一种火箭膜片高温气流冲刷试验装置，用于进行运载火箭发动机破裂膜片或助推破裂膜片高温气流冲刷地面模拟试验，以电弧加热地面试验设备为依托，紧密结合膜片的特殊结构与试验的特殊需求对电弧加热器下游的试验装置进行设计，解决了下游压力波动影响电弧加热器工作参数稳定，以及如何实现及调节所需热气流参数环境等问题。
1.一种火箭膜片高温气流冲刷试验装置，由电弧加热器(1)、一次喉道(2)、混合稳压室(3)、排气旁路(4)、堵塞(5)、送进机构(6)、主管道(7)、二次喉道(9)、斜向管道分支(10)、石英玻璃观察窗(11)、摄像头(12)组成；一次喉道(2)位于电弧加热器(1)和混合稳压室(3)之间，用于阻隔下游气流压力变化波及上游弧室，使电弧加热器不易断弧并保持稳定运行；混合稳压室(3)与主管道(7)连接；排气旁路(4)位于主管道(7)上方，由送进机构(6)控制堵塞(5)打开或封闭排气旁路(4)的开口；主管道(7)末端连接二次喉道(9)，当膜片(8)破裂后，二次喉道(9)起到节流作用，使管道压力升至试验所需考核压力；
斜向管道分支(10)位于主管道(7)下方、膜片(8)前，斜向管道分支(10)末段设计石英玻璃观察窗(11)，外置摄像头(12)以实时观察膜片破裂及冲刷情况。
2.根据权利要求1所述的一种火箭膜片高温气流冲刷试验装置，其特征在于：所述的一次喉道(2)为拉瓦尔喷管，当其上下游达到一定压比时，下游气流可达到超声速。
3.根据权利要求1所述的一种火箭膜片高温气流冲刷试验装置，其特征在于：所述的二次喉道(9)为收缩形喷管，其截面积可以调节，以调节管道压力大小。
4.根据权利要求1所述的一种火箭膜片高温气流冲刷试验装置，其特征在于：利用该装置进行火箭膜片高温冲刷试验包括以下步骤：(a)保持排气旁路(4)的开口打开，通过电弧加热器(1)加热空气，并在混合稳压室(3)里注入一定比例的冷空气与上游流入的热气流混合至所需温度；
(b)电弧加热器点弧3s左右气流参数稳定后，由送进机构(6)将堵塞(5)送进，封闭排气旁路(4)，主管道(7)内的压力迅速上升，达到膜片(8)的破裂压差时，膜片破裂；
(c)调节二次喉道(9)的截面积，使膜片周围管道压力达到预定值；
(d)维持此气流对破裂后的膜片进行长时间冲刷考核试验，利用外置摄像头(12)实时观察膜片破裂及冲刷情况。
一种火箭膜片高温气流冲刷试验装置
一、技术领域
[0001] 一种用于进行运载火箭发动机破裂膜片或助推破裂膜片高温气流冲刷地面模拟试验的装置，属于飞行器地面模拟试验装置领域。二、背景技术
[0002] 火箭发动机破裂膜片和助推膜片原研制温度较低，现使用温度及使用压力提高后，原有设计已不能保证膜片在新情况下是否能正常工作，膜片的安全性能受到新的考验，需要研制火箭膜片高温气流冲刷试验装置，高温是相对于常温而言的，范围从几百度到几千度都属于高温。因此，必须建立专业的地面试验装置，模拟发动机管道内的破裂膜片在点火瞬间的破裂情况，以及破裂后经受一定温度、压力、流量的热气流长时间冲刷的可靠性，以确保真实上天飞行时膜片环节不出问题，为火箭发射成功保驾护航。
[0003] 电弧加热试验设备由于具有模拟气体成分真实、参数调节范围广、可长时间加热等优点而成为首选加热设备，但原低温膜片设计时未进行过专门的电弧加热地面模拟试验，因此没有经验可循。针对破裂膜片新的使用环境，需要以电弧加热地面试验设备为依托，紧密结合膜片的特殊结构与试验的特殊需求对电弧加热器下游的试验装置进行设计，设计时需要考虑如何避免下游压力波动影响电弧加热器工作参数稳定，以及如何实现及调节所需热气流参数环境等问题。三、发明内容
[0004] 本发明所要解决的技术问题：
[0005] 1、电弧加热器点弧前，要避免累积的冷空气压力不断升高使膜片提前发生冷态破裂；
[0006] 2、加热器点弧后到膜片破裂这段时间，膜片前密闭腔内压力将不断升高从而影响电弧加热器工作环境的稳定，严重时出现断弧，要去除此不利影响；
[0007] 3、膜片破裂后，气流畅通下吹，需要建立节流措施使管道内气流达到预定高压值；
[0008] 4、试验过程中要能够实时观察到膜片破裂及破裂后的抗冲刷情况。
