CN112761822B - 一种固液火箭发动机燃烧性能评估方法及系统 - Google Patents

一种固液火箭发动机燃烧性能评估方法及系统 Download PDF

Info

Publication number
CN112761822B
CN112761822B CN202110081561.9A CN202110081561A CN112761822B CN 112761822 B CN112761822 B CN 112761822B CN 202110081561 A CN202110081561 A CN 202110081561A CN 112761822 B CN112761822 B CN 112761822B
Authority
CN
China
Prior art keywords
solid
engine
liquid rocket
rocket engine
outlet
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202110081561.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112761822A (zh
Inventor
林鑫
张泽林
王泽众
李飞
余西龙
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Institute of Mechanics of CAS
Original Assignee
Institute of Mechanics of CAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Institute of Mechanics of CAS filed Critical Institute of Mechanics of CAS
Priority to CN202110081561.9A priority Critical patent/CN112761822B/zh
Publication of CN112761822A publication Critical patent/CN112761822A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112761822B publication Critical patent/CN112761822B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/96—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by specially adapted arrangements for testing or measuring
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Investigating Or Analyzing Materials By The Use Of Ultrasonic Waves (AREA)

Abstract

本发明属于固液火箭发动机技术领域，针对现有技术中存在的氧燃比无法实现在线测量的技术问题，本发明提供一种固液火箭发动机燃烧性能评估方法及系统，采用超声波技术获得固体燃料实时退移速率，采用TDLAS技术获得发动机出口高温气流静温、燃烧产物水分压；记录发动机氧化剂质量流量，燃烧室总压，出口静压、外界压力以及推力。得实时氧燃比，计算理论比冲与理论出口静温；计算实际比冲；计算燃气速度，计算得到燃气中水的物质的量，计算得到完全燃烧所生成的水的物质的量，计算得到燃烧效率，结合动态氧燃比、出口静温、比冲等数据综合分析，可对发动机燃烧性能进行综合评估，该方法测量具备测试系统简单、时间分辨率高等优点，应用前景广泛。

