公开(公告)号：CN119353125A

公开(公告)日：2025-01-24

申请号：CN202411770128.6

申请日：2024-12-04

Applicant: 内蒙动力机械研究所

Inventor： 韩小波 ,  李玥嬛 ,  张靖媛 ,  陈国锋 ,  权维利 ,  刘宇鑫 ,  高珂

IPC: F02K9/96 ,  F02K9/97 ,  G01N31/12 ,  G01N1/28 ,  G01N1/36

Abstract: 本发明一种固体火箭发动机喷管扩张段烧蚀考核结构及方法。扩张段由烧蚀考核样块和低成本开孔扩张段组成，可一次考核两种状态的编织扩张段材料烧蚀性能，为避免对接部位燃气穿火，考核样块采用阶梯柱塞式结构，形成阶梯柱塞式烧蚀样块+开孔扩张段的组合体，将该结构装入喷管壳体中组成喷管，与真实固体火箭发动机相连，即可实现在同一工况下通过一次固体火箭发动机试车考核多种编织扩张段材料烧蚀性能的目的。本发明通过将多个阶梯柱塞式考核样块嵌入至喷管扩张段中，实现了在固体火箭发动机实际工况下扩张段材料烧蚀性能的考核，提高了扩张段材料考核真实性和考核效率。