CN114810429B - 固液火箭发动机的装药燃速测量装置及方法 - Google Patents
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Abstract
本申请涉及火箭发动机技术领域，尤其是涉及一种固液火箭发动机的装药燃速测量装置及方法。该固液火箭发动机的装药燃速测量装置包括燃烧室、喷管和摄录设备。燃烧室的内部开设有燃烧空间、与燃烧空间相连通的气流入口和气流出口以及对应于燃烧空间的观察窗，燃烧空间内设置有用于装载固体装药的装载构件；喷管可拆卸地连接于燃烧室的气流出口，更换具有不同喉口面积的喷管改变燃烧室的内部的测试压强；摄录设备设置于燃烧室的外部，并通过观察窗朝向固体装药摄录。该固液火箭发动机的装药燃速测量方法采用该测量装置测量。该固液火箭发动机的装药燃速测量装置及方法，能够测量固体装药上各点的实时燃速以及各点燃速在燃气流动方向上的变化规律。
Description
技术领域
本申请涉及火箭发动机技术领域，尤其是涉及一种固液火箭发动机的装药燃速测量装置及方法。
背景技术
固液火箭发动机是一种同时使用固态和液态两种推进剂的发动机，通常液态组元为氧化剂，固态组分为燃料，而燃烧速度(简称燃速)是指固液火箭发动机单位时间内固体药柱表面某点延其所在面法线方向燃烧的几何厚度。燃速是固液火箭中固态推进剂的重要特性参数，与固液火箭发动机的工作性能有着密切的关系，其影响燃烧室压强和推力大小，还会影响工作时间等。准确测量燃速对于固液火箭发动机的研制具有重要意义。
目前，国内外关于固液火箭发动机的固体药柱燃速测量主要有两类方案，一类是基于试验发动机的间接测量法。此类方法中较为常见的有卡尺测量法，超声波扫描法，CT扫描法。
其中，卡尺测量法是使用卡尺分别测量药柱通道上某点在发动机工作前和工作后的直径，结合发动机工作时间计算得到平均燃速。所以，卡尺测量法仅能得到药柱型面上某一点在发动机工作全过程中的平均燃速，所得燃速并不能反映药柱整体的燃烧情况。
如图1所示，固液火箭发动机的工作分为起始段、平稳段和拖尾段三部分。固体药柱在起始段和拖尾段也会存在热分解现象，其表面位置仍在变化，卡尺测量法得到的药柱表面几何位置数据，不仅受到发动机平稳段的影响，也会受到起始段和拖尾段的影响。由于此方法只能测量发动机药柱燃烧前和燃烧后的直径，然而发动机药柱燃烧前内径与发动机工作平稳段开始时刻的内径并不相等，发动机药柱燃烧后的内径与发动机工作平稳段结束时刻的内径也不相等，因此，由发动机药柱燃烧前和燃烧后的直径计算出的燃速，与发动机平稳段的燃速之间存在一定误差。此方法得到的数据并不准确。
超声波法是在发动机壳体上放置超声波传感器，通过传感器实时测量药柱表面某点的几何位置，进而计算燃速的方法。传感器发射的超声波在药柱内部传递。由于固体药柱与燃气的声阻抗不同，在药柱与燃气的接触面上，声波会发生反射形成回波。记录声波发射和返回的时间差，结合声波在药柱内传播的速度，根据公式lgrain＝(tback-tlaunch)grain，即可得到所测位置药柱此时的厚度。其中，lgrain为所测位置的药柱厚度(mm)，tback为检测到回波的时刻(s)，tlaunch为发射声波的时刻(s)，vgrain为声波在药柱中传播的速度(mm/s)。
在一定时间间隔内，实时测量药柱的厚度，根据公式即可得到药柱在该时间段内的平均燃速，当时间间隔足够短时，此时间段内的平均燃速可以代表瞬时燃速。其中，rsupersonic-wave为超声波法测得的药柱燃速(mm/s)，T2-supersonic-wave为第二次超声波测量厚度的时刻(s)，T1-supersonic-wave为第一次超声波测量厚度的时刻(s)，l2-supersonic-wave为T2-supersonic-wave时刻的药柱厚度(mm)，l1-supersonic-wave为T1-supersonic-wave时刻的药柱厚度(mm)。
使用超声波测量法时，若只测量发动机药柱燃烧前和燃烧后的直径，则与卡尺测量法遇到的问题相同，无法准确反应发动机药柱在各燃烧过程中的燃速情况，且只能测量单点数据。若在发动机试车过程中进行测量，考虑到火箭发动机真实工作环境较为恶劣，存在各种频率的震动，超声波信号在药柱中传播极易受到干扰，会导致计算程序无法准确测得回波的时刻tback。此外，药柱浇筑过程中产生的气孔使声波在药柱中预设传播的速度vgrain与实际值存在偏差，进而使测得燃速值存在较大误差。当药柱厚度较小时，传感器发射出的声波与检测到的回波发生干扰，可能导致此种方法失效。因此，此方法也存在一定局限性。
CT扫描法是使用X光对试验后的药柱通道成像，得到药柱内型面分布，将试验后的药柱内型面上各点位置与试验前药柱内型面上的各点位置进行对比，得到各点燃烧的几何厚度，根据公式计算出各点的燃速。其中，rCT为CT法测得的燃速数据(mm/s)，l2-CT为某点燃烧前的位置(mm)，l1-CT为某点燃烧后的位置(mm)，tCT为CT法测量的药柱工作时间(s)。
