CN112780450B - 一种发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统及方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于液体火箭发动机设计领域，适用于存在受限空间点火羽流激波环境的液体火箭发动机，涉及一种发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统及方法。在发动机受限空间点火激波环境适应性验证时，液体火箭发动机处于单机热试车的试验状态，在发动机喷管下游按照受限空间边界条件设置挡板，模拟发动机受限空间点火工作环境，达到模拟受限空间点火时间后，关闭发动机完成验证，或者撤除、移动挡板，使发动机脱离受限空间后继续进行经历激波环境后的发动机正常点火验证。激波在喷管内实际驻留时间通过推力参数进行判定。克服采用流场和传热仿真技术确定喷管内部激波环境参数难度大、精度低的问题，为液体火箭发动机激波环境适应性提供了精确依据。

Description

一种发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统及方法
技术领域
本发明属于液体火箭发动机设计领域，适用于存在受限空间点火羽流激波环境的液体火箭发动机，具体涉及一种发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统及方法。
背景技术
液体火箭发动机喷口通常都是在开敞的环境下点火工作，但当喷管出口超声速气流受到阻挡后，会在阻挡物前沿产生激波，当喷管与阻挡物距离小到一定程度，就会在喷管内部形成了正激波，使得激波贴壁部位的喷管壁面温度会快速上升，当其温度超过喷管壁面耐温极限或高温强度极限后，就会烧毁或破坏喷管。
目前采用流场和传热仿真技术，可以对喷管内部激波位置、热流密度和温度上升趋势进行计算，但此类仿真技术涉及到流固耦合以及非稳态传热，使得其仿真难度大，仿真精度无法保证。
发明内容
为了克服采用流场和传热仿真技术确定喷管内部激波环境参数难度大、精度低的问题，本发明提出一种发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统及方法，在液体火箭发动机真实点火中模拟出喷管内激波驻留的环境，对液体火箭发动机对这种工作环境的适应性及适应边界进行真实的验证，相较于仿真技术，其测量更为简单，判定更为准确，为液体火箭发动机激波环境适应性提供了更为可靠的依据。
本发明的技术解决方案是提供一种发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统，其特殊之处在于：包括推力测量装置与挡板；
推力测量装置用于固定液体火箭发动机，且在地面试车或真空试车时，液体火箭发动机点火后，测量液体火箭发动机的推力；
挡板用于模拟液体火箭发动机受限空间点火环境，安装在液体火箭发动机喷管下游，遮挡液体火箭发动机点火后喷管喷射的燃气，使得液体火箭发动机喷管内产生激波；挡板与喷管端口之间的距离按照受限空间边界条件设置，保证挡板与喷管端口之间的距离小于可使喷管内产生激波的最小距离。
进一步地，挡板为刚性挡板或柔性挡板，其面积大于液体火箭发动机喷管端口燃气通道面积。因为挡板是用于遮挡液体火箭发动机点火后喷管喷射的燃气，所以会受到液体火箭发动机点火高速燃气冲击作用(接近液体火箭发动机正常推力)和燃气滞止后的接近3000℃的高温作用，在模拟受限空间点火时长内，挡板应能在发动机高速燃气冲击作用力条件下维持其位置。以免位移过大导致激波脱离喷管。对于刚性挡板，其自身应能短时(大于模拟受限空间点火时长)耐受高温燃气而不被破坏。对于柔性挡板，自身应能在短时间内(稍大于或等于模拟受限空间点火时长)被高温燃气烧熔或吹破，避免长时间点火时，试验破坏发动机喷管。
