CN113175394B - 一种氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性鉴定试验系统和方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性鉴定试验系统和方法，并且能够适应氢氧发动机燃烧室特殊的再生冷却通道结构下的测量安装要求。试验系统包括燃烧试验件、推进剂供应系统、测量系统；燃烧试验件包括喷注器、燃烧室、冷却剂路集液腔和点火器；点火器安装在喷注器上，喷注器安装在燃烧室头部，冷却剂集液腔设置在燃烧室尾部；推进剂供应系统包括液氧供应系统、氢喷前温度递降调整系统、冷却剂供应系统；液氧供应系统向喷注器中提供液氧；氢喷前温度递降调整系统向喷注器中提供低温气氢；冷却剂供应系统与冷却剂路集液腔相连，向燃烧室内提供冷却剂；测量系统进行温度测量、缓变压力测量、振动测量和高频速变压力测量。

Description

一种氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性鉴定试验系统和方法

技术领域

本发明涉及一种适用于氢氧火箭发动机的燃烧稳定性鉴定的试验系统和方法。

背景技术

液体火箭发动机不稳定燃烧的发生具有很大的随机性，一般的发动机试车，即使多次不出现燃烧不稳定，也不能确定其动态稳定性满足要求。例如某四氧化二氮/混肼-50发动机在1800次试车中出现了9次高频不稳定燃烧，不稳定的概率为0.5％，这种发动机的稳定性水平是不能满足使用要求的。燃烧稳定性鉴定试验是一种可以用尽可能少的试验次数确定发动机燃烧稳定性裕度和边界的有效方法。其中通过扰动装置引入人为扰动的方法是国际上通用的适用于各种推进剂组合的燃烧稳定性鉴定方法。

目前的动态燃烧稳定性鉴定常用的人为扰动方法有：非定向爆炸弹干扰、定向脉冲枪干扰和定向气流干扰。各种扰动方法均存在很多不足：

(1)非定向爆炸弹方法，爆炸弹的方位可能影响燃烧敏感性，壳体的非均匀性加热或烧蚀可能引入方向性效应。大多数传统的结构设计易于受热而引起爆炸，碎片可能对发动机造成破坏。

(2)定向脉冲枪方法，局限于在室壁上应用，难于用到再生冷却发动机上。脉冲枪入口与燃烧室有声学上的相互作用，并影响稳定性。

(3)定向气流方法，对压力敏感过程影响很小，需要较大的供应和控制系统。脉冲入口与燃烧室有声学上的相互作用，并影响稳定性。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：本发明提出一种氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性鉴定试验系统和方法，并且能够适应氢氧发动机燃烧室特殊的再生冷却通道结构下的测量安装要求。

本发明所采用的技术方案是：一种氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性鉴定试验系统，包括燃烧试验件、推进剂供应系统、测量系统；

所述的燃烧试验件包括喷注器、燃烧室、冷却剂路集液腔和点火器；点火器安装在喷注器上，喷注器安装在燃烧室头部，冷却剂集液腔设置在燃烧室尾部；

所述的推进剂供应系统包括液氧供应系统、氢喷前温度递降调整系统、冷却剂供应系统；液氧供应系统向喷注器中提供液氧；氢喷前温度递降调整系统向喷注器中提供低温气氢；冷却剂供应系统与冷却剂路集液腔相连，向燃烧室内提供冷却剂；

测量系统进行温度测量、缓变压力测量、振动测量和高频速变压力测量，通过氢头腔温度测点检测氢气喷处前的温度变化，氢头腔温度测点设置在喷注器中的氢头腔；在喷注器中的氢/氧头腔分别设置kulite高频速变压力传感器测量氢/氧头腔内的压力，在喷注器和燃烧室分别设置振动测点，设置PCB高频速变压力传感器测量燃烧室内压力。

液氧供应系统包括液氧贮箱，液氧贮箱通过管路与喷注器连接；在液氧贮箱与喷注器连接的管路上设置有液氧截止阀、氧路泄出阀和液氧路气蚀管。

氢喷前温度递降调整系统包括气氢贮箱、液氢贮箱和预混器，气氢贮箱、液氢贮箱分别通过管路与预混器连接，经预混器后再与喷注器连接；

其中，气氢贮箱与预混器的连接分主路和旁通路两路；气氢贮箱与预混器连接的主管路上设置有气氢截止阀和气氢主路音速喷嘴，旁通路上设置有气氢旁路截止阀和气氢旁路音速喷嘴；液氢贮箱与预混器连接的管路上设置有液氢截止阀和液氢路气蚀管；预混器与燃烧试验件的喷注器连接管路上设置有氢路泄出阀。