使用CT扫描法时，单次仅能得到一个断面内的燃烧后的药柱型面分布数据，燃烧后的药柱表面几何位置数据，不仅受到发动机平稳段的影响，也会受到起始段和拖尾段的影响。具体而言，此方法只能通过对比发动机药柱燃烧前和燃烧后的型面数据，获取燃速数据。然而发动机药柱燃烧前内径与发动机工作平稳段开始时刻的内径并不相等，发动机药柱燃烧后的内径与发动机工作平稳段结束时刻的内径也不相等，因此，由发动机药柱燃烧前和燃烧后的型面数据计算出的燃速，与发动机平稳段的燃速之间存在一定误差。此外，此方法成本较高，单次测量时间长，且工业CT设备价格昂贵，并不适合推广使用。
因而，上述几种测量方法均容易受到起始段和拖尾段的影响，导致固体药柱的燃速测量不准确。
发明内容
本申请的目的在于提供一种固液火箭发动机的装药燃速测量装置及方法，以在一定程度上解决现有技术中存在的装药燃速测量方法测量不准确且不适合推广的技术问题。
本申请提供了一种固液火箭发动机的装药燃速测量装置包括：
燃烧室，所述燃烧室的内部开设有燃烧空间、与所述燃烧空间相连通的气流入口和气流出口以及对应于所述燃烧空间的观察窗，所述气流入口用于向所述燃烧空间通入流体氧化剂；
装载构件，所述装载构件设置于所述燃烧空间内并用于装载固体装药；
喷管，所述喷管可拆卸地连接于所述燃烧室的气流出口，以通过更换具有不同喉口面积的所述喷管改变所述燃烧室的内部的测试压强；
摄录设备，所述摄录设备对应所述观察窗设置于所述燃烧室的外部，以通过所述观察窗朝向所述固体装药进行摄录。
在上述技术方案中，进一步地，所述燃烧室包括金属框架和玻璃组件；
所述燃烧空间开设于所述金属框架的内部，所述燃烧空间贯通所述金属框架的厚度方向的至少一侧部；
所述燃烧空间与所述金属框架相贯通处形成观察窗口，所述玻璃组件设置于所述观察窗口。
在上述任一技术方案中，进一步地，所述装载构件包括托盘和固体装药，所述燃烧空间的底壁开设有安装槽，所述托盘可拆卸地设置于所述安装槽内，所述固体装药与所述托盘可拆卸连接；
所述燃烧室还包括绝热层构件，所述金属框架的各内壁均设置有所述绝热层构件，以通过所述绝热层构件将所述燃烧空间与所述金属框架相分隔。
在上述任一技术方案中，进一步地，所述金属框架的顶表面开设有通槽，所述通槽与所述燃烧空间相连通，所述通槽用于流通惰性气体，以在所述燃烧空间内形成的隔热气流层；
沿所述金属框架的厚度方向，所述隔热气流层靠近所述玻璃组件设置；
所述玻璃组件包括玻璃、压板、第一密封构件和第二密封构件，所述玻璃通过所述压板紧固连接于所述金属框架，所述第一密封构件设置于所述金属框架与所述玻璃之间的接触面，所述第二密封构件设置于所述玻璃与所述压板之间的接触面。
在上述任一技术方案中，进一步地，所述摄录设备包括红外摄像机和高速摄像机。
本申请还提供了一种固液火箭发动机的装药燃速测量方法采用上述任一技术方案所述的所述的固液火箭发动机的装药燃速测量装置进行测量，所述固液火箭发动机的装药燃速测量方法包括以下步骤：
根据燃烧室的测试压强更换喷管，并将固体装药装载在所述燃烧空间内；
调整摄录设备的拍摄位置和拍摄姿态，以使摄录设备通过观察窗朝向所述固体装药进行摄录；
获取固液火箭发动机的点火时刻T0以及关闭时刻T1；
在T0时刻之前，开启摄录设备；
在T0时刻，开始朝向所述燃烧空间通入流体氧化剂，以点燃所述固体装药；
在T1时刻，停止朝向所述燃烧空间通入流体氧化剂，以使所述固体装药终止燃烧；
获取摄录设备采集的图像，以作为分析依据；
根据分析依据，计算所述固体装药的各点的燃速。
在上述任一技术方案中，进一步地，所述获取摄录设备采集的图像的步骤具体包括以下步骤：
获取摄录设备采集的图像，并对所述摄录设备采集到的图像中的流场图像以及固体装药的边界退移图像以不超过0.1s的固定时间间隔进行抽帧，以作为分析依据；
所述根据分析依据，计算所述固体装药的各点的燃速的步骤具体包括以下步骤：
确定分析依据中每帧图像的燃面边缘线；
选定目标时刻对应的目标帧，获取目标帧的燃面边缘线上目标像素点的坐标，计算目标像素点的法线；
选定目标帧的下一帧，确定目标帧的下一帧的燃面边缘线与目标像素点的法线的交点，将交点作为目标像素点的对应像素点，获取对应像素点的坐标；
根据目标像素点的坐标和对应像素点的坐标计算目标像素点在目标时刻的燃速，计算公式为：
其中，r为目标像素点在目标时刻的燃速，t为摄录设备每帧图像之间的时间间隔，目标像素点的坐标为(x,y)，对应像素点的坐标为(x′,′)，k为摄录设备单位像素点对应的实际距离。
在上述任一技术方案中，进一步地，所述摄录设备包括红外摄像机和高速摄像机；
所述获取摄录设备采集的图像，以作为分析依据；根据分析依据，计算所述固体装药的各点的燃速的步骤具体包括以下步骤：
获取红外摄像机采集的图像，以作为第一分析依据；
根据第一分析依据，计算所述固体装药的各点的第一燃速；
获取高速摄像机采集的图像，以作为第二分析依据；
根据第二分析依据，计算所述固体装药的各点的第二燃速；
判断第一燃速和第二燃速之间的差值是否超过误差阈值，如果第一燃速和第二燃速之间的差值不超过误差阈值，则将第一燃速和第二燃速的平均值作为各点的燃速。