Description

一种固液火箭发动机燃烧性能评估方法及系统
技术领域
本发明属于固液火箭发动机技术领域，具体涉及一种固液火箭发动机燃烧性能评估方法及系统。
背景技术
固液火箭发动机作为化学能火箭推进的一个重要发展方向，其兼具固体火箭发动机和液体火箭发动机的优点，具备广阔的应用前景。对于固液火箭发动机来说，其燃烧室内的燃烧反应属于典型的扩散燃烧，固液火箭发动机燃烧过程发生在远离燃料表面的边界层中且贯穿整个燃料通道。液体氧化剂经喷注器雾化、汽化后进入燃料通道与燃料接触开始燃烧，固体燃料表面在燃烧区对流及热辐射的作用下持续发生热解，热解产物与边界层内的氧化剂相互掺混发生化学反应以释放能量，燃烧过程发生在高温高压条件下并涉及多个物理化学过程，包括燃面受到对流换热和热辐射的持续热解过程、燃料表面附近的热解气体与氧化剂的掺混、燃面热解变化对近壁区域流动和燃烧的影响等。
当前对于固液火箭发动机的燃烧性能评估普遍采用特征速度c*效率
Figure BDA0002909539740000011
进行评价，其中
Figure BDA0002909539740000012
P0为燃烧室压力，
Figure BDA0002909539740000013
为推进剂总的质量流量、A*为喷管喉道面积。这种度量方式虽然可以间接的对发动机化学能-热能转换效率进行总体评估，但难以有效表征燃烧释热与火焰结构、燃料布局、混合、雾化等化学物理机制之间的相互耦合关系，对燃烧流动现象缺乏认知，从而对可能导致燃烧性能降低的特定损耗机制及影响权重知之甚少。特别需要说明的是，固液火箭发动机(1)中推进剂燃烧产生的热量及能量利用效率与燃烧时氧化剂和固体燃料热解产物的混合比例(即氧燃比，氧化剂质量流量与燃料质量流量之比)以及掺混程度密切相关。因此，保证推进剂在设定的氧燃比条件下燃烧就显得极为重要，能够实现氧燃比的在线测量就显得极为重要。
发明内容
针对现有技术中存在的氧燃比无法实现在线测量的技术问题，本发明的目的是提出一种非接触式、在线的固液火箭发动机燃烧性能评估方法，其基于非接触的超声波技术及TDLAS技术，通过对于发动机氧燃比、喷管出口高温燃气静温、水蒸气静压等在线定量测量，辅助以成熟的化学平衡计算方法，获得发动机实时燃烧效率、实验静温与理论静温之比等关键参数，可实现固液火箭发动机燃烧性能的综合评估。
本发明采取的技术方案为：
一种固液火箭发动机燃烧性能评估方法，包括如下步骤：
(1)通过超声波技术测量固液火箭发动机的固体燃料实时退移速率，退移速率即为固液火箭发动机固体燃料燃面单位时间内向外移动的距离，即燃料质量流量
Figure BDA0002909539740000021
(2)通过发动机测控单元获得氧化剂质量流量
Figure BDA0002909539740000022
燃烧室实时氧燃比
Figure BDA0002909539740000023
总压Ptotal、发动机出口静压Ps、外界压力Pout以及发动机推力Tmeasured；
(3)通过固液火箭发动机的喷管出口的TDLAS单元，得到喷管出口尾焰静温Tmeasured和水分压
Figure BDA0002909539740000024
(4)通过化学平衡计算工具得到发动机理论出口静温Ttheoretical以及理论比冲Itheoretical，结合已知的燃料分子式得到理论上完全燃烧应生成水的物质的量
Figure BDA0002909539740000025
(5)选取固液火箭发动机喷管出口部分作为计算域，由推力公式得到发动机出口燃气速度
Figure BDA0002909539740000031
其中，A为喷管出口横截面积，将燃料消耗与其燃烧产生的燃气喷出看作同时发生，通过TDLAS系统测得的水分压
Figure BDA0002909539740000032
与完全气体状态方程，得到出口实际水的物质的量
Figure BDA0002909539740000033
计算得到燃烧效率
Figure BDA0002909539740000034
(6)发动机总流量
Figure BDA0002909539740000035
与推力Fmeasured计算得实时比冲Iauthentic；
(7)通过实时氧燃比
Figure BDA0002909539740000036