[0009] 本发明的技术方案：
[0010] 如图1所示为本发明的示意图，装置由电弧加热器1、一次喉道2、混合稳压室3、排气旁路4、堵塞5、送进机构6、主管道7、膜片8、二次喉道9、管道分支10、石英玻璃观察窗11、摄像头12组成；一次喉道2位于电弧加热器1和混合稳压室3之间，用于阻隔下游气流压力变化波及上游弧室，使电弧加热器不易断弧并保持稳定运行；混合稳压室3与主管道7连接；排气旁路4位于主管道7上方，由送进机构6控制堵塞5打开或封闭排气旁路4的开口；主管道7末端连接二次喉道9，当膜片8破裂后，二次喉道9起到节流作用，使管道压力升至试验所需考核压力；斜向管道分支10位于主管道7下方、膜片8前，斜向管道分支10末段设计石英玻璃观察窗11，外置摄像头12以实时观察膜片破裂及冲刷情况。
[0011] 其中，一次喉道2为拉瓦尔喷管，当其上下游达到一定压比时，下游气流可达到超声速；二次喉道9为收缩形喷管，其截面积可以调节，以调节管道压力大小。
[0012] 利用该装置进行火箭膜片高温冲刷试验包括以下步骤：
[0013] (a)保持排气旁路4的开口打开，通过电弧加热器2加热空气，并在混合稳压室3里注入一定比例的冷空气与上游流入的热气流混合至所需温度；
[0014] (b)电弧加热器点弧3s左右气流参数稳定后，由送进机构6将堵塞5送进，封闭排气旁路4，主管道7内的压力迅速上升，达到膜片8的破裂压差时，膜片破裂；
[0015] (c)调节二次喉道9的截面积，使膜片周围管道压力达到预定值；
[0016] (d)维持此气流对破裂后的膜片进行长时间冲刷考核试验，利用外置摄像头12实时观察膜片破裂及冲剧情况。
[0017] 本发明的有益效果
[0018] 以电弧加热地面试验设备为依托，紧密结合膜片的特殊结构与试验的特殊需求对电弧加热器下游的试验装置进行设计，解决了下游压力波动影响电弧加热器工作参数稳定，以及如何实现及调节所需热气流参数环境等问题，填补了国内空白。五、附图说明
[0019] 图1为试验装置示意图。
[0020] 图2为试验过程中气流温度实测曲线。
[0021] 图3为试验过程中气流压力实测曲线。
[0022] 图4为试验过程中气体流量实测曲线。
[0023] 图5为摄像头观察到的试验过程中不同时刻破裂膜片状态。六、具体实施方式
[0024] 本发明由电弧加热器1、一次喉道2、混合稳压室3、排气旁路4、堵塞5、送进机构6、主管道7、膜片8、二次喉道9、管道分支10、石英玻璃观察窗11、摄像头12组成，其连接顺序如图1所示。
[0025] 本发明通过电弧加热器2加热空气至3000K左右，经Φ15mm的一次喉道2进入混合稳压室3，在混合稳压室3里注入一定比例的冷空气与上游流入的热气流混合至所需温度，混合后的气流流入主管道7，折转90°后从排气旁路4流出。待电弧加热器点弧3s左右气流参数稳定后，由送进机构6将堵塞5送进，封闭排气旁路4，此后热气流开始积聚在主管道内，压力迅速上升，达到膜片8的破裂压差时，膜片8破裂，之后气流下吹，由于二次喉道9的节流作用，膜片周围管道压力达到预定值，然后维持此气流对破裂后的膜片进行长时间冲刷考核试验。在膜片前与主管道成30°夹角设计斜向管道分支10，末段安装玻璃观察窗，既封闭了气流又实现了实时观察膜片冲刷状态。
[0026] 利用该套试验装置，成功模拟了火箭发动机高温管路的气体流动状态，对xxx运载火箭发动机的破裂膜片进行了破裂及冲刷试验，对破裂膜片的结构设计方案进行了考核、验证，图2为试验过程中气流温度实测曲线，图中t为时间，T为温度，T1和T2为两个不同测量点的测量结果，由图中可以看出测量两个测量结果较为吻合，图3为试验过程中气流压力实测曲线，图中t为时间，P为温度，P1和P2为两个不同测量点的测量结果，由图中可以看出测量两个测量结果非常吻合，图4为试验过程中气体流量实测曲线，图5为摄像头观察到的试验过程中不同时刻破裂膜片状态，上述结果表明，该试验装置可以准确、合理地模拟发动机管道内的破裂膜片在点火瞬间的破裂情况。
[0027] 本发明未公开技术属本领域技术人员公知常识。