在上述任一技术方案中，进一步地，所述根据燃烧室的测试压强更换喷管的步骤具体包括已下步骤：
结合燃烧室的测试压强与喷管的喉口面积之间的关系，根据燃烧室的测试压强更换喷管；
燃烧室的测试压强与喷管的喉口面积之间的关系为：
其中，pc为燃烧室的测试压强，为单位时间内消耗的推进剂总质量，推进剂包括流体氧化剂和固体装药，At为喷管的喉口面积，c*为推进剂的特征速度。
在上述任一技术方案中，进一步地，所述固液火箭发动机的装药燃速测量方法还包括以下步骤：
在T0时刻之前，对燃烧室的燃烧空间、气流入口和气流出口进行气密性检查；
在T1时刻之后，对燃烧室的燃烧空间进行除气处理。
与现有技术相比，本申请的有益效果为：
本申请提供的固液火箭发动机的装药燃速测量装置包括燃烧室、喷管、装载构件和摄录设备。装载构件用于装载固体装药并设置在燃烧室的燃烧空间内，气流入口用于通入流体氧化剂，以使固体装药在流体氧化剂的作用下在燃烧空间内燃烧，喷管作为燃烧室的气流出口，摄录设备通过观察窗朝向固体装药进行摄录，从而摄录设备能够对固体装药的燃烧情况进行非接触式采集，在不对流场施加干扰的情况下，可在较大的流量范围内和较大的压强范围内，精准获取固体装药的燃烧界面的实时位置数据，进而计算固体装药的燃烧界面上各点的实时燃速，以及固体装药的燃烧界面上各点的燃速在燃气流动方向上的变化规律。
从而能够在不对流场施加干扰的情况下，对燃速进行直接测量，适用于大流率高室压的工况，较为清晰地划分发动机工作的不同阶段，去除固液火箭发动机起始段和拖尾段对平稳段燃速计算的影响，进而准确得到固液火箭发动机平稳段的燃速。
本申请提供的固液火箭发动机的装药燃速测量方法，采用固液火箭发动机的装药燃速测量装置进行测量，从而能够实现该固液火箭发动机的装药燃速测量装置的所有有益效果。
附图说明
为了更清楚地说明本申请具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本申请的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为固液火箭发动机的工作过程示意图；
图2为本申请实施例一提供的固液火箭发动机的装药燃速测量装置的结构示意图；
图3为本申请实施例一提供的固液火箭发动机的装药燃速测量装置的燃烧室的第一结构示意图；
图4为本申请实施例一提供的固液火箭发动机的装药燃速测量装置的燃烧室的第二结构示意图；
图5为本申请实施例二提供的固液火箭发动机的装药燃速测量方法的计算原理示意图。
附图标记：
1-右压板螺栓；2-右压板；3-右第一密封构件；4-右玻璃；5-右第二密封构件；6-喷管螺栓；7-喷管；8-喷管密封构件；9-左压板螺栓；10-左压板；11-左第一密封构件；12-左玻璃；13-左第二密封构件；14-转接件螺栓；15-转接件；16-转接件密封构件；17-燃烧室；101-金属框架；102-第一绝热层构件；103-第二绝热层构件；104-第三绝热层构件；105-第四绝热层构件；106-第五绝热层构件；107-托盘；108-药柱；109-连接销；110-第六绝热层构件；111-通槽；112-螺纹孔；113-固定销孔；114-安装槽；115-气流入口；116-气流出口；117-卡槽。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
实施例一
参见图2至图4并结合图1和图5所示，本申请的实施例提供了一种固液火箭发动机的装药燃速测量装置包括燃烧室17、装载构件、喷管7和摄录设备。
在下文中，将对固液火箭发动机的装药燃速测量装置的上述部件进行具体描述。
本实施例的可选方案中，燃烧室17的内部开设有燃烧空间、与燃烧空间相连通的气流入口115和气流出口116以及对应于燃烧空间的观察窗，其中，气流入口115用于向燃烧空间通入流体氧化剂，以使流体氧化剂与固体装药在燃烧空间内进行反应，观察窗用于从燃烧室17的外部对燃烧空间内的情况进行观察，气流出口116用于使燃烧空间内的气流从燃烧室17流出。
本实施例中，燃烧室17包括金属框架101和玻璃组件。
金属框架101是燃烧室17的主体结构，为其他零部件提供支撑保护，并且需要承受试验过程中的较高压强，燃烧空间开设于金属框架101的内部。
燃烧空间贯通金属框架101的厚度方向的至少一侧部，燃烧空间与金属框架101相贯通处形成观察窗口，玻璃组件设置于观察窗口。
本实施例中，装载构件包括托盘107和固体装药，其中，固体装药可以以药柱108的形式使用，燃烧空间的底壁开设有安装槽114，托盘107可拆卸地设置于安装槽114内，药柱108与托盘107可拆卸连接。
具体而言，托盘107采用金属材质制成，用于放置、固定药柱108。药柱108的底部相应位置加工出通孔，便于与托盘107之间使用连接销109进行连接固定，托盘107与金属框架101的下底面的安装槽114采用固定销(图中未示出)进行连接，如图4所示，示出了用于安装固定销的固定销孔113。进行不同药柱108的试验时，仅需将固定销拆下，更换安装带有不同药柱108的托盘107，即可重新开始试验。整个装置可以实现重复使用，每次试验仅需更换药柱108及托盘107，有效降低试验成本，提高实验效率。