进一步地，推力测量装置上安装有推力传感器，用于测量点火后液体火箭发动机的推力。
本发明还提供一种基于所述系统实现发动机受限空间点火激波环境适应性验证方法，其特殊之处在于，包括以下步骤：
步骤1、搭建发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统；
将液体火箭发动机固定在推力测量装置上，根据受限空间边界条件将挡板固定在液体火箭发动机喷管下游，模拟液体火箭发动机受限空间点火环境；
步骤2、短程点火，模拟喷管内部的激波环境，判定激波环境参数；
步骤2.1、点火，记点火时刻为t0；至时刻t1后，关闭液体火箭发动机；其中t1-t0为需要模拟受限空间点火时长；
步骤2.2、采集t0至t1时刻内，推力测量装置的推力值，绘制时间-推力曲线，根据时间-推力曲线判定激波环境参数；
其中激波环境参数包括激波产生及激波在喷管内的实际驻留时间；
具体判定方法为：
当时间-推力曲线中，推力值增大至正常推力的设定百分比以上并维持，则认为激波产生；
根据时间-推力曲线中，增大后推力值的持续时间来判定激波实际驻留时间，即激波实际驻留时间等于增大后推力值的持续时间。
进一步地，步骤2.2中所述设定百分比为110％。
本发明还提供另一种基于所述系统实现发动机受限空间点火激波环境适应性验证方法，其特殊之处在于，包括以下步骤：
步骤1、搭建发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统；
步骤1.1、将液体火箭发动机固定在推力测量装置上；
步骤1.2、根据受限空间边界条件将挡板固定在液体火箭发动机喷管下游，模拟液体火箭发动机受限空间点火环境；若选用刚性材质挡板，则执行步骤2；若选用柔性材质挡板，则执行步骤3；
步骤2、长程点火，判定激波环境参数，同时验证液体火箭发动机脱离受限空间后的工作特性；
步骤2.1、点火，记点火时刻为t0；至时刻t2，撤除挡板，确保液体火箭发动机脱离受限空间；至t3时刻，关闭液体火箭发动机；其中t2-t0时长大于模拟受限空间点火时长；
步骤2.2、采集t0至t3时刻内，推力测量装置的推力值，绘制时间-推力曲线，根据时间-推力曲线判定激波环境参数以及获得液体火箭发动机脱离受限空间后的推力性能与比冲性能；并利用常规方法验证脱离受限空间即撤除挡板后，液体火箭发动机的喷管温度特性和结构安全性；
其中激波环境参数包括激波产生及激波在喷管内的实际驻留时间；
具体根据时间-推力曲线判定激波环境参数以及验证液体火箭发动机脱离受限空间后的推力特性的方法为：
当时间-推力曲线中，推力增大至正常推力的设定百分比以上并维持设定时间，则认为激波产生；
根据时间-推力曲线中，增大后推力值的持续时间来判定激波实际驻留时间，即激波实际驻留时间等于增大后推力值的持续时间；
根据t2-t3时刻间的推力值，获得液体火箭发动机脱离受限空间后的推力性能与比冲性能；
步骤3、长程点火，判定激波实际驻留时间，同时验证液体火箭发动机脱离受限空间后的工作特性；
步骤3.1、点火，记点火时刻为t0；至某一时刻时，挡板在高温燃气作用下烧熔或吹破，确保液体火箭发动机脱离受限空间；至t3＇时刻，关闭液体火箭发动机；需保证挡板烧熔或吹破时刻距t0的时长大于模拟受限空间点火时长；
步骤3.2、采集t0至t3＇时刻内，推力测量装置的推力值，绘制时间-推力曲线，根据时间-推力曲线判定激波环境参数以及获得液体火箭发动机脱离受限空间后的推力性能与比冲性能；并利用常规方法验证脱离受限空间，即挡板被烧熔或吹破后，液体火箭发动机的喷管温度特性和结构安全性；
其中激波环境参数包括激波产生及激波在喷管内的实际驻留时间；
具体根据时间-推力曲线判定激波环境参数以及验证液体火箭发动机脱离受限空间后的推力特性的方法为：
当时间-推力曲线中，推力增大至正常推力的设定百分比以上并维持设定时间，则认为激波产生；