以及相应的燃烧效率η、理论出口静温Ttheoretical、实际出口静温Tmeasured、真实比冲Icalculate、理论比冲Itheoretical综合分析发动机燃烧状况。
进一步的，所述步骤(1)中固体燃料为化学分子式已知的碳氢类燃料，具体采用石蜡、聚乙烯或端羟基聚丁二烯中的任意一种。
进一步的，所述步骤(1)中退移速率的测量过程为：
超声波发射仪以固定频率通过超声波探头发射脉冲信号，超声波探头紧贴缓冲材料，缓冲材料紧贴药柱外表面；超声波探头接收从药柱表面返回的超声波信号，通过识别药柱内外表面的回波信号，根据提前测得的声音在此药柱中的传播速度计算此药柱的厚度信息。
进一步的，所述步骤(4)中化学平衡计算工具为CEA或CHEMKIN。
一种固液火箭发动机燃烧性能评估系统，采用所述的一种固液火箭发动机燃烧性能评估方法，包括固液火箭发动机、数据处理终端、超声波发射仪和录波仪、TDLAS单元，固液火箭发动机的内部设置有药柱，氧化剂填充于药柱内部，固液火箭发动机的外侧壁上设置有超声波探头，超声波探头的内部填充缓冲材料，所述固液火箭发动机工作过程中，超声波探头发射并采集超声波信号，经超声波发射仪处理并传输给录波仪，经数据处理终端处理得到药柱的厚度信息。该系统可用于测量燃料退移速率、记录发动机工作数据、测量发动机燃气水分压和静温信息。
进一步的，还设置有发动机测控单元，所述发动机测控单元控制已知流量的O2进入固液火箭发动机与药柱在燃烧室中燃烧，药柱设置为石蜡基药柱，燃烧产生的燃气经喷管膨胀加速后形成高速气流从而产生推力。该发动机测控单元的上位机软件由LabVIEW编写，可以控制阀门开闭和传感器的通断并且可以接收传感器采集的数据。
进一步的，沿着紧贴固液火箭发动机的喷管出口处设置有TDLAS系单元，TDLAS单元包括TDLAS信号调制及信号处理模块、激光单模光纤、自聚焦准直透镜和光电探测器，TDLAS信号调制及数据处理模块通过电流调制和温度调制控制激光器输出激光信号；激光信号经单模光纤通过自聚焦准直透镜进行准直，光路紧贴喷管出口，垂直穿过高温高速气流，经激光接收端滤波、聚焦后传输至光电探测器，透射激光信号经光电探测器进行光电转换，转换为电压信号传输至TDLAS信号调制及数据处理模块进行分析处理。通过分析处理可以得到发动机燃气的水分压和静温信息。
进一步的，所述激光器输出给定的扫描频率和输出波长，扫描频率为2-10kHz，单周期内包含4029.5cm-1、4030.6cm-1和4030.7cm-1共三条吸收谱线。
本发明的有益效果为：
(1)本发明提出一种固液火箭发动机燃烧性能评估方法。该方法基于固液火箭发动机扩散燃烧特性，结合超声波技术与TDLAS技术，同时实现发动机工作时氧燃比、喷管出口高温燃气温度及关键燃烧产物水蒸气分压的动态定量测量，结合发展成熟的化学平衡计算工作，可从燃烧效率、理论/实际静温比等多角度对固液火箭发动机燃烧性能进行综合评估。
(2)本发明基于两种在线测量实验技术，测量结果反映发动机动态燃烧特性，实现了固液火箭发动机燃烧效率在线评估的技术突破，对深入了解固液火箭发动机燃烧机理及优化发动设计具有重要意义。
(3)本发明系统简单，安全，测量成本低，并具有极强的适应性和发展潜力。
附图说明
图1为本发明的具体实施流程图；
图2为本发明的实验系统组成图；
图3为某实验获得的TDLAS原始数据图；
图4为某实验超声波系统得到的一次完整回波信号图；
其中，1、固液火箭发动机；2、药柱；3、数据处理终端；4、发动机测控单元；5、TDLAS信号调制及数据处理模块；6、激光器；7、单模光纤；8、自聚焦准直透镜；9、光电探测器；10、超声波发射仪；11、录波仪；12、超声波探头；13、缓冲材料。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文字能够据以实施。此处所描述的具体实施例仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部结构。
本实验以氧气/石蜡基固液火箭发动机为例，如图2所示，一种固液火箭发动机燃烧性能评估方法包括：固液火箭发动机1、药柱2、数据处理终端3、发动机测控单元4、TDLAS信号调制及信号处理模块5、激光器6、单模光纤7、自聚焦准直透镜8、光电探测器9、超声波发射仪10、录波仪11、超声波探头12、缓冲材料13。