药柱108可以放置常用的固液火箭发动机的固体装药，为便于观察流场数据，综合成本因素考虑，参考宽度为20mm，长度270mm，头部设置45°斜坡便于火焰附着，侧壁面涂抹高温腻子防止其燃烧。
本实施例中，金属框架101的顶表面开设有通槽111，通槽111与燃烧空间相连通，通槽111用于流通惰性气体，以使燃烧空间的内部形成的隔热气流层。
具体而言，通槽111几乎遍及金属框架101的长度方向，且沿金属框架101的厚度方向的开槽尺寸为1mm左右，以使通槽111大致呈缝隙状。惰性气体可以为高压氮气，试验时通过此缝隙状的通槽111向燃烧空间内通入高压氮气，借助氮气气源和燃烧室17内部的压强差，使氮气在燃烧室17侧壁形成高速气流薄层，气流薄层能够阻挡高温燃气扩散。
沿金属框架101的厚度方向，隔热气流层靠近玻璃组件设置，从而隔热气流层能够阻挡高温燃气和玻璃组件直接接触，避免玻璃的温度过高导致失效，或温升过快而导致的热应力过大产生损坏，还可以阻挡燃气内部携带的碳烟颗粒或其他凝相物质与玻璃直接接触，避免玻璃表面污染进而影响观测结果，有效延长其工作时间和可靠性。
本实施例中，金属框架101的厚度方向的左侧壁和右侧壁分别可以设置有第一玻璃组件和第二玻璃组件，具体而言，第一玻璃组件通过金属框架101的左侧壁的螺纹孔112紧固连接于金属框架101的左侧壁，第二玻璃组件通过金属框架101的右侧壁的螺纹孔112紧固连接于金属框架101的右侧壁。
第一玻璃组件包括左玻璃12、左压板10、左第一密封构件和左第二密封构件，左压板10呈环状，环状的左压板10压紧于左玻璃12的边缘处，且左压板螺栓9顺次穿过左压板10和左玻璃12与金属框架101的左侧壁的螺纹孔112相螺接，以使左玻璃12通过左压板10紧固连接于金属框架101的左侧壁。
为了提高第一玻璃组件处的密封性，左第一密封构件11设置于金属框架101的左侧壁与左玻璃12之间的接触面，左第二密封构件13设置于左玻璃12与左压板10之间的接触面。
其中，左压板螺栓9的作用是将左压板10固定在金属框架101上，进而限制住左玻璃12的移动，保证试验可靠安全的进行，同时为左第二密封构件13提供预压力，改善其气密性。可选地，左压板螺栓9可以为M8螺栓，左压板螺栓9的数量可以为16个。
左压板10与金属框架101一起限制左玻璃12的移动，固定其位置，同时避免左压板螺栓9直接与左玻璃12接触，保护左玻璃12不被左压板螺栓9损伤，降低左玻璃12加工难度。
左第二密封构件13作为左压板10和左玻璃12之间的缓冲结构，能够防止左玻璃12在受到火焰带来的热冲击时，由于外部约束过多而产生较大的热应力，进而发生爆炸。同时保护左玻璃12不被左压板10损伤。
左玻璃12为主体结构，材质可以为石英玻璃，能够承受较高温度和较大压强，且仍保证一定的透光性，其厚度可根据燃烧室17的测试压强进行调整。摄录设备由此可观察燃烧室17内的流场情况及固体装药燃烧情况。左玻璃12由左压板10固定在燃烧室17上，采用可拆卸结构，能够快速便捷的进行更换。当左玻璃12不能继续满足实验条件时，无需专业设备在较短时间内即可完成更换，以此保证装置的可靠性。
左第一密封构件11，作为金属框架101和左玻璃12之间的缓冲结构，不仅能降低左玻璃12受到热冲击时产生的应力，避免左玻璃12结构产生应力集中，还可以起到密封作用，保证燃烧室17内的高温高压燃气不会泄露，使装置具有良好的气密性。
第二玻璃组件包括右玻璃4、右压板2、右第一密封构件3和右第二密封构件5，右压板2呈环状，环状的右压板2压紧于右玻璃4的边缘处，且右压板螺栓1顺次穿过右压板2和右玻璃4与金属框架101的右侧壁的螺纹孔112相螺接，以使右玻璃4通过右压板2紧固连接于金属框架101的右侧壁。
为了提高第二玻璃组件处的密封性，右第一密封构件3设置于金属框架101的右侧壁与右玻璃4之间的接触面，右第二密封构件5设置于右玻璃4与右压板2之间的接触面。
其中，右压板螺栓1的作用是将右压板2固定在金属框架101上，进而限制住右玻璃4的移动，保证试验可靠安全的进行，同时为右第二密封构件5提供预压力，改善其气密性。可选地，右压板螺栓1可以为M8螺栓，右压板螺栓1的数量可以为16个。
右压板2与金属框架101一起限制右玻璃4的移动，固定其位置，同时避免右压板螺栓1直接与右玻璃4接触，保护右玻璃4不被右压板螺栓1损伤，降低右玻璃4加工难度。
右第二密封构件5作为右压板2和右玻璃4之间的缓冲结构，能够防止右玻璃4在受到火焰带来的热冲击时，由于外部约束过多而产生较大的热应力，进而发生爆炸。同时保护右玻璃4不被右压板2损伤。
