一种火箭发动机凝聚相燃烧产物动态沉积试验装置和系统的制作方法

1.本发明属于固体火箭发动机技术领域，涉及火箭发动机凝聚相燃烧产物的沉积特性，具体涉及一种火箭发动机凝聚相燃烧产物动态沉积试验装置和系统。


背景技术：

2.含有金属燃料的复合推进剂的能量高，并且能够有效抑制高/中频震荡燃烧，因此目前作为固体火箭发动机的主要动力能源被广泛采用。但是，含有金属燃料的复合推进剂会在燃烧过程中产生大量的金属化合物凝相颗粒，在燃烧室及喷管中形成高温高压的两相流环境，飞行器在高速飞行过程中，发动机机体内部会产生很高的过载，高温两相流会向发动机绝热层处聚集，对发动机壁面及绝热层会产生严重的烧蚀作用，进而影响发动机的整体性能及使用寿命。
3.此外，由于现代大型的固体火箭发动机喷管通常采用潜入式结构，该结构喷管的很大一部分深入燃烧室或壳体内部，能够有效地缩短发动机长度，从而减少了飞行器的自重，满足对发动机总体设计的要求；另一方面能为飞行器提供推力矢量控制的活动喷管，大多也是潜入式的。喷管的潜入使燃烧室尾部流动变得非常复杂，随着燃面推移和质量加入，流动情况会发生很大变化。含有金属燃料的复合推进剂在燃烧时，所产生的较大固体颗粒无法进入喷管，会沉积在潜入喷管背壁空腔，形成所谓的熔渣沉积层。由于熔渣不能排出，导致推进剂能量受到损失，同时会增加发动机的消极重量；熔渣的沉积还会强化发动机内壁面的传热过程；此外，熔渣沉积处会导致发动机壁面强度下降，甚至造成发动机壳体烧穿，发动机失效等事故。
4.为了避免熔渣沉积对发动机造成的不良影响，需要设计试验以研究推进剂凝聚相燃烧产物的沉积特性。授权公告号为cn105448177b的中国专利公开了一种用于研究火箭发动机内绝热层烧蚀现象的双喷管模拟装置，该装置能够模拟大型固体火箭发动机在喷管背壁凹腔内颗粒相沉积条件下绝热层的烧蚀现象，后期通过测厚仪与电子显微镜等手段，能够得到绝热层质量烧蚀率与观察到炭化层等微观形貌。
5.但是，上述现有现有技术在实际应用时，由于没有设计可视化结构，导致难以实时试验推进剂在高温高压条件下燃烧所产生的凝相产物的沉积与演化过程，同时难以动态实时测量不同演化状态下沉积产物的传热数据。


技术实现要素：

6.针对现有技术存在的不足，本发明的目的在于，提供了一种火箭发动机凝聚相燃烧产物动态沉积试验装置和系统，解决现有技术中的难以实时观察固体推进剂燃烧产物的沉积现象以及实时获取传热数据的技术问题。
7.为了解决上述技术问题，本发明采用如下技术方案予以实现：
8.一种火箭发动机凝聚相燃烧产物动态沉积试验装置，包括主壳体，主壳体的顶端一体化设置有推进剂燃烧器连接法兰，主壳体的底端固定连接有测温组件安装法兰，所述
的主壳体和测温组件安装法兰内的空间为沉积流道。
9.所述的测温组件安装法兰的顶部伸入主壳体内，测温组件安装法兰的顶部内固定设置有绝热套，绝热套内套设有量热体，绝热套和量热体均位于沉积流道的底部；所述的量热体上开设有多个热电偶安装孔，热电偶安装孔内设置有热电偶；测温组件安装法兰的底部与测温仪连接法兰固定连接，测温仪连接法兰内从上到下依次固定设置有测温线固定塞和测温线接头，测温线固定塞内设置有测温线，测温线的一端与多个热电偶均相连接，测温线的另一端穿过测温线接头并伸出测温仪连接法兰的底端外。
10.所述的主壳体的左侧开设有左观察窗口，主壳体的右侧开设有右观察窗口，左观察窗口和右观察窗口相对设置，左观察窗口和右观察窗口均与沉积流道相连通；所述的左观察窗口和右观察窗口处分别设置有一个观察板，观察板安装在主壳体上，观察板的内侧固定连接有防热保护板，防热保护板设置于绝热套上方的主壳体内。
11.本发明还具有如下技术特征：
12.所述的主壳体的前侧一体化设置有安装法兰。
13.所述的多个热电偶安装孔布设于量热体的两侧内，位于同侧的多个热电偶安装孔为等间距设置。
14.所述的左观察窗口和右观察窗口周围的主壳体上开设有多个观察板安装孔，观察板上开设有多个观察板固定孔，多个观察板安装孔和多个观察板固定孔一一对应设置。
15.所述的沉积流道为正方体结构，沉积流道横截面的边长为80mm，沉积流道的高度为165mm。
16.所述的左观察窗口和右观察窗口的尺寸相同；左观察窗口的长度为80mm，宽度为50mm。