发动机测控单元4控制已知流量的O2进入固液火箭发动机与石蜡基药柱2在燃烧室中燃烧，燃烧产生的燃气经喷管膨胀加速后形成高速气流从而产生推力。
一种固液火箭发动机燃烧性能评估方法，包括如下步骤：
(1)通过超声波技术测量固液火箭发动机1的固体燃料实时退移速率，退移速率即为固液火箭发动机固体燃料燃面单位时间内向外移动的距离，即燃料质量流量
Figure BDA0002909539740000061
(2)通过发动机测控单元4获得氧化剂质量流量
Figure BDA0002909539740000062
燃烧室实时氧燃比
Figure BDA0002909539740000063
总压Ptotal、发动机出口静压Ps、外界压力Pout以及发动机推力Fmeasured；
(3)通过固液火箭发动机1的喷管出口的TDLAS单元，得到喷管出口尾焰静温Tmeasured和水分压
Figure BDA0002909539740000064
(4)通过化学平衡计算工具得到发动机理论出口静温Ttheoretical以及理论比冲Itheoretical，结合已知的燃料分子式得到理论上完全燃烧应生成水的物质的量
Figure BDA0002909539740000065
(5)选取固液火箭发动机1喷管出口部分作为计算域，由推力公式得到发动机出口燃气速度
Figure BDA0002909539740000066
其中，A为喷管出口横截面积，将燃料消耗与其燃烧产生的燃气喷出看作同时发生，通过TDLAS系统测得的水分压
Figure BDA0002909539740000067
与完全气体状态方程，得到出口实际水的物质的量
Figure BDA0002909539740000068
计算得到燃烧效率
Figure BDA0002909539740000069
(6)发动机总流量
Figure BDA00029095397400000610
与推力Fmeasured计算得实时比冲Iauthentic；
(7)通过实时氧燃比
Figure BDA0002909539740000071
以及相应的燃烧效率η、理论出口静温Ttheoretical、实际出口静温Tmeasured、真实比冲Icalculate、理论比冲Itheoretical综合分析发动机燃烧状况。
其中，步骤(1)中退移速率的测量过程为：
超声波发射仪10以固定频率通过超声波探头12发射脉冲信号，超声波探头12紧贴缓冲材料13，缓冲材料13紧贴药柱2外表面；超声波探头12接收从药柱2表面返回的超声波信号，通过识别药柱2内外表面的回波信号，根据提前测得的声音在此药柱2中的传播速度计算此药柱2的厚度信息。
设t2时刻药柱燃面对应的直径为d2,t1时刻药柱燃面对应的直径为d1,退移速率即为
Figure BDA0002909539740000072
本方法的具体实施步骤如图1所示：通过点火实验及超声波系统获得燃烧室的实时氧燃比
Figure BDA0002909539740000073
燃烧室总压Ptotal、发动机出口静压Ps，代入化学平衡计算工具得到发动机理论出口静温Ttheoretical、理论比冲Itheoretical。
如图2所示，TDLAS信号调制及数据处理模块5通过电流调制和温度调制使激光器6输出给定的扫描频率和输出波长，扫描频率为2-10kHz，单周期内包含4029.5cm-1、4030.6cm-1和4030.7cm-1共三条吸收谱线；输出的激光信号经单模光纤7通过自聚焦准直透镜8进行准直，光路紧贴喷管出口，垂直穿过高温高速气流，经激光接收端滤波、聚焦后传输至光电探测器9，透射激光信号经光电探测器9进行光电转换后，转换为电压信号传输至TDLAS信号调制及数据处理模块5进行分析处理。此外，发动机工作过程中，超声波探头12会发射并采集超声波信号，经超声波发射仪10处理并传输给录波仪11，经数据处理终端3处理得到药柱厚度信息。
如图4所示，为此次实验经超声波系统一次完整回波信号图，实验前测得药柱厚度d为15.77mm。药柱2内表面与外表面回波信号的时间差即为某时刻超声波在当前药柱中传播一来回所需要的时间(经实验验证每组回波信号对应的时间可取此信号第一个波峰对应的时间)，由图4可知此次由超声波脉冲产生的药柱内外表面回波信号的时间节点分别为6.523×10-4s与6.384×10-4s，则超声波在此药柱中传播一来回的时间Δt为1.39×10-5s，由
Figure BDA0002909539740000081
