火箭发动机点火冲击载荷测试方法研究(3)
1.2 国内外研究现状
2 点火冲击载荷测试系统设计思路
火箭发动机是广泛应用于导弹、火箭弹等产品上的动力装置。本课题拟结合科研需求和现有发动机试验台，建立点火冲击压力测量系统，通过试验测定发动机点火冲击压力曲线，总结发动机点火压力与各影响因素之间的关系。
本次主要采用实验研究的方式对火箭发动机点火冲击载荷进行测试分析。 点火压强测试系统的一般组成[15]如图2.1所示
2.1 测试系统框图
所以点火冲击载荷测试系统包括发动机、压力传感器、电荷放大器，瞬态记录仪以及分析系统。
本次点火冲击载荷测试系统的主要技术指标如下:
点火药量：<15g
压力量程：5MPa
功能：具有点火药量可调、过压保护、药柱撞击力测量等功能。
分析本次点火冲击载荷测试系统的功能，这需要对发动机结构和点火机构进行一些特别的设计。我们需要对以前的发动机测试进行改进，以前只是在发动机头部或者尾部安装压力传感器，而对于整个发动机燃烧室内压强变化规律是不够的。所以还需要在发动机侧壁上安装传感器。而如何安装这是设计上需要考虑的，除此之外，如何测试推进剂装药内孔的冲击载荷，如何有效地调节点火药量都是需要我们考虑的。针对这些问题，本次点火冲击载荷测试系统具体设计如下，
2.1 工作台设计：
由于发动机是一个圆柱形模型，不能平稳放在平台上测试，所以需要建立一个支架平台来安放发动机，以便能更好地测试点火冲击载荷。这个工作台没有其他方面的因素考虑，所以仅需简单设计一个能放稳的支架即可。出于方便考虑，只要将一平板与发动机通过支撑棒焊接起来。
2.2 试验发动机：
发动机是本次测试的主件，设定主体长度为100cm。总所周知，火箭发动机是一个半封闭的燃烧室。为解决点火冲击载荷测试上的问题，首先压力传感器不只在发动机头部，而是在燃烧室壁上每隔一段距离，在上下两个方向取孔，以便安装压力传感器。第一个、第二个与第三个孔相距15cm,第三个、第四个与第五个孔相距30cm.前三个相距密点是因为点火冲击载荷初始阶段变化快，需要更多的测试点以保证测试的准确性。而随着点火产生的高温气流在燃气通道里面传播，变化趋于平缓，固在保证准确性的前提下可以略微将测试点放开一些。
而上面的五个孔与下方的第一个孔是内径10mm的孔，下方另外四个孔是内径12mm的孔。这是因为上下第一对孔是测试装药前方与点火距间的点火冲击载荷变化规律。上方另外四个孔是用于测试装药与燃烧室壁间的点火冲击载荷变化规律。下方另外四个孔是用于测试装药内孔点火冲击载荷变化规律
下一篇：模拟定高投射装置设计+文献综述