CN112253336B - 一种验证燃烧装置熄火边界的试验系统及熄火边界确定方法 - Google Patents

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Abstract

本发明一种验证燃烧装置熄火边界的试验系统及方法，通过重复试验能够最终获得燃烧装置熄火边界。首次试验后，根据试验结果是否熄火进行重复试验，若首次试验燃烧装置(1)熄火，则重复试验中逐渐提高氧贮箱(2)降压后的压力值，直至试验中燃烧装置(1)不再熄火，此时的氧化剂/燃料的质量流量比即为熄火边界。若首次试验燃烧装置(1)未熄火，则重复试验中逐渐降低氧贮箱(2)降压后的压力值，直至试验中燃烧装置(1)熄火，则熄火前一次试验的氧化剂/燃料比为燃烧装置的熄火边界。

Description

一种验证燃烧装置熄火边界的试验系统及熄火边界确定方法
技术领域
本发明涉及一种验证燃烧装置熄火边界的试验系统及熄火边界确定方法，属于种液体火箭发动机燃烧装置的试验技术领域。
背景技术
在火箭发动机中燃烧装置主要包括燃气发生器和推力室，分别依靠燃料和氧化剂燃烧产生燃气为涡轮泵提供动力和产生推力。在变推力发动机进行推力调节的过程中，燃烧装置内的燃料和氧化剂的质量流量比会偏离发动机额定工况的设计值，若偏离过多可能导致燃烧装置熄火，发动机无法工作，因此在发动机变推力过程中需要对燃烧装置的混合比进行监测与控制。同时明确的燃烧装置熄火边界也可以拓宽发动机推力调节范围，保证调推过程中发动机工作可靠性。为明确燃烧装置的熄火边界，在燃烧装置研制过程中，需要针对燃烧装置熄火边界进行试验研究。
发明内容
本发明解决的技术问题为：提供一种验证燃烧装置熄火边界的试验系统，通过该试验方法可以验证燃烧装置的熄火边界，通过燃烧装置熄火边界的确定，可以在火箭发动机变推力调节过程中精确控制燃烧装置混合比，避免燃烧装置熄火，造成火箭任务失败。
本发明解决的技术方案为：一种验证燃烧装置熄火边界的试验系统，包括：燃料贮箱(3)、流量计(5)、燃料气蚀管(7)、燃料阀(9)、氧化剂贮箱(2)、氧化剂流量计(4)、氧化剂气蚀管(6)、氧化剂阀(8)；
试验系统中，燃料在燃料贮箱(3)内通过燃料贮箱(3)增压被挤压进入流量计(5)进行流量测量后，流经燃料气蚀管(7)进行流量控制后，通过燃料阀(9)控制进入燃烧装置(1)；
氧化剂在氧化剂贮箱(2)中通过贮箱增加被挤压进入氧化剂流量计(4)进行流量测量后，由氧化剂气蚀管(6)控制流量后，通过氧化剂阀(8)控制进入燃烧装置(1)；
燃烧装置，能够将燃料和氧化剂混合燃烧产生高温燃气。
优选的，试验系统的试验对象为燃烧装置(1)。
优选的，燃烧装置(1)为：推力室或燃气发生器。
优选的，燃料贮箱(3)增压至设计值Pf1，使燃料气蚀管(7)的入口压力稳定，从而使进入燃烧装置(1)的燃料流量达到额定值Qf；设计值Pf1和额定值Qf根据需求设定。
优选的，氧化剂贮箱(2)增压至设计值Po1，使氧化剂气蚀管(6)的入口压力稳定，从而使进入燃烧装置(1)的氧化剂流量达到额定值Qo；设计值Po1和额定值Qo根据需求设定。
优选的，燃烧装置，能够将燃料和氧化剂混合燃烧产生高温燃气，具体为：当燃烧装置为推力室，产生的高温燃气温度为2000K～3000K，当燃烧装置为燃气发生器，产生的高温燃气温度为800K～900K。