右玻璃4为主体结构，材质可以为石英玻璃，能够承受较高温度和较大压强，且仍保证一定的透光性，其厚度可根据燃烧室17的测试压强进行调整。摄录设备由此可观察燃烧室17内的流场情况及固体装药燃烧情况。右玻璃4由右压板2固定在燃烧室17上，采用可拆卸结构，能够快速便捷的进行更换。当右玻璃4不能继续满足实验条件时，无需专业设备在较短时间内即可完成更换，以此保证装置的可靠性。
右第一密封构件3，作为金属框架101和右玻璃4之间的缓冲结构，不仅能降低右玻璃4受到热冲击时产生的应力，避免右玻璃4结构产生应力集中，还可以起到密封作用，保证燃烧室17内的高温高压燃气不会泄露，使装置具有良好的气密性。
可选地，对应燃烧空间与金属框架101的左侧壁的贯通处以及与金属框架101的右侧壁的贯通处设置有卡槽117，卡槽117绕燃烧空间的周向开设，以用于安装左玻璃12和右玻璃4。在此基础上，在加工金属框架101时，需要考虑玻璃与金属的线膨胀率并不相同，安装玻璃的卡槽117须比相应的玻璃尺寸略大1mm左右，以避免玻璃在热冲击下内部产生过大的热应力。
本实施例中，摄录设备包括红外摄像机和高速摄像机。
本实施例中，燃烧室17还包括绝热层构件，金属框架101的各内壁均设置有绝热层构件，以通过绝热层构件将燃烧空间与金属框架101相分隔。
具体而言，如图3所示，燃烧室17还包括为金属框架101的上底面提供热冲击保护的第一绝热层构件102和为金属框架101的上底面提供热冲击保护的第二绝热层构件103。其中，第一绝热层构件102呈框架状，第二绝热层构件103呈板状，框架状的第一绝热层构件102环绕板状的第一绝热层构件102设置，从而第一绝热层构件102和第二绝热层构件103共同为金属框架101的高度方向的上方内侧壁面也即上底面提供热冲击保护。
燃烧室17还包括为金属框架101的入口面提供热冲击保护的第三绝热层构件104，其中，金属框架101的入口面为金属框架101开设有气流入口115的内侧壁面。
燃烧室17还包括为金属框架101的下底面提供热冲击保护的第四绝热层构件105以及为托盘107提供热冲击保护的第五绝热层构件106。其中，第四绝热层构件105呈框架状，第五绝热层构件106呈开设有通孔的板状，框架状的第四绝热层构件105环绕板状的第五绝热层构件106设置，第五绝缘层构件106覆盖在托盘107的顶部，且药柱108经由通孔伸出，从而第四绝热层构件为金属框架101的高度方向的下方内侧壁面也即上底面提供热冲击保护，第五绝热层构件106为托盘107提供热冲击保护。
燃烧室17还包括为金属框架101的出口面提供热冲击保护的第六绝热层构件110，其中，金属框架101的出口面为金属框架101开设有气流出口116的内侧壁面。
可选地，上述任一绝热层构件的材质例如为高硅氧酚醛树脂材质。
本实施例中，喷管7通过喷管螺栓6与金属框架101相螺接，且喷管7与气流出口116之间设置有喷管密封构件8，喷管螺栓6还能够为喷管密封构件8提供预压力，以改善喷管7与燃烧室17接触部分的气密性，防止实验过程中漏气。
本实施例中，为了便于向气流入口115通入流体氧化剂，气流入口115安装有转接件15，转接件15与实验系统液路连接，当流体氧化剂为过氧化氢时，可通过转接件15直接与催化床出口连接。该转接件15将液路输送来的液相或气相组分进行约束，使之流通面积减小，更加均匀、集中地喷注在药柱108表面，更加高效的组织燃烧。
转接件15通过转接件螺栓14螺接于金属框架101，转接件15与气流出口116之间设置有转接件密封构件16。转接件密封构件16在转接件螺栓14提供的预压力下，产生形变，嵌入金属框架101中，改善转接件15与金属框架101之间的连接处的气密性。
实施例二
实施例二提供了一种固液火箭发动机的装药燃速测量方法，该实施例采用实施例一中的固液火箭发动机的装药燃速测量装置进行燃速测量，实施例一所公开的固液火箭发动机的装药燃速测量装置的技术特征也适用于该实施例，实施例一已公开的固液火箭发动机的装药燃速测量装置的技术特征不再重复描述。
结合图1至图4并参见图5所示，本实施例提供的固液火箭发动机的装药燃速测量方法包括以下步骤：
步骤S100，根据燃烧室17的测试压强更换喷管7，并将固体装药装载在所述燃烧空间内；
步骤S200，调整摄录设备的拍摄位置和拍摄姿态，以使摄录设备通过观察窗朝向所述固体装药进行摄录；
步骤S300，获取固液火箭发动机的点火时刻T0以及关闭时刻T1；
步骤S400，在T0时刻之前，开启摄录设备；
步骤S500，在T0时刻，开始朝向所述燃烧空间通入流体氧化剂，以点燃所述固体装药；
步骤S600，在T1时刻，停止朝向所述燃烧空间通入流体氧化剂，以使所述固体装药终止燃烧；
步骤S700，获取摄录设备采集的图像，以作为分析依据；
步骤S800，根据分析依据，计算所述固体装药的各点的燃速。
该方法使用非接触式测量技术，在不对流场施加干扰的情况下，可在较大的流量范围内和较大的压强范围内，精准获取固体装药的实时位置数据，进而计算固体装药整个燃烧界面的实时燃速，得到从点火启动至工作结束的全过程燃速数据，有效分辨起始段、平稳段和拖尾段的燃速变化，为固液火箭发动机的研制提供有力的数据支撑。