根据时间-推力曲线中，增大后推力值的持续时间来判定激波实际驻留时间，即激波实际驻留时间等于增大后推力值的持续时间；
根据时间-推力曲线中，推力显著减小至正常推力对应时刻至t3＇时刻间的推力值，获得液体火箭发动机脱离受限空间后的推力性能与比冲性能。
进一步地，步骤2.1中，通过横向移动、轴向移动或翻转挡板，撤出挡板，使其远离喷管出口，确保液体火箭发动机脱离受限空间。
进一步地，步骤2.2与步骤3.2中所述设定百分比为110％。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明根据液体火箭发动机在激波进入喷管后，激波位置下游喷管壁面的燃气压力会显著上升的原理，提出根据发动机推力参数是否出现显著上升，就能准确判断受限空间点火是否模拟出了激波环境，并确定激波在喷管中的实际驻留时间。相比采用仿真方式，其测量更为简单，判定更为准确，能够快捷有效地判断模拟验证的有效性。
(2)本发明利用液体火箭发动机试验系统，实现发动机受限空间点火激波环境适应性验证。提出了两种层次的验证方式。第1种验证方式在喷管下游限定距离内设置挡板模拟喷管内部的激波环境，控制发动机点火时间模拟激波驻留时间，可实现最基本的适应性验证。第2种验证方式在喷管下游限定距离内设置挡板模拟喷管内部的激波环境，通过撤除、移动挡板模拟激波驻留时间，还能验证发动机脱离受限空间后工作的特性，能够更为真实地对受限空间点火激波环境适应性进行验证。
(3)本发明根据喷管推力变化确定激波在喷管内实际驻留时间，量化评价发动机受限空间点火激波环境适应性验证的有效性。
附图说明
图1是本发明发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统的结构示意图。
图2是本发明通过推力参数判定激波在喷管内实际驻留时间的示意图。
图中附图标记为：1-推力测量装置，2-液体火箭发动机，3-喷管端口与挡板之间的距离，4-挡板。
具体实施方式
如图1所示，本发明采用的发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统由推力测量装置1与挡板4组成，试车时，液体火箭发动机2固定在推力测量装置1上，在地面试车或真空试车时，液体火箭发动机2点火后，通过在推力测量装置1上安装有推力传感器，测量液体火箭发动机的推力。通过选用不同的试验台，可实现水平试车、倾斜试车或垂直试车。本发明在现有的推力测量装置中引入挡板4，模拟液体火箭发动机2受限空间点火环境。具体可将挡板4安装在液体火箭发动机2喷管下游，遮挡液体火箭发动机2点火后喷管喷射的燃气，使得液体火箭发动机喷管内产生激波；挡板与喷管端口之间的距离按照受限空间边界条件设置，保证挡板与喷管端口之间的距离小于可使喷管内产生激波的最小距离。挡板可以为刚性挡板或柔性挡板，其面积大于液体火箭发动机喷管端口燃气通道面积。
具体利用该系统可通过下述方式实现发动机受限空间点火激波环境适应性验证：
步骤1、搭建发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统；
将液体火箭发动机固定在推力测量装置上，根据受限空间边界条件将挡板固定在液体火箭发动机喷管下游，模拟液体火箭发动机受限空间点火环境；
步骤2、短程点火，模拟喷管内部的激波环境，判定激波环境参数；
步骤2.1、点火，记点火时刻为t0；至时刻t1后，关闭液体火箭发动机；其中t1-t0为需要模拟受限空间点火时长；
步骤2.2、采集t0至t1时刻内，推力测量装置的推力值，绘制时间-推力曲线(如图2)，根据时间-推力曲线判定激波环境参数；
其中激波环境参数包括激波产生及激波在喷管内的实际驻留时间；
具体判定方法为：
当时间-推力曲线中，推力值增大至正常推力的110％以上并维持一定时间，则认为激波产生；