优选的，一种验证燃烧装置熄火边界确定方法步骤如下：
(1)关闭氧化剂阀(8)、燃料阀(9)，并将燃料贮箱(3)和氧化剂贮箱(2)分别增压至各自的设计值；
(2)打开氧化剂阀(8)、氧化剂在氧化剂贮箱(2)的箱压作用下经过氧化剂流量计(4)、氧化剂气蚀管(6)、通过氧化剂阀(8)进入燃烧装置(1)；
打开燃料阀(9)，燃料在燃料贮箱(3)的箱压作用下，经过流量计(5)、燃料气蚀管(7)、燃料阀(9)，进入燃烧装置(1)；燃料与氧化剂在燃烧装置(1)内混合燃烧，燃烧装置(1)工作在额定工况。
(3)保持燃料贮箱(3)的箱压不变，逐渐降低氧化剂贮箱(2)内的压力，降至预设压力值Po2后再逐渐增加至设计值Po1，关闭氧化剂阀(8)，再关闭燃料阀(9)；
(4)试验过程中实时测量燃烧装置(1)内的温度及压力，若在氧化剂贮箱(2)压力从预设压力值Po2恢复至设计值Po1后，判断燃烧装置(1)是否恢复工作在额定工况，即判断燃烧装置(1)内温度、压力是否恢复到额定工况要求的温度、压力；若已恢复，则判定燃烧装置(1)在氧化剂贮箱(2)内的压力降至预设压力值Po2时未熄火，进入步骤(5)；若未恢复，则判定燃烧装置(1)在氧化剂贮箱(2)内的压力降至预设压力值Po2时熄火，进入步骤(10)；
(5)将氧化剂贮箱(2)内的预设压力值Po2降低设定的步长压力后，用降低后的压力更新预设压力值Po2；
(6)在氧化剂阀(8)、燃料阀(9)关闭状态下，将燃料贮箱(3)和氧化剂贮箱(2)分别增压至各自的设计值；
(7)打开氧化剂阀(8)、氧化剂在氧化剂贮箱(2)的箱压作用下经过氧化剂流量计(4)、氧化剂气蚀管(6)、通过氧化剂阀(8)进入燃烧装置(1)；
打开燃料阀(9)，燃料在燃料贮箱(3)的箱压作用下，经过流量计(5)、燃料气蚀管(7)、燃料阀(9)，进入燃烧装置(1)；燃料与氧化剂在燃烧装置(1)内混合燃烧，燃烧装置(1)工作在额定工况。
(8)保持燃料贮箱(3)的箱压不变，逐渐降低氧化剂贮箱(2)内的压力，降至更新的预设压力值Po2后再逐渐增加至设计值Po1，关闭氧化剂阀(8)，再关闭燃料阀(9)；
(9)试验过程中实时测量燃烧装置(1)内的温度及压力，若在氧化剂贮箱(2)压力从更新的预设压力值Po2恢复至设计值Po1后，判断燃烧装置(1)是否恢复工作在额定工况，即判断燃烧装置(1)内温度、压力是否恢复到额定工况要求的温度、压力；若已恢复，则判定燃烧装置(1)在氧化剂贮箱(2)内的压力降至更新的预设压力值Po2时未熄火，返回步骤(5)；若未恢复，则判定燃烧装置(1)在氧化剂贮箱(2)内的压力降至更新的预设压力值Po2时熄火，获得熄火边界(此熄火边界即最近一次更新前的预设压力值Po2条件下，进入燃烧装置(1)的氧化剂质量流量与燃料质量流量的比)；
(10)将氧化剂贮箱(2)内的预设压力值Po2增加设定的步长压力后，用增加后的压力更新预设压力值Po2；
(11)在氧化剂阀(8)、燃料阀(9)关闭状态下，将燃料贮箱(3)和氧化剂贮箱(2)分别增压至各自的设计值；
(12)打开氧化剂阀(8)、氧化剂在氧化剂贮箱(2)的箱压作用下经过氧化剂流量计(4)、氧化剂气蚀管(6)、通过氧化剂阀(8)进入燃烧装置(1)；
打开燃料阀(9)，燃料在燃料贮箱(3)的箱压作用下，经过流量计(5)、燃料气蚀管(7)、燃料阀(9)，进入燃烧装置(1)；燃料与氧化剂在燃烧装置(1)内混合燃烧，燃烧装置(1)工作在额定工况。