氢喷前温度递降调整系统通过将气氢贮箱中的常温气氢与液氢贮箱中的液氢经过预混器掺混后得到低温气氢，通过调整气氢贮箱中常温气氢、液氢贮箱中液氢的流量分配，实现掺混后的低温气氢温度在65～145K间调节；

氢喷前温度递降调整系统通过切断气氢贮箱与预混器之间的主路或旁通路中的任一路实现一次试验中低温气氢温度由120K依次递降为90K和65K。

冷却剂供应系统包括冷却剂贮箱，冷却剂贮箱通过管路与冷却剂路集液腔连接；在冷却剂贮箱与冷却剂路集液腔连接的管路上设置冷却剂路截止阀和冷却剂路节流圈。

燃烧室包括燃烧室内壁、燃烧室外壁、燃烧室加强套及相应的高频速变室压测量结构；燃烧室从外向内层依次为燃烧室加强套、燃烧室外壁、燃烧室内壁；燃烧室头部为燃气入口、尾部为燃气出口；燃烧室头部设置冷却剂出口、尾部设置冷却剂入口；工作过程中，燃气由燃气入口进入，由燃气出口喷出，冷却剂由冷却剂入口流入，由冷却剂出口流出；

高频速变室压测量结构包括高频速变室压传感器安装座、高频速变室压测量通道、高频速变室压测量凸台；高频速变室压测量凸台设置在燃烧室内壁上，高频速变室压测量通道为高频速变室压测量凸台上的通孔，高频速变室压传感器安装座设置在燃烧室加强套上且与高频速变室压测量通道、高频速变室压测量凸台的位置对应；PCB高频速变压力传感器安装在高频速变室压传感器安装座。

燃烧室内壁上设置有高频速变室压测量凸台的位置处，设置间断肋、汇流通道和分流通道，实现冷却剂的流动换热。

一种基于所述的氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性鉴定试验装置的试验方法，包括步骤如下：

液氧供应系统向喷注器中提供液氧；

氢喷前温度递降调整系统向喷注器中提供低温气氢，通过调整气氢贮箱中常温气氢、液氢贮箱中液氢的流量分配，实现掺混后的低温气氢温度在65～145K间调节，通过切断气氢贮箱与预混器之间的主路或旁通路中的任一路实现一次试验中低温气氢温度由120K依次递降为90K和65K；

点火器点火，燃气由燃烧室的燃气入口进入，由燃气出口喷出；冷却剂供应系统向燃烧室内提供冷却剂，冷却剂由冷却剂入口流入，由冷却剂出口流出；

使用测试系统进行温度测量、缓变压力测量、振动测量和高频速变压力测量。

使用测试系统进行温度测量、缓变压力测量、振动测量和高频速变压力测量包括：通过氢头腔温度测点检测氢气喷处前的温度变化；通过kulite高频速变压力测点测量氢/氧头腔内的压力，通过喷注器和燃烧室的振动测点测量喷注器和燃烧室的振动；通过PCB高频速变压力传感器测量燃烧室内压力。

本发明与现有技术相比的优点在于：

本发明提出了一种适用于氢氧火箭发动机的动态燃烧稳定性鉴定的试验系统和方法，它省去了传统的燃烧稳定性鉴定方法所用的扰动装置及相应的安装结构，代之以氢喷前温度递降调整系统。通过调整进入预混器的常温气氢与低温液氢流量比例可以实现掺混后的低温气氢温度在65～145K间阶跃调节，通过氢喷前温度递降过程中的高频速变压力脉动测量和评估确定燃烧稳定性边界和裕度。

附图说明

图1为本发明提供的适用于氢氧火箭发动机的动态燃烧稳定性鉴定的试验系统示意图。

图中：1.喷注器；2.燃烧室；3.预混器；4.气氢贮箱；5.液氢贮箱；6.液氧贮箱；7.冷却剂贮箱；8.气氢截止阀；9.液氢截止阀；10.气氢旁路截止阀；11.液氧截止阀；12.氧路泄出阀；13.氢路泄出阀；14.冷却剂路截止阀；15.气氢主路音速喷嘴；16.气氢旁路音速喷嘴；17.液氢路气蚀管；18.液氧路气蚀管；19.冷却剂路节流圈；20.冷却剂路集液腔；21.点火器。

图2为本发明的试验件燃烧室及其高频速变室压传感器安装结构示意图。

图中：22.燃烧室内壁；23.燃烧室外壁；24.燃烧室加强套；25.高频速变室压传感器安装座；26.高频速变室压测量通道；27.高频速变室压测量凸台；28.间断肋；29.汇流通道；30.分流通道；31.常规通道；32.常规肋；33.冷却剂入口；34.冷却剂出口；35.燃气入口；36.燃气出口。

具体实施方式

下面结合附图及具体实施对本发明作进一步详细说明。

一种氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性鉴定试验系统，它省去了传统的燃烧稳定性鉴定方法所用的扰动装置及相应的安装结构，代之以氢喷前温度递降调整系统。氢喷前温度递降燃烧稳定性鉴定试验采用液氧和低温气氢推进剂挤压式试验系统。

如图1所示，本发明提供的一种氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性鉴定试验系统，其包括燃烧试验件、推进剂供应系统、测量系统。

所述的燃烧试验件包括喷注器1、燃烧室2、冷却剂路集液腔20和点火器21。点火器21安装在喷注器1上，喷注器1安装在燃烧室2头部，冷却剂集液腔20设置在燃烧室2尾部。

所述的推进剂供应系统包括液氧供应系统、氢喷前温度递降调整系统、冷却剂供应系统；

液氧供应系统包括液氧贮箱6，液氧贮箱6通过管路与燃烧试验件的喷注器1连接；在液氧贮箱6与燃烧试验件的喷注器1连接的管路上设置有液氧截止阀11、氧路泄出阀12和液氧路气蚀管18。

氢喷前温度递降调整系统包括气氢贮箱4和液氢贮箱5，二者分别通过管路与预混器3连接，经预混器3后再与燃烧试验件的喷注器1连接；其中气氢贮箱4与预混器3的连接分主路和旁通路两路；气氢贮箱4与预混器3连接的主管路上设置有气氢截止阀8和气氢主路音速喷嘴15，旁通路上设置有气氢旁路截止阀10和气氢旁路音速喷嘴16；液氢贮箱5与预混器3连接的管路上设置有液氢截止阀9和液氢路气蚀管17；预混器3与燃烧试验件的喷注器1连接管路上设置有氢路泄出阀13。其中，低温气氢通过常温气氢与低温液氢经过预混器3掺混后得到，通过调整二者流量分配可以实现掺混后的低温气氢温度在65～145K间调节。其中在常温气氢路设置旁通路，通过切断其中一路可以实现一次试验中低温气氢温度由120K依次递降为90K和65K。

冷却剂供应系统包括冷却剂贮箱7，冷却剂贮箱7通过管路与燃烧试验件的燃烧室2上的冷却剂路集液腔20连接；在冷却剂贮箱7与燃烧试验件的燃烧室2连接的管路上设置有冷却剂路截止阀14和冷却剂路节流圈19。

如图2所示，所述的氢喷前温度递降试验件的燃烧室2包括燃烧室内壁22、燃烧室外壁23、燃烧室加强套24及相应的高频速变室压测量结构。工作过程中，燃气由燃气入口35进入，由燃气出口36喷出，冷却剂由冷却剂入口33流入，由冷却剂出口34流出。

所述的高频速变室压测量结构由高频速变室压传感器安装座25、高频速变室压测量通道26、高频速变室压测量凸台27组成。PCB高频速变压力传感器安装在高频速变室压传感器安装座25；其中高频速变室压测量凸台27通过在燃烧室内壁22上铣加工获得，高频速变室压测量通道26通过在高频速变室压测量凸台27钻孔获得，高频速变室压传感器安装座25与燃烧室加强套24通过焊接连接。在获取高频速变室压测量凸台27的同时，为保证工作过程中燃烧室内壁22的可靠冷却，在燃烧室内壁22上同时铣加工出间断肋28、汇流通道29和分流通道30，以实现冷却剂的正常流动换热；其它部位的冷却通道按正常状态的常规通道31和常规肋32设计加工。

通过氢头腔温度测点检测氢气喷处前的温度变化，氢头腔温度测点设置在喷注器1中的氢头腔；在喷注器1中的氢/氧头腔分别设置kulite高频速变压力传感器测量氢/氧头腔内的压力，在喷注器1和燃烧室2分别设置振动测点；设置PCB高频速变压力传感器测量燃烧室2内压力，用于检测评估降温过程中的稳定性。

一种基于氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性鉴定试验装置的试验方法，包括步骤如下：

液氧供应系统向喷注器1中提供液氧；

氢喷前温度递降调整系统向喷注器1中提供低温气氢，通过调整气氢贮箱4中常温气氢、液氢贮箱5中液氢的流量分配，实现掺混后的低温气氢温度在65～145K间调节，通过切断气氢贮箱4与预混器3之间的主路或旁通路中的任一路实现一次试验中低温气氢温度由120K依次递降为90K和65K；

点火器21点火，燃气由燃烧室2的燃气入口35进入，由燃气出口36喷出；冷却剂供应系统向燃烧室2内提供冷却剂，冷却剂由冷却剂入口33流入，由冷却剂出口34流出；

使用测试系统进行温度测量、缓变压力测量、振动测量和高频速变压力测量，包括：通过氢头腔温度测点检测氢气喷处前的温度变化；通过kulite高频速变压力测点测量氢/氧头腔内的压力，通过喷注器1和燃烧室2的振动测点测量喷注器1和燃烧室2的振动；通过PCB高频速变压力传感器测量燃烧室2内压力。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知技术。

Claims (10)

1.一种氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性鉴定试验系统，其特征在于，包括燃烧试验件、推进剂供应系统、测量系统；

所述的燃烧试验件包括喷注器（1）、燃烧室（2）、冷却剂路集液腔（20）和点火器（21）；点火器（21）安装在喷注器（1）上，喷注器（1）安装在燃烧室（2）头部，冷却剂路集液腔（20）设置在燃烧室（2）尾部；

所述的推进剂供应系统包括液氧供应系统、氢喷前温度递降调整系统、冷却剂供应系统；液氧供应系统向喷注器（1）中提供液氧；氢喷前温度递降调整系统包括气氢贮箱（4）、液氢贮箱（5）和预混器（3），氢喷前温度递降调整系统通过将气氢贮箱（4）中的常温气氢与液氢贮箱（5）中的液氢经过预混器（3）掺混后得到低温气氢，向喷注器（1）中提供低温气氢；冷却剂供应系统与冷却剂路集液腔（20）相连，向燃烧室（2）内提供冷却剂；

测量系统进行温度测量、缓变压力测量、振动测量和高频速变压力测量，通过氢头腔温度测点检测氢气喷处前的温度变化，氢头腔温度测点设置在喷注器（1）中的氢头腔；在喷注器（1）中的氢/氧头腔分别设置kulite高频速变压力传感器测量氢/氧头腔内的压力，在喷注器（1）和燃烧室（2）分别设置振动测点，设置PCB高频速变压力传感器测量燃烧室（2）内压力。

2.根据权利要求1所述的一种氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性鉴定试验系统，其特征在于，液氧供应系统包括液氧贮箱（6），液氧贮箱（6）通过管路与喷注器（1）连接；在液氧贮箱（6）与喷注器（1）连接的管路上设置有液氧截止阀（11）、氧路泄出阀（12）和液氧路气蚀管（18）。

3.根据权利要求2所述的一种氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性鉴定试验系统，其特征在于，氢喷前温度递降调整系统中，气氢贮箱（4）、液氢贮箱（5）分别通过管路与预混器（3）连接，经预混器（3）后再与喷注器（1）连接；

其中，气氢贮箱（4）与预混器（3）的连接分主路和旁通路两路；气氢贮箱（4）与预混器（3）连接的主管路上设置有气氢截止阀（8）和气氢主路音速喷嘴（15），旁通路上设置有气氢旁路截止阀（10）和气氢旁路音速喷嘴（16）；液氢贮箱（5）与预混器（3）连接的管路上设置有液氢截止阀（9）和液氢路气蚀管（17）；预混器（3）与燃烧试验件的喷注器（1）连接管路上设置有氢路泄出阀（13）。

4.根据权利要求3所述的一种氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性鉴定试验系统，其特征在于，氢喷前温度递降调整系统通过调整气氢贮箱（4）中常温气氢、液氢贮箱（5）中液氢的流量分配，实现掺混后的低温气氢温度在65~145K间调节。

5.根据权利要求4所述的一种氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性鉴定试验系统，其特征在于，氢喷前温度递降调整系统通过切断气氢贮箱（4）与预混器（3）之间的主路或旁通路中的任一路实现一次试验中低温气氢温度由120K依次递降为90K和65K。

6.根据权利要求5所述的一种氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性鉴定试验系统，其特征在于，冷却剂供应系统包括冷却剂贮箱（7），冷却剂贮箱（7）通过管路与冷却剂路集液腔（20）连接；在冷却剂贮箱（7）与冷却剂路集液腔（20）连接的管路上设置冷却剂路截止阀（14）和冷却剂路节流圈（19）。

7.根据权利要求6所述的一种氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性鉴定试验系统，其特征在于，燃烧室（2）包括燃烧室内壁（22）、燃烧室外壁（23）、燃烧室加强套（24）及相应的高频速变室压测量结构；燃烧室（2）从外向内层依次为燃烧室加强套（24）、燃烧室外壁（23）、燃烧室内壁（22）；燃烧室（2）头部为燃气入口（35）、尾部为燃气出口（36）；燃烧室（2）头部设置冷却剂出口（34）、尾部设置冷却剂入口（33）；工作过程中，燃气由燃气入口（35）进入，由燃气出口（36）喷出，冷却剂由冷却剂入口（33）流入，由冷却剂出口（34）流出；

高频速变室压测量结构包括高频速变室压传感器安装座（25）、高频速变室压测量通道（26）、高频速变室压测量凸台（27）；高频速变室压测量凸台（27）设置在燃烧室内壁（22）上，高频速变室压测量通道（26）为高频速变室压测量凸台（27）上的通孔，高频速变室压传感器安装座（25）设置在燃烧室加强套（24）上且与高频速变室压测量通道（26）、高频速变室压测量凸台（27）的位置对应；PCB高频速变压力传感器安装在高频速变室压传感器安装座（25）。

8.根据权利要求7所述的一种氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性鉴定试验系统，其特征在于，燃烧室内壁（22）上设置有高频速变室压测量凸台（27）的位置处，设置间断肋（28）、汇流通道（29）和分流通道（30），实现冷却剂的流动换热。

9.一种基于权利要求1~8任一所述的氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性鉴定试验系统的试验方法，其特征在于，包括步骤如下：

液氧供应系统向喷注器（1）中提供液氧；

氢喷前温度递降调整系统向喷注器（1）中提供低温气氢，通过调整气氢贮箱（4）中常温气氢、液氢贮箱（5）中液氢的流量分配，实现掺混后的低温气氢温度在65~145K间调节，通过切断气氢贮箱（4）与预混器（3）之间的主路或旁通路中的任一路实现一次试验中低温气氢温度由120K依次递降为90K和65K；

点火器（21）点火，燃气由燃烧室（2）的燃气入口（35）进入，由燃气出口（36）喷出；冷却剂供应系统向燃烧室（2）内提供冷却剂，冷却剂由冷却剂入口（33）流入，由冷却剂出口（34）流出；

使用测试系统进行温度测量、缓变压力测量、振动测量和高频速变压力测量。

10.根据权利要求9所述的氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性鉴定试验方法，其特征在于，使用测试系统进行温度测量、缓变压力测量、振动测量和高频速变压力测量包括：通过氢头腔温度测点检测氢气喷处前的温度变化；通过kulite高频速变压力测点测量氢/氧头腔内的压力，通过喷注器（1）和燃烧室（2）的振动测点测量喷注器（1）和燃烧室（2）的振动；通过PCB高频速变压力传感器测量燃烧室（2）内压力。

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