本技术涉及一种阀珠式气动阀门稳压系统及其实验技术,该系统包含液压控制器、液压执行器、压紧片、压紧弹簧、阀珠帽、阀珠、喷管、安装架、高压室、压强传感器和管路接口。高压室两侧配备压强传感器和管路接口,顶部设有喷管和安装架,安装架顶部安装液压执行器,该执行器与液压控制器电性连接。液压执行器下方依次安装压紧片和压紧弹簧,压紧弹簧底部套设在阀珠帽顶部,阀珠位于阀珠帽与喷管之间。该系统以其结构简单、易于加工安装和低维护成本而著称。
背景技术
随着航空宇航科学与技术的不断发展,高性能、高机动性发动机研制需求被提出,然而部分固体火箭发动机出现了不稳定燃烧的问题,通常不稳定燃烧表现为压强漂移、脉冲触发、极限环振荡。而对于发动机内高能固体推进剂,其在不同工作压强条件下的燃烧特性又表现出显著差异,如火焰高度、火焰形状、燃面退移速率、释热率等,上述特性参数又反过来进一步影响发动机工作稳定性。当前,固体推进剂燃烧实验主要在特定工作压强下开展,然而现有实验装置尚存在内部压强随固体推进剂燃烧释放气体增压,无法精准、高效动态调整释放超压气体的问题,诱发内部环境压强与预设目标压强出现差异,导致测试获取的固体推进剂燃烧特性数据与预期不匹配。由于上述不匹配,使得部分固体推进剂虽然开展了特定工作压强下燃烧稳定性试验评估,但在部分火箭发动机实验中仍然出现不同程度的不稳定燃烧问题,实验与实际应用的一致性存在差异。基于固体推进剂恒压实验中存在的环境压强精确控制技术问题,尚未有相关的解决方案;因此迫切需要寻求有效方案以解决上述问题。
实现思路