(13)保持燃料贮箱(3)的箱压不变，逐渐降低氧化剂贮箱(2)内的压力，降至更新预设压力值Po2后再逐渐增加至设计值Po1，关闭氧化剂阀(8)，再关闭燃料阀(9)；
(14)试验过程中实时测量燃烧装置(1)内的温度及压力，若在氧化剂贮箱(2)压力从更新的预设压力值Po2恢复至设计值Po1后，判断燃烧装置(1)是否恢复工作在额定工况，即判断燃烧装置(1)内温度、压力是否恢复到额定工况要求的温度、压力；若已恢复，则判定燃烧装置(1)在氧化剂贮箱(2)内的压力降至更新的预设压力值Po2时未熄火，获得熄火边界(此熄火边界即更新的预设压力值Po2下，进入燃烧装置(1)的氧化剂质量流量与燃料质量流量的比)；若未恢复，则判定燃烧装置(1)在氧化剂贮箱(2)内的压力降至更新的预设压力值Po2时熄火，返回步骤(10)。
优选的，步骤(9)获得熄火边界，具体为：获得最近一次更新前的预设压力值Po2条件下，进入燃烧装置(1)的氧化剂质量流量与燃料质量流量的比。
优选的，步骤(14)获得熄火边界，具体为：获得更新的预设压力值Po2下，进入燃烧装置(1)的氧化剂质量流量与燃料质量流量的比。
优选的，燃烧装置(1)为：推力室或燃气发生器。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明可以验证火箭发动机燃烧装置的熄火边界，为燃烧装置的研制及使用提供数据支持。
(2)本发明通过单路调节推进剂流量的方法进行燃烧装置内推进剂流量比拉偏试验，试验方法简单可行，通过传统发动机挤压试验台即可完成。
(3)本发明通过迭代试验，可以简单有效的确定燃烧装置熄火边界，参数可作为发动机推力调整过程中的调节边界，拓宽发动机推力调节范围同时保证发动机工作可靠。
附图说明
图1为本发明验证燃烧装置熄火边界试验系统示意图。
图2为本发明验证燃烧装置熄火边界确定方法流程图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步详细描述。
本发明一种验证燃烧装置熄火边界的试验系统及方法，通过重复试验能够最终获得燃烧装置熄火边界。首次试验后，根据试验结果是否熄火进行重复试验，若首次试验燃烧装置(1)熄火，则重复试验中逐渐提高氧贮箱(2)降压后的压力值，直至试验中燃烧装置(1)不再熄火，此时的氧化剂/燃料的质量流量比即为熄火边界。若首次试验燃烧装置(1)未熄火，则重复试验中逐渐降低氧贮箱(2)降压后的压力值，直至试验中燃烧装置(1)熄火，则熄火前一次试验的氧化剂/燃料比为燃烧装置的熄火边界。
本发明用于验证液体火箭发动机燃烧装置熄火边界，通过本发明获取燃烧装置熄火边界后可以明确发动机推力调节过程中燃烧装置的工作边界，扩大发动机推力调节范围，保证发动机调节推力过程中的可靠性。
如图1所示，本发明一种验证燃烧装置熄火边界的试验系统，包括：燃料贮箱(3)、流量计(5)、燃料气蚀管(7)、燃料阀(9)、氧化剂贮箱(2)、氧化剂流量计(4)、氧化剂气蚀管(6)、氧化剂阀(8)；
试验系统中，燃料在燃料贮箱(3)内通过燃料贮箱(3)增压被挤压进入流量计(5)进行流量测量后，流经燃料气蚀管(7)进行流量控制后，通过燃料阀(9)控制进入燃烧装置(1)；