本实施例的可选方案中，步骤S700具体包括以下步骤：获取摄录设备采集的图像，并对所述摄录设备采集到的图像中的流场图像以及固体装药的边界退移图像以不超过0.1s的固定时间间隔进行抽帧，以作为分析依据，从而确保抽帧时间间隔合理，进而提高分析依据的可信度。
本实施例中，如图5所示，步骤S800具体包括以下步骤：
步骤S810，确定分析依据中每帧图像的燃面边缘线；
步骤S820，选定目标时刻对应的目标帧，获取目标帧的燃面边缘线上目标像素点的坐标，计算目标像素点的法线；
步骤S830，选定目标帧的下一帧，确定目标帧的下一帧的燃面边缘线与目标像素点的法线的交点，将交点作为目标像素点的对应像素点，获取对应像素点的坐标；
步骤S840，根据目标像素点的坐标和对应像素点的坐标计算目标像素点在目标时刻的燃速，计算公式为：
其中，r为目标像素点在目标时刻的燃速，t为摄录设备每帧之间的时间间隔，目标像素点的坐标为(x,y)，对应像素点的坐标为(x′,y′)，k为摄录设备单位像素点对应的实际距离。
从而能够结合目标帧以及目标帧的下一帧，对某个目标点的实时燃速以及燃速沿燃烧方向的变化规律进行测算。具体而言，通过目标像素点的法线标定出了燃烧方向，因而将目标像素点在目标帧(图像)的燃面边缘线上的法线，与目标帧的下一帧(图像)的燃面边缘线的交点定义为对应像素点，并将对应像素点作为目标像素点沿燃烧方向进行燃烧后的位置参与计算。
本实施例中，所述摄录设备包括红外摄像机和高速摄像机的情况下，步骤S700和步骤S800具体包括以下步骤：
步骤S910，获取红外摄像机采集的图像，以作为第一分析依据；
步骤S920，根据第一分析依据，计算所述固体装药的各点的第一燃速；
步骤S930，获取高速摄像机采集的图像，以作为第二分析依据；
步骤S940，根据第二分析依据，计算所述固体装药的各点的第二燃速；
步骤S950，判断第一燃速和第二燃速之间的差值是否超过误差阈值，如果第一燃速和第二燃速之间的差值不超过误差阈值，则将第一燃速和第二燃速的平均值作为各点的燃速。
具体而言，在步骤S910和步骤S920中，对于红外摄像机测得的图像，提取固体装药各点的色温数据，将固体装药色温明显降低的区域作为固体装药的边界，计算固体装药的边界附近沿着药柱边界法向色温梯度最大的点，将此类点连接为一条线，并将此线作为固体装药的燃面边缘线。确定在目标时刻的目标帧的燃面边缘线上各像素点的坐标，以其中一个像素点为例，将该像素点作为第三目标像素点Point3，确定燃面边缘线在第三目标像素点Point3处的法线，在此法线上，找到目标帧的下一帧与第三目标像素点Point3相对应的第四对应像素点Point4，记录第三目标像素点Point3和第四对应像素点Point4的横坐标xpoint-3、xpoint-4和纵坐标ypoint-3、ypoint-4，进而由以下公式计算出目标时刻的燃速：
其中，rinfrared-camera为第一燃速(mm/s)，tframe-infrared为红外摄像机每帧之间的时间间隔(s)，kinfrared为红外摄像机单位像素点对应的实际距离(mm)。
在步骤S930和步骤S940中，将高速摄像仪获取的每帧的彩色图像进行灰度处理，采用Prewitt算子利用一定区域内像素灰度值产生的差分提取边缘特征，确定每帧图像下的固体装药的燃面边缘线，选取算子处理后与燃面对应的燃面边缘线的数据。确定在目标时刻的目标帧的燃面边缘线上各像素点的坐标，以其中一个像素点为例，将该像素点作为第一目标像素点Point1，确定燃面边缘线在第三目标像素点Point3处的法线，在此法线上，找到目标帧的下一帧与第三目标像素点Point3相对应的第四对应像素点Point4，记录第三目标像素点Point3和第四对应像素点Point4的横坐标xpoint-3、xpoint-4和纵坐标ypoint-3、ypoint-4，进而由以下公式计算出目标时刻的燃速：并计算某点Point1所在边缘线的法线，在此法线上，找到下一帧与此点的对应点Point2(如图5所示)，记录两点的横坐标xpoint-1、xpoint-2和两点的纵坐标ypoint-1、ypoint-2，进而由以下公式计算出此时的燃速
其中，rhigh-speed-camera为第二燃速(mm/s)，thigh-speed-frame为高速摄像机每帧之间的时间间隔(s)，khigh-speed为高速摄像机单位像素点对应的实际距离(mm)。
在步骤S950中，通过对红外摄像机测得的第一燃速和告诉摄像机测得的第二燃速进行比对验证，如果二者的差值较小且不超过误差阈值，那么说明测得的第一燃速和第二燃速均具有较高的可信度，从而将二者的平均值作为最终的燃速，能够进一步提高测得的燃烧数据的可信度。
此外，高速摄像机在试验过程中容易发生过曝现象，导致无法准确分辨其边界数据，当二者的差值过大极有可能是出现了这种问题，那么可以将红外摄像机测得的第一燃速作为该点最终的燃速，以确保获得的燃速数据的准确性和可信度。
本实施例中，步骤S100可以具体表述为：结合燃烧室17的测试压强与喷管7的喉口面积之间的关系，根据燃烧室17的测试压强更换喷管7；