17.所述的量热体的材质为石墨。
18.所述的观察板的材质为铝，防热保护板的材质为石墨。
19.所述的测温线固定塞的材质为聚四氟乙烯。
20.本发明还保护一种火箭发动机凝聚相燃烧产物动态沉积试验系统，其该系统包括如上所述的火箭发动机凝聚相燃烧产物动态沉积试验装置。所述的火箭发动机凝聚相燃烧产物动态沉积试验装置固定安装在支架上，支架上还固定安装有推进剂燃烧器，推进剂燃烧器的底端与推进剂燃烧器连接法兰固定连接；所述的支架的旁边设置有升降台，升降台上可移动式安装有x射线发射器，x射线发射器靠近左观察窗口，x射线发射器的光源处正对于左观察窗口；所述的升降台的旁边设置测温仪，测温仪与测温线相连接。
21.本发明与现有技术相比，具有如下技术效果：
22.(ⅰ)本发明的火箭发动机凝聚相燃烧产物动态沉积试验装置，能够用于研究不同发动机装药条件下的凝聚相沉积特性进行研究，通过设置观察窗口结合x射线实时诊断技术，能够观测到多种装药状态下的观察固体推进剂燃烧产物的沉积演化过程。同时采用测温组件，能够克服高温高压环境下，传统测温装置无法长时间服役的困难，达到对沉积热流和热增量实时测量的目的，从而为后期沉积烧蚀机理的研究提供实验手段。
23.(ⅱ)本发明的火箭发动机凝聚相燃烧产物动态沉积试验装置结构简单，安装和使用方便。
附图说明
24.图1为火箭发动机凝聚相燃烧产物动态沉积试验装置的整体结构示意图。
25.图2为火箭发动机凝聚相燃烧产物动态沉积试验装置的剖面图。
26.图3为测温组件的结构示意图。
27.图4为热电偶的布设示意图。
28.图5为观察板的结构示意图。
29.图6为火箭发动机凝聚相燃烧产物动态沉积试验系统的整体结构示意图。
30.图7为采用本发明的试验装置观测到的沉积形貌演化过程图。
31.图8(a)为采用本发明的试验装置在第一次试验中测得的量热体不同深度处的温度响应特性的曲线图。
32.图8(b)为采用本发明的试验装置在第二次试验中测得的量热体不同深度处的温度响应特性的曲线图。
33.图中各标号的含义为：1-主壳体，2-推进剂燃烧器连接法兰，3-测温组件安装法兰，4-沉积流道，5-绝热套，6-量热体，7-热电偶安装孔，8-热电偶，9-测温仪连接法兰，10-测温线固定塞，11-测温线接头，12-测温线，13-左观察窗口，14-右观察窗口，15-观察板，16-防热保护板，17-安装法兰，18-观察板安装孔，19-观察板固定孔，20-支架，21-推进剂燃烧器，22-升降台，23-x射线发射器，24-测温仪，25-安装件。
34.以下结合实施例对本发明的具体内容作进一步详细解释说明。
具体实施方式
35.为了能够动态实时测量不同演化状态下沉积产物的传热数据，本发明基于集总电容式设计思路，通过测量装置内不同深度处的温度响应，利用现有技术中的序列式导热反问题计算方法，计算反演气-液两相作用于热流测量装置表面的热流密度，设计了测温组件，该测温组件包括量热体6、绝热套5、热电偶8和测温线固定塞10。具体的设计思路如下：
36.第一，量热计基体选择：
37.在设计测温组件时，首先面临是的是量热体材质的选择。根据基于集总电容法的设计原理，量热体与测温元件的热扩散系数差别不能太大，如果测温元件的热扩散系数很大，而量热体的很低，测温元件就会对测点附近的传热产生较大的干扰，从而给热流反演计算引入较大误差。此外，量热体的物理化学性质要比较稳定，高温条件下物性参数不能有太大变化，也不能因为热分解或者化学反应产生较大的吸热或者放热。绝热材料属于炭化材料，受热会发生热分解和炭化，热分解吸热会对测温产生很大影响，炭化后的密度、导热系数等参数会发生很大变化，而且炭化后测温元件的接触状态也会发生变化，加上绝热材料的热扩散系数与测温元件差别很大，因此不适合作为量热体。而石墨属于非炭化材料，物理化学性质比较稳定，具有耐高温、抗烧蚀的优点，因此本发明最终采用石墨材质的量热体。
38.第二，量热体周向绝热设计：
39.采用导热反问题计算方法进行热流反演是基于准一维的假，量热体侧壁面的传热会对测量结果带来较大误差。本发明将石墨量热体嵌入到一个整体的三元乙丙橡胶绝热材料中，最大限度的减少了侧向、周向导热带来的影响。