根据时间-推力曲线中，增大后推力值的持续时间来判定激波实际驻留时间，即激波实际驻留时间等于增大后推力值的持续时间。
本发明还可以通过撤除、移动挡板模拟激波驻留时间，验证发动机脱离受限空间后工作的特性，具体可通过下述方式实现：
步骤1、搭建发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统；
步骤1.1、将液体火箭发动机固定在推力测量装置上；
步骤1.2、根据受限空间边界条件将挡板固定在液体火箭发动机喷管下游，模拟液体火箭发动机受限空间点火环境；若选用刚性材质挡板，则执行步骤2；若选用柔性材质挡板，则执行步骤3；在模拟受限空间点火时长内，挡板应能在发动机高速燃气冲击作用力条件下维持其位置。以免位移过大导致激波脱离喷管。对于刚性挡板，其自身应能短时(大于模拟受限空间点火时长)耐受高温燃气而不被破坏。对于柔性挡板，自身应能在短时间内(稍大于或等于模拟受限空间点火时长)被高温燃气烧熔或吹破，避免长时间点火时，试验破坏发动机喷管。
步骤2、长程点火，判定激波环境参数，同时验证液体火箭发动机脱离受限空间后的工作特性；
步骤2.1、点火，记点火时刻为t0；至时刻t2，撤除挡板，确保液体火箭发动机脱离受限空间；至t3时刻，关闭液体火箭发动机；其中t2-t0时长大于模拟受限空间点火时长；
步骤2.2、采集t0至t3时刻内，推力测量装置的推力值，绘制时间-推力曲线(如图2)，根据时间-推力曲线判定激波环境参数以及获得液体火箭发动机脱离受限空间后的推力性能与比冲性能；并利用常规方法验证脱离受限空间即撤除挡板后，液体火箭发动机的喷管温度特性和结构安全性；
其中激波环境参数包括激波产生及激波在喷管内的实际驻留时间；
具体根据时间-推力曲线判定激波环境参数以及验证液体火箭发动机脱离受限空间后的推力特性的方法为：
当时间-推力曲线中，推力增大至正常推力的设定百分比以上并维持设定时间，则认为激波产生；
根据时间-推力曲线中，增大后推力值的持续时间来判定激波实际驻留时间，即激波实际驻留时间等于增大后推力值的持续时间；
根据t2-t3时刻间的推力值，获得液体火箭发动机脱离受限空间后的推力性能与比冲性能；
步骤3、长程点火，判定激波实际驻留时间，同时验证液体火箭发动机脱离受限空间后的工作特性；
步骤3.1、点火，记点火时刻为t0；至某一时刻时，挡板在高温燃气作用下烧熔或吹破，确保液体火箭发动机脱离受限空间；至t3＇时刻，关闭液体火箭发动机；需保证挡板烧熔或吹破时刻距t0的时长大于模拟受限空间点火时长；
步骤3.2、采集t0至t3＇时刻内，推力测量装置的推力值，绘制时间-推力曲线，根据时间-推力曲线判定激波环境参数以及获得液体火箭发动机脱离受限空间后的推力性能与比冲性能；并利用常规方法验证脱离受限空间，即挡板被烧熔或吹破后，液体火箭发动机的喷管温度特性和结构安全性；
其中激波环境参数包括激波产生及激波在喷管内的实际驻留时间；
具体根据时间-推力曲线判定激波环境参数以及验证液体火箭发动机脱离受限空间后的推力特性的方法为：
当时间-推力曲线中，推力增大至正常推力的设定百分比以上并维持设定时间，则认为激波产生；
根据时间-推力曲线中，增大后推力值的持续时间来判定激波实际驻留时间，即激波实际驻留时间等于增大后推力值的持续时间；
根据时间-推力曲线中，推力显著减小至正常推力对应时刻至t3＇时刻间的推力值，获得液体火箭发动机脱离受限空间后的推力性能与比冲性能。
以下通过具体实施例对本发明做进一步地描述。
实施例一
本实施例通过控制发动机点火时间模拟激波驻留时间，选用钢板作为挡板，模拟液体火箭发动机受限空间点火环境。
具体通过下述方式实现：
(1)将液体火箭发动机固定在推力测量装置上，采用真空试验系统进行水平状态试车，开展发动机受限空间点火激波环境适应性验证；