燃烧室17的测试压强与喷管7的喉口面积之间的关系为：其中，pc为燃烧室17的测试压强，/>为单位时间内消耗的推进剂总质量，推进剂包括流体氧化剂和固体装药，At为喷管7的喉口面积，c*为推进剂的特征速度。
具体而言，特征速度是表征推进剂所含能量的数值，经验表明，在固液火箭发动机中，推进剂包括的流体氧化剂和固体装药的成分和混合比一定时，特征速度随压强的变化非常小，可以认定推进剂的特征速度在此装置使用的压强范围内为常数。
因此，向燃烧室17内通入流体氧化剂(例如液体氧化剂)的流量不变时，单位时间内燃烧消耗的固体装药质量也几乎为一定值，即单位时间内消耗的推进剂总质量为一定值。
此时，通过调整喷管7的喉部面积At即可实现对燃烧室17的测试压强pc的控制，使用较小喉部面积At的喷管7，即可在大流率下得到较高的燃烧室17的测试压强pc。
因而通过该更换喷管7的方法，可以观测到不同压强下固体装药的燃烧情况，尤其是可以观测到高压腔下的固体装药的燃烧情况，进一步分析其燃速数据，同时能够更加精准有效的还原发动机内的气体环境，得到精确地流场数据。
本实施例中，固液火箭发动机的装药燃速测量方法还包括以下步骤：在T0时刻之前，对燃烧室17的燃烧空间、气流入口115和气流出口116进行气密性检查。
具体而言，安装喷管堵盖，向燃烧空间通入1MPa氮气，1分钟内压力变化不超过0.01MPa即为通过气密性检查，否则需检查左玻璃12、右玻璃4与金属框架101的接触部分、转接件15与金属框架101的接触部分、喷管7与金属框架101的接触部分有无漏气情况。
此外，在T0时刻之前，还应该对流体氧化剂的贮箱进行增压加注、吹除气配置和管路充填，使其具备实验条件。
完成以上步骤，在确保人员安全情况下，即可开始试验。点火前，再次校验贮箱压力和吹除压力，检查各阀门状态。
本实施例中，固液火箭发动机的装药燃速测量方法还包括以下步骤：在T1时刻之后，对燃烧室17的燃烧空间进行除气处理。具体而言，开启吹除电磁阀，往燃烧室17吹入大量惰性氮气，将燃烧室17熄火和降温，保障试验安全。待燃烧室17熄火和降温完毕，关闭吹除电磁阀。至此，试验结束。
本实施例中，在步骤S200中，具体而言，应该将红外摄像机、高速摄像机放置在燃烧室17两侧的玻璃旁，调整角度和距离，使其能够清晰准确的拍摄到药柱108情况。由于试验过程中火焰温度较高，产生的光很强，短时间内亮度剧烈变化。在调试红外摄像机和高速摄像机时，需要控制好光圈大小和快门时间，尽量避免过曝现象的出现。
本实施例中的固液火箭发动机的装药燃速测量方法具有实施例一中的固液火箭发动机的装药燃速测量装置的优点，实施例一所公开的所述固液火箭发动机的装药燃速测量装置的优点在此不再重复描述。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。此外，本领域的技术人员能够理解，尽管在此所述的一些实施例包括其它实施例中所包括的某些特征而不是其它特征，但是不同实施例的特征的组合意味着处于本发明的范围之内并且形成不同的实施例。例如，所要求保护的实施例的任意之一都可以以任意的组合方式来使用。公开于该背景技术部分的信息仅仅旨在加深对本发明的总体背景技术的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域技术人员所公知的现有技术。
Claims (8)
1.一种固液火箭发动机的装药燃速测量方法，其特征在于，采用固液火箭发动机的装药燃速测量装置进行测量，所述固液火箭发动机的装药燃速测量装置包括：
燃烧室，所述燃烧室的内部开设有燃烧空间、与所述燃烧空间相连通的气流入口和气流出口以及对应于所述燃烧空间的观察窗，所述气流入口用于向所述燃烧空间通入流体氧化剂；
装载构件，所述装载构件设置于所述燃烧空间内并用于装载固体装药；
喷管，所述喷管可拆卸地连接于所述燃烧室的气流出口，以通过更换具有不同喉口面积的所述喷管改变所述燃烧室的内部的测试压强；
摄录设备，所述摄录设备对应所述观察窗设置于所述燃烧室的外部，以通过所述观察窗朝向所述固体装药进行摄录；
所述固液火箭发动机的装药燃速测量方法包括以下步骤：
根据燃烧室的测试压强更换喷管，并将固体装药装载在所述燃烧空间内；
调整摄录设备的拍摄位置和拍摄姿态，以使摄录设备通过观察窗朝向所述固体装药进行摄录；
获取固液火箭发动机的点火时刻T0以及关闭时刻T1；
在T0时刻之前，开启摄录设备；
在T0时刻，开始朝向所述燃烧空间通入流体氧化剂，以点燃所述固体装药；
在T1时刻，停止朝向所述燃烧空间通入流体氧化剂，以使所述固体装药终止燃烧；
获取摄录设备采集的图像，以作为分析依据；
根据分析依据，计算所述固体装药的各点的燃速；
所述获取摄录设备采集的图像的步骤具体包括以下步骤：
获取摄录设备采集的图像，并对所述摄录设备采集到的图像中的流场图像以及固体装药的边界退移图像以不超过0.1s的固定时间间隔进行抽帧，以作为分析依据；
所述根据分析依据，计算所述固体装药的各点的燃速的步骤具体包括以下步骤：