得超声波在此药柱中的传播速度为2269m/s。在发动机工作过程中由于药柱厚度的变小，药柱内表面的回波信号会左移，即不同时刻的Δt不同，已知超声波在此药柱中的传播速度，由
Figure BDA0002909539740000082
即可得知当前药柱的厚度。通过V＝(πR2-πr2)h得到发动机工作时实时燃料消耗的体积，其中r和R为某时刻前后对应的药柱内径(mm)，h为药柱的长度(mm)。经测算，已知石蜡分子式为C25H52，计算可得其完全燃烧理论上产生的水的物质的量
Figure BDA0002909539740000083
基于吸收光谱原理，当一束频率为v的激光通过流场，其出射光强It和入射光强I0满足Beer-Lambert关系式：
(It/I0)v＝exp(-kv·L) (1)
式中：kv(cm-1)为吸收系数，L(cm)为吸收长度。其中吸收系数kv是吸收组分分压PH2O(这里以H2O作为研究组分，atm)，吸收谱线线强度S(T)(cm-2atm-1)，线型函数φ(v)(cm)的函数：
Figure BDA0002909539740000085
式中：线型函数满足归一化条件，即∫φ(v)dv≡1。
式(2)中的吸收组分分压是气流参数，而吸收线强度为吸收线的固有属性，它是温度的函数。将吸收系数和吸收长度的乘积kvL称之为光谱吸收率αv：
Figure BDA0002909539740000084
任意温度下的线强度S(T)由已知温度T0的线强度计算得到：
Figure BDA0002909539740000091
式中：E″(cm-1)为吸收跃迁的低能级能量，h(J·s)为普朗克常数，c(cm/s)为光速，k(J/K)是波尔兹曼常数，Q(T)是配分函数，它反映了在所处温度T(K)下，在对应吸收低能级上的粒子数占总粒子数的比值。
由式(3)和式(4)可知，采用直接吸收-波长扫描法同时获得两条及以上的吸收谱线线型，通过其比值即可得到温度Fmeasured，进而根据式(3)得到吸收组分分压
Figure BDA0002909539740000092
Figure BDA0002909539740000093
图3给出某实验获得TDLAS的原始数据。在一个扫描周期可同时获得4029.5cm-1、4030.6cm-1和4030.7cm-1三条吸收谱线，基于其积分吸收率可同时实现喷管出口静温Fmeasured和吸收组分分压
Figure BDA0002909539740000094
的测量。
通过点火实验可得到推力Fmeasured、外界压力Pout、氧化剂实时流量
Figure BDA0002909539740000095
由超声波测量单元可得知燃料实时消耗量(即燃料质量流量
Figure BDA0002909539740000096
)，由推力公式可得出口燃气速度
Figure BDA0002909539740000097
已知发动机喷管出口截面为A，设某微小时间段为t，由理想气体状态方程可知此微小时间段内实际生成水的物质的量
Figure BDA0002909539740000098
由此可得知发动机的实时燃烧效率
Figure BDA0002909539740000099
通过点火实验可得到发动机的推力Fmeasured，结合总流量
Figure BDA00029095397400000910
Figure BDA00029095397400000911
可得到实际比冲Iauthentic。
该方法基于非接触的超声波技术及TDLAS技术，通过对于发动机氧燃比、喷管出口高温燃气静温、水蒸气静压等在线定量测量，辅助以成熟的化学平衡计算方法，获得发动机实时燃烧效率、实验静温与理论静温之比等关键参数，能够实现固液火箭发动机燃烧性能的综合评估。该方法实现了固液火箭发动机燃烧效率在线评估的技术突破，对提升固液火箭发动机扩散燃烧机理认知，发动机优化设计等具有重要意义；此外，该方法测量具备测试系统简单、时间分辨率高等优点，应用前景广泛。
以上所述并非是对本发明的限制，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明实质范围的前提下，还可以做出若干变化、改型、添加或替换，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (8)

