的试验需求。

附图说明

图1是本发明固体发动机高压强冷气快速冲击加载试验系统的原理图。

图2是本发明固体发动机高压强冷气快速冲击加载试验系统的结构示意图。

图3是本发明固体发动机高压强冷气快速冲击加载试验方法的流程图。

图中各标号表示：

1、气源单元；11、空气压缩机；12、输入管道；13、高压气罐；14、截止阀；15、第一放气泄压管道；16、第一电磁阀；17、干燥过滤器；2、输气单元；21、球阀；22、常开电磁阀；23、常闭电磁阀；24、第二放气泄压管道；25、第二电磁阀；3、试验单元；31、模拟发动机；32、第三放气泄压管道；33、第三电磁阀；4、测控单元；41、计算机组件；42、压力传感器；5、连接管道；6、测控电缆；61、信号采集线；62、控制线。

具体实施方式

以下将结合说明书附图和具体实施例对本发明做进一步详细说明。

如图1和图2所示，本发明固体发动机高压强冷气快速冲击加载试验系统的一种实施例，包括气源单元1、输气单元2、试验单元3和测控单元4，气源单元1、输气单元2和试验单元3三者之间设有连接管道5，测控单元4与气源单元1、输气单元2以及试验单元3之间设有测控电缆6。本发明以气体为介质进行冲击加载试验，模拟固体发动机的点火增压过程，用于研究固体发动机的结构完整性。试验时，冷气先在气源单元1升压（最高为35MPa），再经输气单元2到达试验单元3，整个过程由测控单元4通过测控电缆6对各环节进行控制，输气单元2负责高压冷气的单向输送；试验单元3接受高压冷气的快速冲击，并将力学特性体现；测控单元4监测气源单元1和试验单元3的压力信号，并将信号反馈到输气单元2进行输气控制。本发明的试验系统，采用高压强的冷气体作为试验介质快速充入试验单元3，逼真地模拟了固体发动机点火发射时内腔的增压过程，提供了良好的固体发动机结构完整性试验研究条件；本发明的试验系统，其承压能力强，增压速率快，增压容积大；本发明的试验系统，其结构简单、操作便捷、安全性高，根据试验需要气压可调范围宽、模拟发动机型号适用面广，且比真实试验成本低。

本实施例中，气源单元1包括空气压缩机11、输入管道12、高压气罐13和截止阀14，空气压缩机11通过输入管道12与高压气罐13连通，截止阀14设置在输入管道12上，高压气罐13通过连接管道5和测控电缆6分别与输气单元2以及测控单元4连接。该结构中，高压气罐13耐压35MPa，对应增压能力可达20MPa；增压容积大，可支持内腔容积100L以内固体发动机的冷增压试验，截止阀14则保证了高压气罐13的充气蓄压效果。

本实施例中，高压气罐13上设有第一放气泄压管道15，第一放气泄压管道15上装设有第一电磁阀16，第一电磁阀16通过测控电缆6与测控单元4连接。该结构中，根据空气压缩机11和电磁阀1实现气压可调，有效保证了高压强冷气快速冲击的试验条件可调以及试验工况的可扩充性，同时也便于试验后的放气泄压。

本实施例中，输入管道12上于空气压缩机11和截止阀14之间装设有干燥过滤器17。该干燥过滤器17可对空气压缩机11输入的空气进行干燥和过滤，以保证进入高压气罐13气体的质量，提高了试验的可靠性。

本实施例中，输气单元2包括球阀21、常开电磁阀22和常闭电磁阀23，球阀21、常开电磁阀22和常闭电磁阀23依次装设在气源单元1和试验单元3之间的连接管道5上，球阀21靠近高压气罐13，常开电磁阀22和常闭电磁阀23通过测控电缆6与测控单元4连接。该结构中，先将球阀21打开，然后利用测控单元4控制常开电磁阀22和常闭电磁阀23快速打开，以确保对对试验单元3快速冲击，实现了输气控制的远程自动化，使试验操作便捷；多个阀门组合保证了试验安全性和控制可靠性。

本实施例中，球阀21、常开电磁阀22、常闭电磁阀23以及试验单元3之间的连接管道5上均装设有第二放气泄压管道24，各第二放气泄压管道24上均装设有第二电磁阀25，各第二电磁阀25通过测控电缆6与测控单元4连接。该三组第二放气泄压管道24和第二电磁阀25通过测控单元4控制，可实现输气单元2的放气泄压，进一步保证了试验安全性和控制可靠性。

本实施例中，试验单元3包括模拟发动机31、第三放气泄压管道32和第三电磁阀33，模拟发动机31通过连接管道5与输气单元2连接，第三放气泄压管道32装设在模拟发动机31上，第三电磁阀33装设在第三放气泄压管道32上并通过测控电缆6与测控单元4连接。该结构中，通过测控单元4控制第三电磁阀33的启闭，以实现对模拟发动机31的放气泄压，进一步保证了试验安全性和控制可靠性。

本实施例中，测控单元4包括计算机组件41和压力传感器42，测控电缆6包括信号采集线61和控制线62，计算机组件41通过控制线62分别与第一电磁阀16、第二电磁阀25、第三电磁阀33、常开电磁阀22以及常闭电磁阀23连接，压力传感器42分装在第一放气泄压管道15和第三放气泄压管道32上，计算机组件41通过信号采集线61分别与两个压力传感器42连接。该结构中，计算机组件41通过信号采集线61采集两个压力传感器42的压力信号，然后将信号通过控制线62反馈至与第一电磁阀16、第二电磁阀25、第三电磁阀33、常开电磁阀22以及常闭电磁阀23，从而实现对三个单元放气泄压的远程自动化控制以及对输气单元2快速输气的远程自动化控制。

如图3所示，本发明固体发动机高压强冷气快速冲击加载试验方法的实施例，用上述的固体发动机高压强冷气快速冲击加载试验系统进行，包括以下步骤：

S1：气源充气：启动气源单元1，使气源单元1充气蓄压至试验所需条件；

S2：快速冲击：通过测控单元4快速启动输气单元2，使高压强冷气充入试验单元3，同时测控单元4采集气压随时间的变化信号；

S3：冲击完成：试验单元3内的气压达到目标值时，通过测控单元4快速关闭输气单元2，完成快速冲击加载试验；

S4：放气泄压：通过测控单元4完成气源单元1、输气单元2和试验单元3的放气泄压。

结合试验系统采用该方法实现高速增压，操作便捷、安全性高，能根据试验条件的不同调整工况，满足不同型号固体发动机结构完整性的试验需求，且比固体发动机点火真实试验成本低。

虽然本发明已以较佳实施例揭示如上，然而并非用以限定本发明。任何熟悉本领域的技术人员，在不脱离本发明技术方案范围的情况下，都可利用上述揭示的技术内容对本发明技术方案做出许多可能的变动和修饰，或修改为等同变化的等效实施例。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明技术实质对以上实施例所做的任何简单修改、等同变化及修饰，均应落在本发明技术方案保护的范围内。