40.第三，热电偶的选取：
41.选择何种测温元件对于整个测温过程来说很关键，从对导热反问题计算原理的分析可以知道，测温的响应速率对于最终的结果有较大影响，因此要求测温元件具有较高的温度响应速率。此外由于固体发动机内，气-液两相冲刷热流密度比较大，而量热体的热扩散系数又比较高，因此越靠近量热体表面的测点温度就会越高，这就要求测温元件要具有较大的量程。因此，本发明采用温度响应特性比较好的细丝型k热电偶作为测温元件，在保障热电偶稳定可靠工作的前提下，尽量减小热电偶测点的尺寸。安装过程中使用耐高温的热缩管包覆以防止热电偶丝间或者与石墨量热体发生短路。
42.第四，测点布设：
43.从导热反问题计算理论上讲，只要在量热体内布置一个测点，就能反演计算出表面热流，但是由导热反问题计算敏感性分析可知，计算结果的准确性对实验测量误差的敏感度较大；同时考虑到由温度测量、热损失和物性参数差异等引出的测量误差，可能会导致最终反演计算得到热流误差非常大，因此通常研究者采用布置多温度测点的设计形式。另外，测点的位置也对测量结果有一定影响，如果测点离表面距离太远，工作时间内温度响应可能很小，因此测点布置应在温度响应不超过热电偶量程条件下，尽可能靠近测温表面。
44.第五，热电偶安装方式
45.热电偶的安装方式也对测量结果有一定影响。如果沿纵向传热方向布置，安装后热电偶测点的纵向位置可能无法精确保证，而且热电偶会带来导热损失，因此本发明采用了横向布置方式，这种布置方式使得热电偶安装孔的孔径可以较小，较小的孔径能够提高传热数据的精准度，同时能够避免由于发动机工作时的震动造成的纵向位置偏差。此外，热电偶是沿接近等温线的方向布置的，能够大大减少导热损失。
46.需要说明的是，本发明中的所有零部件和仪器，在没有特殊说明的情况下，均采用本领域已知的零部件和仪器，例如：推进剂燃烧器21采用现有技术中已知的推进剂燃烧器，该推进剂燃烧器包括前封头顶杆、燃气发生器、点火药包、收敛段和调节环，燃气发生器内设置有推进剂。
47.以下给出本发明的具体实施例，需要说明的是本发明并不局限于以下具体实施例，凡在本技术技术方案基础上做的等同变换均落入本发明的保护范围。
48.实施例1：
49.本实施例给出一种火箭发动机凝聚相燃烧产物动态沉积试验装置，如图1至图3所示，包括主壳体1，主壳体1的顶端一体化设置有推进剂燃烧器连接法兰2，主壳体1的底端固定连接有测温组件安装法兰3，主壳体1和测温组件安装法兰3内的空间为沉积流道4。
50.测温组件安装法兰3的顶部伸入主壳体1内，测温组件安装法兰3的顶部内固定设置有绝热套5，绝热套5内套设有量热体6，绝热套5和量热体6均位于沉积流道4的底部；量热体6上开设有多个热电偶安装孔7，热电偶安装孔7内设置有热电偶8；测温组件安装法兰3的底部与测温仪连接法兰9固定连接，测温仪连接法兰9内从上到下依次固定设置有测温线固定塞10和测温线接头11，测温线固定塞10内设置有测温线12，测温线12的一端与多个热电偶8均相连接，测温线12的另一端穿过测温线接头11并伸出测温仪连接法兰9的底端外。
51.主壳体1的左侧开设有左观察窗口13，主壳体1的右侧开设有右观察窗口14，左观察窗口13和右观察窗口14相对设置，左观察窗口13和右观察窗口14均与沉积流道4相连通；左观察窗口13和右观察窗口14处分别设置有一个观察板15，观察板15安装在主壳体1上，观
察板15的内侧固定连接有防热保护板16，防热保护板16设置于绝热套5上方的主壳体1内。
52.本实施例中，开设左观察窗口13和右观察窗口14能够降低主壳体1壁厚对x射线的衰减。
53.作为本实施例的一种具体方案，如图1所示，主壳体1的前侧一体化设置有安装法兰17，安装法兰17用于安装本发明的实验装置。
54.作为本实施例的一种具体方案，如图4所示，多个热电偶安装孔7布设于量热体6的两侧内，位于同侧的多个热电偶安装孔7为等间距设置。
55.本实施例中，热电偶安装孔7为五个，每个热电偶安装孔7内设置一个有热电偶8，采用多个热电偶8能够提高热流计算结果的准确度，沿接近等温线的方向进行等间隔布设，能够大大减少导热损失，还能简化后期热流反演的计算量。热电偶安装孔7和热电偶8之间的空隙采用石墨粉进行了填充，以降低微小空腔对量热体传热的影响，减少热流反演的误差。
