本发明属于固体火箭发动机技术领域，尤其涉及一种固体火箭发动机实验台及应力测试方法。
背景技术：
固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。其中固体推进剂配方及成型工艺、喷管设计及采用材料与制造工艺、壳体材料及制造工艺是最为关键的环节，直接影响固体发动机的性能。固体推进剂配方各种组分的混合物可以用压伸成型工艺预制成药柱再装填到壳体内，也可以直接在壳体内进行贴壁浇铸。壳体直接用作燃烧室。喷管用于超音速排出燃气，产生推力。作为卫星发射、战略武器等的重要载体，固体火箭发动机在国民经济政治生活中扮演着重要的作用，因而其安全性和各种设计指标被格外重视，尤其是其工作过程中尾喷管的应力状态是重要的设计参数。
现有技术中，往往在专业的科研院所才有复杂的试验条件来对固体火箭发动机进行测试，而对于高校这种学术机构则因试验条件不足而不利于相应的科学研究，缺乏特定的简化结构来模拟固体火箭发动机的试验条件，现有固体火箭发动机的尾喷管为一体结构，工作完成后尾喷管内表面尾端在燃烧火焰的烧蚀下即会损失一部分材料，从而无法继续使用，如果采用一体式尾喷管结构进行应力应变试验则每次试验后都需要更换整个尾喷管，成本太过高昂，故而本发明提出了一种固体火箭发动机实验台及应力测试方法。
技术实现要素：
为克服现有技术中存在的问题，本发明提供了一种固体火箭发动机实验台及应力测试方法。
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种固体火箭发动机实验台，包括风洞、第一支撑、燃烧室、第一螺栓、第二螺栓、前端尾喷管、第二螺栓、第三螺栓、后端尾喷管、支撑环、第二支撑、底座、加强筋和第三支撑，所述第一支撑与燃烧室一端通过第一螺栓相连，且第一支撑开设有与燃烧室同轴等内径的孔，所述燃烧室另一端通过第二螺栓与前端尾喷管连接，所述前端尾喷管通过第三螺栓与后端尾喷管连接。所述后端尾喷管外壁通过支撑环定位，且支撑环固定于第二支撑之上，所述前端尾喷管与后端尾喷管贴合面均为45°紧密贴合，所述前端尾喷管与后端尾喷管长度一致，所述前端尾喷管内表面呈45°等腰三角形结构，所述后端尾喷管内表面圆弧与前端尾喷管45°线方向相切。
优选的，所述第一支撑底部两侧设有加强筋。
优选的，所述燃烧室前侧同轴设有风洞，且风洞通过第三支撑固定。
优选的，所述第一支撑、第二支撑和第三支撑均固定焊接于底座顶部。
优选的，所述应力测试方法包括以下几个步骤：
s1、将应变片贴于后端尾喷管的外壁上；
s2、启动风洞，对燃烧室、前端尾喷管和后端尾喷管进行气动力加载；
s3、获取应变片的试验数据，针对后端尾喷管的应变片数据进行处理分析，50mm等间距更换不同测点获取相同加载下的应变片数据；改变加载形式后继续在不同测点进行相同测试；
s4、重复以上步骤，多获取几组试验参数，分析数据得出结论。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
本发明提供了一种简化机构来模拟固体火箭发动机的试验条件，对喷管结构在工作过程中的应力状态进行试验研究，进而更好地优化固体火箭发动机的喷管设计，将尾喷管分为前端尾喷管和后端尾喷管有利于试验测试和更换拆卸。
附图说明
图1是本发明的正面结构示意图；
图2是本发明的立体结构示意图；
图中：1风洞、2第一支撑、3燃烧室、4第一螺栓、5第二螺栓、6前端尾喷管、7第二螺栓、8第三螺栓、9后端尾喷管、10支撑环、11第二支撑、12底座、13加强筋、14第三支撑。
具体实施方式
以下结合附图和实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
请参阅图1-2，本发明提供一种技术方案：一种固体火箭发动机实验台及应力测试方法，包括风洞1、第一支撑2、燃烧室3、第一螺栓4、第二螺栓5、前端尾喷管6、第二螺栓7、第三螺栓8、后端尾喷管9、支撑环10、第二支撑11、底座12、加强筋13和第三支撑14，其特征在于：第一支撑2与燃烧室3一端通过第一螺栓4相连，且第一支撑2开设有与燃烧室3同轴等内径的孔，燃烧室3另一端通过第二螺栓7与前端尾喷管6连接，前端尾喷管6通过第三螺栓8与后端尾喷管9连接，后端尾喷管9外壁通过支撑环10定位，且支撑环10固定于第二支撑11之上，第一支撑2底部两侧设有加强筋13，燃烧室3前侧同轴设有风洞1，且风洞1通过第三支撑14固定，第一支撑2、第二支撑11和第三支撑14均固定焊接于底座12顶部。
应力测试方法包括以下几个步骤：s1、将应变片贴于后端尾喷管9的外壁上；s2、启动风洞1，对燃烧室3、前端尾喷管6和后端尾喷管9进行气动力加载；s3、获取应变片的试验数据；s4、重复以上步骤，多获取几组试验参数，分析数据得出结论。
1.一种固体火箭发动机实验台，包括风洞(1)、第一支撑(2)、燃烧室(3)、第一螺栓(4)、第二螺栓(5)、前端尾喷管(6)、第二螺栓(7)、第三螺栓(8)、后端尾喷管(9)、支撑环(10)、第二支撑(11)、底座(12)、加强筋(13)和第三支撑(14)，其特征在于：所述第一支撑(2)与燃烧室(3)一端通过第一螺栓(4)相连，且第一支撑(2)开设有与燃烧室(3)同轴等内径的孔，所述燃烧室(3)另一端通过第二螺栓(7)与前端尾喷管(6)连接，所述前端尾喷管(6)通过第三螺栓(8)与后端尾喷管(9)连接；所述后端尾喷管(9)外壁通过支撑环(10)定位，且支撑环(10)固定于第二支撑(11)之上所述前端尾喷管与后端尾喷管贴合面均为45°紧密贴合，所述前端尾(6)喷管与后端尾喷管(9)长度一致，所述前端尾喷管(6)内表面呈45°等腰三角形结构，所述后端尾喷管(9)内表面圆弧与前端尾喷管(6)45°线方向相切。
2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机实验台，其特征在于：所述第一支撑(2)底部两侧设有加强筋(13)。
3.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机实验台，其特征在于：所述燃烧室(3)前侧同轴设有风洞(1)，且风洞(1)通过第三支撑(14)固定。
4.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机实验台，其特征在于：所述第一支撑(2)、第二支撑(11)和第三支撑(14)均固定焊接于底座(12)顶部。
5.权利要求1-4任一所述的固体火箭发动机实验台的应力测试方法，其特征在于：包括以下几个步骤：
s1、将应变片贴于后端尾喷管(9)的外壁上；
s2、启动风洞(1)，对燃烧室(3)、前端尾喷管(6)和后端尾喷管(9)进行气动力加载；
s3、获取应变片的试验数据，针对后端尾喷管(9)的应变片数据进行处理分析，50mm等间距更换不同测点获取相同加载下的应变片数据；改变加载形式后继续在不同测点进行相同测试；
s4、重复以上步骤，多获取几组试验参数，分析数据得出结论。
技术总结