氧化剂在氧化剂贮箱(2)中通过贮箱增加被挤压进入氧化剂流量计(4)进行流量测量后，由氧化剂气蚀管(6)控制流量后，通过氧化剂阀(8)控制进入燃烧装置(1)；
燃烧装置，能够将燃料和氧化剂混合燃烧产生高温燃气。
试验系统的试验对象为燃烧装置(1)，燃烧装置(1)为：推力室或燃气发生器。
燃料贮箱(3)增压至设计值Pf1，使燃料气蚀管(7)的入口压力稳定，从而使进入燃烧装置(1)的燃料流量达到额定值Qf；燃料流量值Qf与贮箱压力Pf1呈正比关系；
氧化剂贮箱(2)增压至设计值Po1，使氧化剂气蚀管(6)的入口压力稳定，从而使进入燃烧装置(1)的氧化剂流量达到额定值Qo；氧化剂流量值Qo与贮箱压力Po1呈正比关系；
燃烧装置，能够将燃料和氧化剂混合燃烧产生高温燃气，优选方案具体为：当燃烧装置为推力室，产生的高温燃气温度为2000K～3000K，当燃烧装置为燃气发生器，产生的高温燃气温度为800K～900K。
燃料贮箱(3)，为试验提供高压燃料；流量计(5)，用于测量燃料流量；燃料气蚀管(7)，控制燃料流量；燃料阀(9)，控制燃料的通断，具备快速打开及关闭功能。氧化剂贮箱(2)，为试验提供高压氧化剂，具备箱压调节功能；氧化剂流量计(4)，具体要求为：测量氧化剂流量；氧化剂气蚀管(6)，具体要求为：控制氧化剂流量；
氧化剂阀(8)，控制氧化剂的通断，具备快速打开及关闭功能。
如图2所示，本发明一种验证燃烧装置熄火边界确定方法，优选方案步骤如下：
(1)关闭氧化剂阀(8)、燃料阀(9)，并将燃料贮箱(3)增压至设计值Pf1，氧化剂贮箱(2)增压至设计值Po1；优选贮箱压力大于1.5倍燃烧装置室压；
(2)打开氧化剂阀(8)、氧化剂在氧化剂贮箱(2)的箱压作用下经过氧化剂流量计(4)、氧化剂气蚀管(6)、通过氧化剂阀(8)进入燃烧装置(1)；
打开燃料阀(9)，燃料在燃料贮箱(3)的箱压作用下，经过流量计(5)、燃料气蚀管(7)、燃料阀(9)，进入燃烧装置(1)；燃料与氧化剂在燃烧装置(1)内混合燃烧，燃烧装置(1)工作在额定工况。
(3)保持燃料贮箱(3)的箱压不变，逐渐降低氧化剂贮箱(2)内的压力。降压过程需优选保证速率小于等于0.1MPa/s，降至预设压力值Po2，(优选Po2值小于等于1/2*Po1)后再逐渐增加至设计值Po1，关闭氧化剂阀(8)，再关闭燃料阀(9)；
(4)试验过程中实时测量燃烧装置(1)内的温度及压力，若在氧化剂贮箱(2)压力从预设压力值Po2恢复至设计值Po1后，判断燃烧装置(1)是否恢复工作在额定工况，即判断燃烧装置(1)内温度、压力是否恢复到额定工况要求的温度、压力；若已恢复，则判定燃烧装置(1)在氧化剂贮箱(2)内的压力降至预设压力值Po2时未熄火，进入步骤(5)；若未恢复，则判定燃烧装置(1)在氧化剂贮箱(2)内的压力降至预设压力值Po2时熄火，进入步骤(10)；
(5)将氧化剂贮箱(2)内的预设压力值Po2降低设定的步长压力后，用降低后的压力更新预设压力值Po2；(设定的步长压力设为Δ1，压力步长Δ1可根据试验的具体压力进行设置，优选设置为10％Po1。)
(6)在氧化剂阀(8)、燃料阀(9)关闭状态下，将将燃料贮箱(3)增压至设计值Pf1，氧化剂贮箱(2)增压至设计值Po1；
(7)打开氧化剂阀(8)、氧化剂在氧化剂贮箱(2)的箱压作用下经过氧化剂流量计(4)、氧化剂气蚀管(6)、通过氧化剂阀(8)进入燃烧装置(1)；
打开燃料阀(9)，燃料在燃料贮箱(3)的箱压作用下，经过流量计(5)、燃料气蚀管(7)、燃料阀(9)，进入燃烧装置(1)；燃料与氧化剂在燃烧装置(1)内混合燃烧，燃烧装置(1)工作在额定工况。
(8)保持燃料贮箱(3)的箱压不变，逐渐降低氧化剂贮箱(2)内的压力，降压过程需保证速率小于等于0.1MPa/s，降至更新的预设压力值Po2后再逐渐增加至设计值Po1，关闭氧化剂阀(8)，再关闭燃料阀(9)；以提高降压过程系统的稳定性。
(9)试验过程中实时测量燃烧装置(1)内的温度及压力，若在氧化剂贮箱(2)压力从更新的预设压力值Po2恢复至设计值Po1后，判断燃烧装置(1)是否恢复工作在额定工况，即判断燃烧装置(1)内温度、压力是否恢复到额定工况要求的温度、压力；若已恢复，则判定燃烧装置(1)在氧化剂贮箱(2)内的压力降至更新的预设压力值Po2时未熄火，返回步骤(5)；若未恢复，则判定燃烧装置(1)在氧化剂贮箱(2)内的压力降至更新的预设压力值Po2时熄火，获得熄火边界(此熄火边界即获得最近一次更新前的预设压力值Po2条件下，进入燃烧装置(1)的氧化剂质量流量与燃料质量流量的比)；
(10)将氧化剂贮箱(2)内的预设压力值Po2增加设定的步长压力后，用增加后的压力更新预设压力值Po2；(设定的步长压力设为Δ1)
(11)在氧化剂阀(8)、燃料阀(9)关闭状态下，将燃料贮箱(3)和氧化剂贮箱(2)分别增压至各自的设计值；
(12)打开氧化剂阀(8)、氧化剂在氧化剂贮箱(2)的箱压作用下经过氧化剂流量计(4)、氧化剂气蚀管(6)、通过氧化剂阀(8)进入燃烧装置(1)；
打开燃料阀(9)，燃料在燃料贮箱(3)的箱压作用下，经过流量计(5)、燃料气蚀管(7)、燃料阀(9)，进入燃烧装置(1)；燃料与氧化剂在燃烧装置(1)内混合燃烧，燃烧装置(1)工作在额定工况。
(13)保持燃料贮箱(3)的箱压不变，逐渐降低氧化剂贮箱(2)内的压力，降压过程优选保证速率小于等于0.1MPa/s，降至更新预设压力值Po2后再逐渐增加至设计值Po1，关闭氧化剂阀(8)，再关闭燃料阀(9)；以提高降压过程系统的稳定性。
(14)试验过程中实时测量燃烧装置(1)内的温度及压力，若在氧化剂贮箱(2)压力从更新的预设压力值Po2恢复至设计值Po1后，判断燃烧装置(1)是否恢复工作在额定工况，即判断燃烧装置(1)内温度、压力是否恢复到额定工况要求的温度、压力；若已恢复，则判定燃烧装置(1)在氧化剂贮箱(2)内的压力降至更新的预设压力值Po2时未熄火，获得熄火边界(更新的预设压力值Po2下，进入燃烧装置(1)的氧化剂质量流量与燃料质量流量的比)；若未恢复，则判定燃烧装置(1)在氧化剂贮箱(2)内的压力降至更新的预设压力值Po2时熄火，返回步骤(10)。
本发明的方案通过箱压与气蚀管控制推进剂流量，通过氧化剂箱压的改变精确降低氧化剂流量，使燃烧装置工况降低，为避免无法判断燃烧装置是否熄火，在氧化剂流量降低后再次提高流量，通过燃烧装置复燃情况判断是否熄火，方法简便有效，无需其他复杂测量装置。
进一步优选方案为：本发明步骤(1)中，试验开始需要计算需要考核的熄火边界对应的氧化剂贮箱(2)压力，提高试验效率，优选方案需要首先根据燃料与氧化剂组合不同，根据推进剂特性初步确定熄火边界氧化剂与燃料质量流量比r*。设燃烧装置额定点氧化剂与燃料质量流量比为r1，则优选可使Po2＝Po1×r*^2/r1^2。以提高熄火边界的准确性。
本发明中，设计值Pf1，额定值Qf；设计值Po1，额定值Qo、设定的步长压力Δ1、设定的步长压力Δ2；
在选取氧化剂气蚀管时，在贮箱压力允许范围内，保证额定点氧化剂流量Qo情况下，尽量选取小喉径气蚀管，提高初始氧化剂贮箱压力Po1，可以提高氧化剂贮箱压力降低后最大压差∑Δ1范围，避免在氧箱压力Po2最低情况下无法获取燃烧装置熄火边界。
进一步优选方案为：试验过程中Δ1选取可根据燃烧装置不同进行设置，初始Δ1优选设置为10％Po1，在试验过程中，Δ1值应逐渐减小，避免燃烧装置接近熄火工况时因步长过大，获取的熄火边界小于实际熄火边界。优选设每次试验推进剂质量比变化为Δr，则具有如下优选关系
Figure BDA0002674061820000101
优选Δ1最小值应保证Δr＝0.1。以提高熄火边界的准确性。
通过本发明的方法进行试验，可以保证获取的燃烧装置熄火边界质量流量比精确至0.1，可以满足火箭发动机工况调整过程对熄火边界的设计需求。

Claims (10)

1.一种验证燃烧装置熄火边界的试验系统，其特征在于包括：燃料贮箱(3)、流量计(5)、燃料气蚀管(7)、燃料阀(9)、氧化剂贮箱(2)、氧化剂流量计(4)、氧化剂气蚀管(6)、氧化剂阀(8)；
试验系统中，燃料在燃料贮箱(3)内通过燃料贮箱(3)增压被挤压进入流量计(5)进行流量测量后，流经燃料气蚀管(7)进行流量控制后，通过燃料阀(9)控制进入燃烧装置(1)；
氧化剂在氧化剂贮箱(2)中通过贮箱增压被挤压进入氧化剂流量计(4)进行流量测量后，由氧化剂气蚀管(6)控制流量后，通过氧化剂阀(8)控制进入燃烧装置(1)；
燃烧装置，能够将燃料和氧化剂混合燃烧产生高温燃气。
2.根据权利要求1所述的一种验证燃烧装置熄火边界的试验系统，其特征在于：试验系统的试验对象为燃烧装置(1)。
3.根据权利要求1所述的一种验证燃烧装置熄火边界的试验系统，其特征在于：燃烧装置(1)为：推力室或燃气发生器。
4.根据权利要求1所述的一种验证燃烧装置熄火边界的试验系统，其特征在于：燃料贮箱(3)增压至设计值Pf1，使燃料气蚀管(7)的入口压力稳定，从而使进入燃烧装置(1)的燃料流量达到额定值Qf；设计值Pf1和额定值Qf根据需求设定。
5.根据权利要求1所述的一种验证燃烧装置熄火边界的试验系统，其特征在于：氧化剂贮箱(2)增压至设计值Po1，使氧化剂气蚀管(6)的入口压力稳定，从而使进入燃烧装置(1)的氧化剂流量达到额定值Qo；设计值Po1和额定值Qo根据需求设定。
6.根据权利要求1所述的一种验证燃烧装置熄火边界的试验系统，其特征在于：燃烧装置，能够将燃料和氧化剂混合燃烧产生高温燃气，具体为：当燃烧装置为推力室，产生的高温燃气温度为2000K～3000K，当燃烧装置为燃气发生器，产生的高温燃气温度为800K～900K。
7.一种验证燃烧装置熄火边界确定方法，其特征在于步骤如下：
(1)关闭氧化剂阀(8)、燃料阀(9)，并将燃料贮箱(3)和氧化剂贮箱(2)分别增压至各自的设计值；
(2)打开氧化剂阀(8)，氧化剂在氧化剂贮箱(2)的箱压作用下经过氧化剂流量计(4)、氧化剂气蚀管(6)、氧化剂阀(8)进入燃烧装置(1)；
打开燃料阀(9)，燃料在燃料贮箱(3)的箱压作用下经过流量计(5)、燃料气蚀管(7)、燃料阀(9)进入燃烧装置(1)；燃料与氧化剂在燃烧装置(1)内混合燃烧，燃烧装置(1)工作在额定工况；
(3)保持燃料贮箱(3)的箱压不变，逐渐降低氧化剂贮箱(2)内的压力，降至预设压力值Po2后再逐渐增加至设计值Po1，关闭氧化剂阀(8)，再关闭燃料阀(9)；
(4)试验过程中实时测量燃烧装置(1)内的温度及压力，若在氧化剂贮箱(2)压力从预设压力值Po2恢复至设计值Po1后，判断燃烧装置(1)是否恢复工作在额定工况，即判断燃烧装置(1)内温度、压力是否恢复到额定工况要求的温度、压力；若已恢复，则判定燃烧装置(1)在氧化剂贮箱(2)内的压力降至预设压力值Po2时未熄火，进入步骤(5)；若未恢复，则判定燃烧装置(1)在氧化剂贮箱(2)内的压力降至预设压力值Po2时熄火，进入步骤(10)；
(5)将氧化剂贮箱(2)内的预设压力值Po2降低设定的步长压力后，用降低后的压力更新预设压力值Po2；
(6)在氧化剂阀(8)、燃料阀(9)关闭状态下，将燃料贮箱(3)和氧化剂贮箱(2)分别增压至各自的设计值；
(7)打开氧化剂阀(8)、氧化剂在氧化剂贮箱(2)的箱压作用下经过氧化剂流量计(4)、氧化剂气蚀管(6)、通过氧化剂阀(8)进入燃烧装置(1)；
打开燃料阀(9)，燃料在燃料贮箱(3)的箱压作用下，经过流量计(5)、燃料气蚀管(7)、燃料阀(9)，进入燃烧装置(1)；燃料与氧化剂在燃烧装置(1)内混合燃烧，燃烧装置(1)工作在额定工况；
(8)保持燃料贮箱(3)的箱压不变，逐渐降低氧化剂贮箱(2)内的压力，降至更新的预设压力值Po2后再逐渐增加至设计值Po1，关闭氧化剂阀(8)，再关闭燃料阀(9)；
(9)试验过程中实时测量燃烧装置(1)内的温度及压力，若在氧化剂贮箱(2)压力从更新的预设压力值Po2恢复至设计值Po1后，判断燃烧装置(1)是否恢复工作在额定工况，即判断燃烧装置(1)内温度、压力是否恢复到额定工况要求的温度、压力；若已恢复，则判定燃烧装置(1)在氧化剂贮箱(2)内的压力降至更新的预设压力值Po2时未熄火，返回步骤(5)；若未恢复，则判定燃烧装置(1)在氧化剂贮箱(2)内的压力降至更新的预设压力值Po2时熄火，获得熄火边界；
(10)将氧化剂贮箱(2)内的预设压力值Po2增加设定的步长压力后，用增加后的压力更新预设压力值Po2；
(11)在氧化剂阀(8)、燃料阀(9)关闭状态下，将燃料贮箱(3)和氧化剂贮箱(2)分别增压至各自的设计值；
(12)打开氧化剂阀(8)，氧化剂在氧化剂贮箱(2)的箱压作用下经过氧化剂流量计(4)、氧化剂气蚀管(6)、氧化剂阀(8)进入燃烧装置(1)；
打开燃料阀(9)，燃料在燃料贮箱(3)的箱压作用下经过流量计(5)、燃料气蚀管(7)、燃料阀(9)进入燃烧装置(1)；燃料与氧化剂在燃烧装置(1)内混合燃烧，燃烧装置(1)工作在额定工况；
(13)保持燃料贮箱(3)的箱压不变，逐渐降低氧化剂贮箱(2)内的压力，降至更新预设压力值Po2后再逐渐增加至设计值Po1，关闭氧化剂阀(8)，再关闭燃料阀(9)；
(14)试验过程中实时测量燃烧装置(1)内的温度及压力，若在氧化剂贮箱(2)压力从更新的预设压力值Po2恢复至设计值Po1后，判断燃烧装置(1)是否恢复工作在额定工况，即判断燃烧装置(1)内温度、压力是否恢复到额定工况要求的温度、压力；若已恢复，则判定燃烧装置(1)在氧化剂贮箱(2)内的压力降至更新的预设压力值Po2时未熄火，获得熄火边界；若未恢复，则判定燃烧装置(1)在氧化剂贮箱(2)内的压力降至更新的预设压力值Po2时熄火，返回步骤(10)。