(2)本实施例中受限空间边界条件要求为100mm，因此将液体火箭发动机喷管下游和刚性挡板之间的距离控制为100mm，模拟液体火箭发动机受限空间点火环境；
(3)本实施例中受限空间点火时长要求为0.2s，因此液体火箭发动机点火0.2s之后，关闭；
(4)试验后，判读推力测量装置1测量的试车推力参数，发动机推力1500N显著高于开敞空间点火发动机推力1000N，判定模拟到了激波环境。判读推力持续时间为0.2s，获得激波在喷管内实际驻留时间。
实施例二
本实施例除了通过控制发动机点火时间模拟激波驻留时间，还通过烧蚀挡板验证发动机脱离受限空间后工作的特性。本实施例选用柔性挡板，如可以为耐烧蚀的布等材质。
具体通过下述方式实现：
(1)将液体火箭发动机固定在推力测量装置上，采用真空试验系统进行水平状态试车，开展发动机受限空间点火激波环境适应性验证；
(2)本实施例受限空间边界条件要求为200mm，因此将发动机喷管下游和柔性挡板距离控制为200mm，模拟发动机受限空间点火环境；
(3)本实施例受限空间边界条件要求为1.0s，发动机点火1.0s以上，柔性挡板被高温燃气烧熔烧穿(也可以人为撤除挡板)，发动机继续点火100s，验证发动机在激波环境工作1.0s以上继续执行较长时间点火的适应性；
(4)试验后，判读推力测量装置测量的试车推力参数，在存在激波状态下点火的发动机推力1500N，显著高于柔性挡板烧穿后的发动机推力1000N，判定模拟到了激波环境。判读1500N推力段的持续时间1.2s，获得激波在喷管内实际驻留时间1.2s。利用常规方法验证脱离受限空间即撤除挡板后，液体火箭发动机的比冲性能、喷管温度特性和结构安全性。

Claims (7)

1.一种发动机受限空间点火激波环境适应性验证方法，基于发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统实现，所述系统包括推力测量装置与挡板；
推力测量装置用于固定液体火箭发动机，且在地面试车或真空试车时，液体火箭发动机点火后，测量液体火箭发动机的推力；
挡板用于模拟液体火箭发动机受限空间点火环境，安装在液体火箭发动机喷管下游，遮挡液体火箭发动机点火后喷管喷射的燃气，使得液体火箭发动机喷管内产生激波；挡板与喷管端口之间的距离按照受限空间边界条件设置；
其特征在于，包括以下步骤：
步骤1、搭建发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统；
将液体火箭发动机固定在推力测量装置上，根据受限空间边界条件将挡板固定在液体火箭发动机喷管下游，模拟液体火箭发动机受限空间点火环境；
步骤2、短程点火，模拟喷管内部的激波环境，判定激波环境参数；
步骤2.1、点火，记点火时刻为t0；至时刻t1后，关闭液体火箭发动机；其中t1- t0为需要模拟受限空间点火时长；
步骤2.2、采集t0至t1时刻内，推力测量装置的推力值，绘制时间-推力曲线，根据时间-推力曲线判定激波环境参数；
其中激波环境参数包括激波产生及激波在喷管内的实际驻留时间；
具体判定方法为：
当时间-推力曲线中，推力值增大至正常推力的设定百分比以上并维持设定时间，则认为激波产生；
根据时间-推力曲线中，增大后推力值的持续时间来判定激波实际驻留时间，即激波实际驻留时间等于增大后推力值的持续时间。
2.根据权利要求1所述的发动机受限空间点火激波环境适应性验证方法，其特征在于，步骤2.2中所述设定百分比为110%。
3.根据权利要求1或2所述的发动机受限空间点火激波环境适应性验证方法，其特征在于：挡板为刚性挡板或柔性挡板，其面积大于液体火箭发动机喷管端口燃气通道面积。
4.一种发动机受限空间点火激波环境适应性验证方法，基于发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统实现，所述系统包括推力测量装置与挡板；