1.一种固液火箭发动机燃烧性能评估方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤（1）通过超声波技术测量固液火箭发动机（1）的固体燃料实时退移速率，即燃料质 量流量
Figure DEST_PATH_IMAGE001
；
步骤（2）通过发动机测控单元（4）获得氧化剂质量流量
Figure 607656DEST_PATH_IMAGE002
、燃烧室实时氧燃比
Figure DEST_PATH_IMAGE003
、 总压
Figure 861920DEST_PATH_IMAGE004
、发动机出口静压
Figure DEST_PATH_IMAGE005
、外界压力
Figure 738609DEST_PATH_IMAGE006
以及发动机推力
Figure DEST_PATH_IMAGE007
；
步骤（3）通过固液火箭发动机（1）的喷管出口的TDLAS单元，得到喷管出口尾焰静温
Figure 626318DEST_PATH_IMAGE008
和水分压
Figure DEST_PATH_IMAGE009
；
步骤（4）通过化学平衡计算工具得到发动机理论出口静温
Figure 690089DEST_PATH_IMAGE010
以及理论比冲
Figure DEST_PATH_IMAGE011
，结合已知的燃料分子式得到理论上完全燃烧应生成水的物质的量
Figure 951306DEST_PATH_IMAGE012
；
步骤（5）选取固液火箭发动机（1）喷管出口部分作为计算域，由推力公式得到发动机出 口燃气速度
Figure DEST_PATH_IMAGE013
，其中，A为喷管出口横截面积，将燃料消耗与其燃烧产 生的燃气喷出看作同时发生，通过TDLAS单元测得的水分压
Figure 10398DEST_PATH_IMAGE009
与完全气体状态方程，得到 出口实际水的物质的量
Figure 534920DEST_PATH_IMAGE014
；计算得到燃烧效率
Figure DEST_PATH_IMAGE015
；
步骤（6）发动机总流量
Figure 351566DEST_PATH_IMAGE016
与推力
Figure DEST_PATH_IMAGE017
计算得实时比冲
Figure 885316DEST_PATH_IMAGE018
；
步骤（7）通过实时氧燃比
Figure 939859DEST_PATH_IMAGE003
以及相应的燃烧效率
Figure DEST_PATH_IMAGE019
、理论出口静温
Figure 231688DEST_PATH_IMAGE020
、实际出 口静温
Figure DEST_PATH_IMAGE021
、真实比冲
Figure 535630DEST_PATH_IMAGE022
、理论比冲
Figure DEST_PATH_IMAGE023
综合分析发动机燃烧状况。
2.根据权利要求1所述的一种固液火箭发动机燃烧性能评估方法，其特征在于，所述步骤（1）中固体燃料为化学分子式已知的碳氢类燃料，具体采用石蜡、聚乙烯或端羟基聚丁二烯中的任意一种。
3.根据权利要求1所述的一种固液火箭发动机燃烧性能评估方法，其特征在于，所述步骤（1）中退移速率的测量过程为：
超声波发射仪（10）以固定频率通过超声波探头（12）发射脉冲信号，超声波探头（12）紧贴缓冲材料（13），缓冲材料（13）紧贴药柱（2）外表面；超声波探头（12）接收从药柱（2）表面返回的超声波信号，通过识别药柱（2）内外表面的回波信号，根据提前测得的声音在此药柱（2）中的传播速度计算此药柱（2）的厚度信息。
4.根据权利要求1所述的一种固液火箭发动机燃烧性能评估方法，其特征在于，所述步骤（4）中化学平衡计算工具为CEA或CHEMKIN。
5.一种固液火箭发动机燃烧性能评估系统，采用权利要求1-4任意一项所述的一种固液火箭发动机燃烧性能评估方法，其特征在于，包括固液火箭发动机（1）、数据处理终端（3）、超声波发射仪（10）和录波仪（11），固液火箭发动机（1）的内部设置有药柱（2），氧化剂填充于药柱（2）内部，固液火箭发动机（1）的外侧壁上设置有超声波探头（12），超声波探头（12）的内部填充缓冲材料（13），所述固液火箭发动机（1）工作过程中，超声波探头（12）发射并采集超声波信号，经超声波发射仪（10）处理并传输给录波仪（11），经数据处理终端（3）处理得到药柱（2）的厚度信息。
6.根据权利要求5所述的一种固液火箭发动机燃烧性能评估系统，其特征在于，还设置 有发动机测控单元（4），所述发动机测控单元（4）控制已知流量的
Figure 873071DEST_PATH_IMAGE024
进入固液火箭发动机 （1）与药柱（2）在燃烧室中燃烧，燃烧产生的燃气经喷管膨胀加速后形成高速气流从而产生 推力。
7.根据权利要求5所述的一种固液火箭发动机燃烧性能评估系统，其特征在于，沿着紧贴固液火箭发动机（1）的喷管出口处设置有TDLAS单元，TDLAS单元，包括TDLAS信号调制及数据处理模块（5）、激光器（6）、单模光纤（7）、自聚焦准直透镜（8）和光电探测器（9），TDLAS信号调制及数据处理模块（5）通过电流调制和温度调制控制激光器（6）输出激光信号；激光信号经单模光纤（7）通过自聚焦准直透镜（8）进行准直，光路紧贴喷管出口，垂直穿过高温高速气流，经激光接收端滤波、聚焦后传输至光电探测器（9），透射激光信号经光电探测器（9）进行光电转换，转换为电压信号传输至TDLAS信号调制及数据处理模块（5）进行分析处理。
8.根据权利要求7所述的一种固液火箭发动机燃烧性能评估系统，其特征在于，所述激光器（6）输出给定的扫描频率和输出波长，扫描频率为2-10kHz，单周期内包含4029.5cm-1、4030.6 cm-1和4030.7 cm-1共三条吸收谱线。
CN202110081561.9A 2021-01-21 2021-01-21 一种固液火箭发动机燃烧性能评估方法及系统 Active CN112761822B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110081561.9A CN112761822B (zh) 2021-01-21 2021-01-21 一种固液火箭发动机燃烧性能评估方法及系统