56.作为本实施例的一种具体方案，如图1和图5所示，左观察窗口13和右观察窗口14周围的主壳体1上开设有多个观察板安装孔18，观察板15上开设有多个观察板固定孔19，多个观察板安装孔18和多个观察板固定孔19一一对应设置。
57.作为本实施例的一种具体方案，沉积流道4为正方体结构，沉积流道横截面的边长为80mm，沉积流道的高度为165mm。
58.本实施例中，为了避免x射线实时诊断技术试验固体燃料燃烧产物时可能产生的边缘效应，将沉积流道4设计为正方体结构，从而避免圆形等其他三维通道引入的成像边缘效应。沉积流道横截面的尺寸可以根据不同燃烧室出口截面积进行设计，设计师需要模拟两相流流动时间，通过计算进行确认。
59.作为本实施例的一种具体方案，左观察窗口13和右观察窗口14的尺寸相同；左观察窗口的长度为80mm，宽度为50mm。
60.本实施例中，左观察窗口13和右观察窗口14的长度根据沉积流道4截面积而设计，宽度根据需要试验的沉积层深度而设计。
61.作为本实施例的一种具体方案，量热体6的材质为石墨。采用石墨材质的量热体6，能够提高测温的精度。
62.作为本实施例的一种具体方案，观察板15的材质为铝，防热保护板16的材质为石墨。
63.本实施例中，观察板15的厚度为5mm；防热保护板16的厚度为5mm。观察板15与防热保护板16厚度的确定需根据x射线放射功率与调试状态下的成像清晰度所定，也即厚度的确定需根据beer衰减定理所确定。
64.作为本实施例的一种具体方案，测温线固定塞10的材质为聚四氟乙烯。
65.实施例2：
66.本实施例给出一种火箭发动机凝聚相燃烧产物动态沉积试验系统，该系统包括实施例1中的火箭发动机凝聚相燃烧产物动态沉积试验装置。如图6所示，火箭发动机凝聚相燃烧产物动态沉积试验装置固定安装在支架20上，支架20上还固定安装有推进剂燃烧器21，推进剂燃烧器21的底端与推进剂燃烧器连接法兰2固定连接；支架20的旁边设置有升降台22，升降台22上可移动式安装有x射线发射器23，x射线发射器23靠近左观察窗口13，x射
线发射器23的光源处正对于左观察窗口13；升降台22的旁边设置测温仪24，测温仪24与测温线12相连接。
67.本实施例中，由于试验需要在高温高压环境下进行，而且固体推进剂燃烧产生的两相燃气污染严重，一般的光学观察手段很难实现对装置内部沉积演化过程的试验，因此采用x射线发射器23通过x射线实时诊断技术进行试验。
68.作为本实施例的一种具体方案，安装法兰17内固定设置有安装件25的一端，安装件25的另一端贯穿主壳体1并固定安装于支架20上，通过安装法兰17和安装件25实现了本发明的装置的固定。
69.本发明的安装和工作过程如下：
70.第一，将量热体6、绝热套5、热电偶8和测温线固定塞10组装并安装在沉积流道4的底部内，然后将观察板15和防热保护板16安装在左观察窗口13和右观察窗口14上，完成试验装置的组装。
71.第二，如图6所示，将组装好的试验装置通过安装法兰17和安装件25安装在支架20上，通过推进剂燃烧器连接法兰2将该试验装置与推进剂燃烧器21相连接，再将测温线12与测温仪24相连接，然后移动x射线发射器23，使得动x射线发射器23的发射源正对于左观察窗口13和右观察窗口14，完成试验系统的安装。
72.第三，试验系统安装好之后，将推进剂燃烧器21内的推进剂点燃，推进剂燃烧的凝聚相产物中大粒径的液滴会沉积于绝热套5和量热体6表面，而小粒径液滴则会随流排出。沉积于量热体6表面的液滴会与其迅速发生热交换作用，由于液滴与量热体6温差较大，热量会沿其轴向传递，在不同梯度出的温升变化则会被热电偶8记录。同时，沉积于绝热套5与量热体6表面的液滴演化形貌也会被从观察板15与防热保护板16中投射过来的x射线所呈现，从而达到了动态实时观测沉积形貌演化过程的目的。
73.效果验证：
74.采用本发明的火箭发动机凝聚相燃烧产物动态沉积试验装置，按照图4所示的测点布设方式，观测到了沉积形貌演化规律如图7所示。测温获得的量热体不同深度处的温度响应特性如图8(a)和如图8(b)所示。