确定分析依据中每帧图像的燃面边缘线；
选定目标时刻对应的目标帧，获取目标帧的燃面边缘线上目标像素点的坐标，计算目标像素点的法线；
选定目标帧的下一帧，确定目标帧的下一帧的燃面边缘线与目标像素点的法线的交点，将交点作为目标像素点的对应像素点，获取对应像素点的坐标；
根据目标像素点的坐标和对应像素点的坐标计算目标像素点在目标时刻的燃速，计算公式为：
其中，r为目标像素点在目标时刻的燃速，t为摄录设备每帧图像之间的时间间隔，目标像素点的坐标为(x,y)，对应像素点的坐标为(x′,y′)，k为摄录设备单位像素点对应的实际距离。
2.根据权利要求1所述的固液火箭发动机的装药燃速测量方法，其特征在于，所述摄录设备包括红外摄像机和高速摄像机；
所述获取摄录设备采集的图像，以作为分析依据；根据分析依据，计算所述固体装药的各点的燃速的步骤具体包括以下步骤：
获取红外摄像机采集的图像，以作为第一分析依据；
根据第一分析依据，计算所述固体装药的各点的第一燃速；
获取高速摄像机采集的图像，以作为第二分析依据；
根据第二分析依据，计算所述固体装药的各点的第二燃速；
判断第一燃速和第二燃速之间的差值是否超过误差阈值，如果第一燃速和第二燃速之间的差值不超过误差阈值，则将第一燃速和第二燃速的平均值作为各点的燃速。
3.根据权利要求1所述的固液火箭发动机的装药燃速测量方法，其特征在于，所述根据燃烧室的测试压强更换喷管的步骤具体包括已下步骤：
结合燃烧室的测试压强与喷管的喉口面积之间的关系，根据燃烧室的测试压强更换喷管；
燃烧室的测试压强与喷管的喉口面积之间的关系为：
其中，pc为燃烧室的测试压强，为单位时间内消耗的推进剂总质量，推进剂包括流体氧化剂和固体装药，At为喷管的喉口面积，c*为推进剂的特征速度。
4.根据权利要求1所述的固液火箭发动机的装药燃速测量方法，其特征在于，还包括以下步骤：
在T0时刻之前，对燃烧室的燃烧空间、气流入口和气流出口进行气密性检查；
在T1时刻之后，对燃烧室的燃烧空间进行除气处理。
5.根据权利要求1所述的固液火箭发动机的装药燃速测量方法，其特征在于，所述燃烧室包括金属框架和玻璃组件；
所述燃烧空间开设于所述金属框架的内部，所述燃烧空间贯通所述金属框架的厚度方向的至少一侧部；
所述燃烧空间与所述金属框架相贯通处形成观察窗口，所述玻璃组件设置于所述观察窗口。
6.根据权利要求5所述的固液火箭发动机的装药燃速测量方法，其特征在于，所述装载构件包括托盘和固体装药，所述燃烧空间的底壁开设有安装槽，所述托盘可拆卸地设置于所述安装槽内，所述固体装药与所述托盘可拆卸连接；
所述燃烧室还包括绝热层构件，所述金属框架的各内壁均设置有所述绝热层构件，以通过所述绝热层构件将所述燃烧空间与所述金属框架相分隔。
7.根据权利要求5所述的固液火箭发动机的装药燃速测量方法，其特征在于，所述金属框架的顶表面开设有通槽，所述通槽与所述燃烧空间相连通，所述通槽用于流通惰性气体，以在所述燃烧空间内形成的隔热气流层；
沿所述金属框架的厚度方向，所述隔热气流层靠近所述玻璃组件设置；
所述玻璃组件包括玻璃、压板、第一密封构件和第二密封构件，所述玻璃通过所述压板紧固连接于所述金属框架，所述第一密封构件设置于所述金属框架与所述玻璃之间的接触面，所述第二密封构件设置于所述玻璃与所述压板之间的接触面。
8.根据权利要求1所述的固液火箭发动机的装药燃速测量方法，其特征在于，所述摄录设备包括红外摄像机和高速摄像机。
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| CN (1) | CN114810429B (zh) |
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Citations (5)
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2022
- 2022-04-11 CN CN202210376035.XA patent/CN114810429B/zh active Active
Patent Citations (5)
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| 固液混合火箭发动机燃烧的边界层计算;田辉;《推进技术》;第第23卷卷(第第5期期);第379-382页 * |
| 固液火箭发动机工作过程三维数值仿真;李新田;田辉;曾鹏;蔡国飙;;航空动力学报(第06期);全文 * |
| 数字图像技术在燃速测量中的应用;罗中平, 刘桂生, 孙志华;西安工业学院学报(第01期);第53-55页 * |
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| Publication number | Publication date |
|---|---|
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