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110081561.9A CN112761822B (zh) 2021-01-21 2021-01-21 一种固液火箭发动机燃烧性能评估方法及系统

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112761822A CN112761822A (zh) 2021-05-07
CN112761822B true CN112761822B (zh) 2021-12-10

Family

ID=75702238

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110081561.9A Active CN112761822B (zh) 2021-01-21 2021-01-21 一种固液火箭发动机燃烧性能评估方法及系统

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112761822B (zh)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113847168B (zh) * 2021-09-28 2023-06-09 西北工业大学 固体火箭发动机喷管内化学非平衡参数测量实验装置
CN113917070B (zh) * 2021-09-30 2024-04-26 襄阳康劲动力科技有限公司 一种冲压发动机燃料燃烧性能测试装置
CN114542329B (zh) * 2022-03-01 2023-11-10 北京航空航天大学 一种固液火箭发动机的瞬态燃速重构方法
CN115596574A (zh) * 2022-08-31 2023-01-13 西安航天动力研究所（Cn） 一种时间解析的喷注器混合比分布测量系统及方法
CN115853675B (zh) * 2022-12-06 2023-06-20 中国科学院力学研究所 一种固液发动机燃烧机理的研究方法及系统
CN117007274B (zh) * 2023-10-07 2023-12-29 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 一种亚声速风洞回路质量流量测量方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1245480A (zh) * 1996-12-23 2000-02-23 Egt发展有限责任公司 全能量燃料转化系统的方法和设备
EP1450139A2 (en) * 2003-02-18 2004-08-25 ROLLS-ROYCE plc A method and apparatus for determining the mass flow through an engine
CN102854284A (zh) * 2012-09-11 2013-01-02 西北工业大学 一种固体燃料退移速率测试装置

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6178739B1 (en) * 1997-07-31 2001-01-30 Iowa State University Research Foundation, Inc. Monopropellant assisted solid rocket engine
JPH1164535A (ja) * 1997-08-20 1999-03-05 Ngk Insulators Ltd 流体中の固体粒子の検出方法及び粒子センサ
US6702571B2 (en) * 2001-09-05 2004-03-09 Gas Technology Institute Flex-flame burner and self-optimizing combustion system
RU2453719C1 (ru) * 2010-11-09 2012-06-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе и гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель
CN102392757A (zh) * 2011-09-29 2012-03-28 北京航空航天大学 一种固体锂推进剂恒温液态输送装置及其输送方法
CN105388248B (zh) * 2015-12-31 2017-03-29 中国人民解放军国防科学技术大学 一种高速气流条件下微米级固体颗粒着火燃烧试验装置
CN107144631B (zh) * 2017-04-13 2023-11-07 上海理工大学 一种固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统及方法
CN107132308B (zh) * 2017-05-15 2019-05-10 西北工业大学 一种基于燃面标识的固体推进剂燃速辨识方法
CN108645623B (zh) * 2018-05-11 2021-05-28 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 发动机燃烧室燃烧效率测量装置及其测量方法
CN111751484A (zh) * 2020-04-13 2020-10-09 中国科学院力学研究所 一种固液火箭发动机燃料燃速测量系统
CN111692015A (zh) * 2020-04-13 2020-09-22 中国科学院力学研究所 一种固液火箭发动机燃料的质量流量诊断系统及方法