8.根据权利要求7所述的一种验证燃烧装置熄火边界确定方法，其特征在于：步骤(9)获得熄火边界，具体为：获得最近一次更新前的预设压力值Po2条件下，进入燃烧装置(1)的氧化剂质量流量与燃料质量流量的比。
9.根据权利要求7所述的一种验证燃烧装置熄火边界确定方法，其特征在于：步骤(14)获得熄火边界，具体为：获得更新的预设压力值Po2下，进入燃烧装置(1)的氧化剂质量流量与燃料质量流量的比。
10.根据权利要求7所述的一种验证燃烧装置熄火边界确定方法，其特征在于：燃烧装置(1)为：推力室或燃气发生器。
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Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101936241A (zh) * 2010-07-12 2011-01-05 西北工业大学 一种实时识别固体火箭发动机燃烧结束的方法
DE102010012739A1 (de) * 2010-03-25 2011-09-29 Iav Gmbh Ingenieurgesellschaft Auto Und Verkehr Verfahren zur Ermittlung von Kraftstoffeinsparpotentialen von Verbrennungsmotoren
JP5422574B2 (ja) * 2011-01-07 2014-02-19 株式会社東芝 ２パルス飛翔体
JP2015072209A (ja) * 2013-10-03 2015-04-16 株式会社Ihi ロケット用燃焼器の燃焼試験方法
CN110700964A (zh) * 2019-11-25 2020-01-17 北京航空航天大学 推进剂供应系统、火箭发动机及火箭

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102010012739A1 (de) * 2010-03-25 2011-09-29 Iav Gmbh Ingenieurgesellschaft Auto Und Verkehr Verfahren zur Ermittlung von Kraftstoffeinsparpotentialen von Verbrennungsmotoren
CN101936241A (zh) * 2010-07-12 2011-01-05 西北工业大学 一种实时识别固体火箭发动机燃烧结束的方法
JP5422574B2 (ja) * 2011-01-07 2014-02-19 株式会社東芝 ２パルス飛翔体
JP2015072209A (ja) * 2013-10-03 2015-04-16 株式会社Ihi ロケット用燃焼器の燃焼試験方法
CN110700964A (zh) * 2019-11-25 2020-01-17 北京航空航天大学 推进剂供应系统、火箭发动机及火箭

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