推力测量装置用于固定液体火箭发动机，且在地面试车或真空试车时，液体火箭发动机点火后，测量液体火箭发动机的推力；
挡板用于模拟液体火箭发动机受限空间点火环境，安装在液体火箭发动机喷管下游，遮挡液体火箭发动机点火后喷管喷射的燃气，使得液体火箭发动机喷管内产生激波；挡板与喷管端口之间的距离按照受限空间边界条件设置；
其特征在于，包括以下步骤：
步骤1、搭建发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统；
步骤1.1、将液体火箭发动机固定在推力测量装置上；
步骤1.2、根据受限空间边界条件将挡板固定在液体火箭发动机喷管下游，模拟液体火箭发动机受限空间点火环境；若选用刚性材质挡板，则执行步骤2；若选用柔性材质挡板，则执行步骤3；
步骤2、长程点火，判定激波环境参数，同时验证液体火箭发动机脱离受限空间后的工作特性；
步骤2.1、点火，记点火时刻为t0；至时刻t2，撤除挡板，确保液体火箭发动机脱离受限空间；至t3时刻，关闭液体火箭发动机；其中t2- t0时长大于模拟受限空间点火时长；
步骤2.2、采集t0至t3时刻内，推力测量装置的推力值，绘制时间-推力曲线，根据时间-推力曲线判定激波环境参数以及获得液体火箭发动机脱离受限空间后的推力性能与比冲性能；并验证脱离受限空间即撤除挡板后，液体火箭发动机的喷管温度特性和结构安全性；
其中激波环境参数包括激波产生及激波在喷管内的实际驻留时间；
具体根据时间-推力曲线判定激波环境参数以及验证液体火箭发动机脱离受限空间后的推力特性的方法为：
当时间-推力曲线中，推力增大至正常推力的设定百分比以上并维持设定时间，则认为激波产生；
根据时间-推力曲线中，增大后推力值的持续时间来判定激波实际驻留时间，即激波实际驻留时间等于增大后推力值的持续时间；
根据t2- t3时刻间的推力值，获得液体火箭发动机脱离受限空间后的推力性能与比冲性能；
步骤3、长程点火，判定激波实际驻留时间，同时验证液体火箭发动机脱离受限空间后的工作特性；
步骤3.1、点火，记点火时刻为t0；至某一时刻时，挡板在高温燃气作用下烧熔或吹破，确保液体火箭发动机脱离受限空间；至t3 ＇时刻，关闭液体火箭发动机；需保证挡板烧熔或吹破时刻距t0的时长大于模拟受限空间点火时长；
步骤3.2、采集t0至t3 ＇时刻内，推力测量装置的推力值，绘制时间-推力曲线，根据时间-推力曲线判定激波环境参数以及获得液体火箭发动机脱离受限空间后的推力性能与比冲性能；并验证脱离受限空间，即挡板被烧熔或吹破后，液体火箭发动机的喷管温度特性和结构安全性；
其中激波环境参数包括激波产生及激波在喷管内的实际驻留时间；
具体根据时间-推力曲线判定激波环境参数以及验证液体火箭发动机脱离受限空间后的推力特性的方法为：
当时间-推力曲线中，推力增大至正常推力的设定百分比以上并维持设定时间，则认为激波产生；
根据时间-推力曲线中，增大后推力值的持续时间来判定激波实际驻留时间，即激波实际驻留时间等于增大后推力值的持续时间；
根据时间-推力曲线中，推力显著减小至正常推力对应时刻至t3 ＇时刻间的推力值，获得液体火箭发动机脱离受限空间后的推力性能与比冲性能。
5.根据权利要求4所述的发动机受限空间点火激波环境适应性验证方法，其特征在于：步骤2.1中，通过横向移动、轴向移动或翻转挡板，撤出挡板，使其远离喷管出口，确保液体火箭发动机脱离受限空间。
6.根据权利要求5所述的发动机受限空间点火激波环境适应性验证方法，其特征在于：步骤2.2与步骤3.2中所述设定百分比为110%。
7.根据权利要求4-6任一所述的发动机受限空间点火激波环境适应性验证方法，其特征在于：挡板为刚性挡板或柔性挡板，其面积大于液体火箭发动机喷管端口燃气通道面积。
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