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1245480A (zh) * 1996-12-23 2000-02-23 Egt发展有限责任公司 全能量燃料转化系统的方法和设备
EP1450139A2 (en) * 2003-02-18 2004-08-25 ROLLS-ROYCE plc A method and apparatus for determining the mass flow through an engine
CN102854284A (zh) * 2012-09-11 2013-01-02 西北工业大学 一种固体燃料退移速率测试装置

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
基于超声回波的推进剂动态燃速测量系统设计;郑永秋等;《中北大学学报(自然科学版)》;20210111;全文 *
激光衰减法测量固体火箭发动机尾流粒子参数;郭颜红等;《固体火箭技术》;20100815;全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN112761822A (zh) 2021-05-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112761822B (zh) 一种固液火箭发动机燃烧性能评估方法及系统
JP4038631B2 (ja) 半導体レーザ分光法を用いた温度・濃度・化学種の高速計測方法および計測システム
Cheng et al. Autoignition in methane hydrogen mixtures
Fattah et al. Spray and combustion investigation of post injections under low-temperature combustion conditions with biodiesel
Jing et al. The flame propagation characteristics and detonation parameters of ammonia/oxygen in a large-scale horizontal tube: As a carbon-free fuel and hydrogen-energy carrier
Jing et al. Optimization effect of propylene oxide (PO) on evaporation, combustion, and pollutant emissions of high-energy–density JP-10 fuel
CN111751484A (zh) 一种固液火箭发动机燃料燃速测量系统
McGann et al. Inlet distortion effects on fuel distribution and ignition in scramjet cavity flameholder
Fang et al. Characterizing combustion of a hybrid rocket using laser absorption spectroscopy
CN111692015A (zh) 一种固液火箭发动机燃料的质量流量诊断系统及方法
Zhang et al. Shock tube study on auto-ignition characteristics of kerosene/air mixtures
Gao et al. Preliminary experimental study on combustion characteristics in a solid rocket motor nozzle based on the TDLAS system
Ni et al. Effects of different physical properties of anthracite powder fuel on detonation characteristics of a rotating detonation engine
Zhu et al. Experimental study on wave propagations in a rotating detonation chamber with different outlet configurations
Cheng et al. Experimental study on combustion efficiency and gas analysis of RDC with different blockage ratio
Qiu et al. Effects of blockage ratio on the propagation characteristics of hydrogen-rich gas rotating detonation
CN106990134A (zh) 一种可视化煤油跨临界雾化及燃烧实验装置
Gevorkyan Structure and mixing characterization of variable density transverse jet flows
Thurmond et al. MHz-rate laser spectroscopic instrument for reacting flow composition and temperature measurements inside rotating detonation engines (RDEs)
Wang et al. Droplet entrainment and its role in the combustion of HTPB/paraffin fuels
Zhang et al. Numerical and experimental assessment of a novel Multinozzle Burner with CO2 diluent to improve the emissions from a swirling flame in a combustion chamber
Grisch et al. CORIA Aeronautical combustion facilities and associated optical diagnostics
Owens et al. Flowfield characterization and simulation validation of multiple-geometry PDEs using cesium-based velocimetry
Choudhary et al. Multi-species time history measurements during ethanol pyrolysis behind reflected shock waves
Yang et al. Characteristics of multi-cycle two-phase pulse detonation waves traveling near the lean combustion limit

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant