CN117267017A - 用于固体火箭发动机燃烧稳定性评估的高频脉冲触发器 - Google Patents
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Abstract
本发明公开的用于固体火箭发动机燃烧稳定性评估的高频脉冲触发器，属于固体火箭不稳定燃烧领域。本发明包括脉冲触发器、振荡压力的数据处理模块、脉冲器性能预示和结构选型模块。脉冲触发器定制破膜片，触发器定制破膜片能够在指定压力下破膜。脉冲触发器输出信号高频，脉冲触发器安装在发动机声腔外侧，只有当脉冲器输入足够高的高频压力振荡时才能将固体火箭发动机声腔低于该频率的固有各阶振荡尽可能多的激发出来。压力振荡信号分析模块在获取压力振荡信号后，通过数据处理获取衰减系数和共振频率两个关键参数，并进行固体火箭发动机不稳定燃烧评估。本发明具有结构简单、可重复使用、成本低等优点。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于固体火箭发动机稳定性评估的高频脉冲触发器，属于固体火箭发动机燃烧不稳定性领域。
背景技术
固体火箭发动机不稳定燃烧一般是指燃烧室内压力的周期性振荡，会引起发动机失效甚至爆炸。随着对高机动性能大推力的需求，当前固体火箭发动机多为大长径比、高装填比。复杂的几何构型和高能推进剂使用不稳定燃烧又进入到了人们视野。固体火箭发动机中的非线性轴向模态不稳定通常由随机有限振幅，如点火器和绝缘碎片由喷管的排出而引起，这是一种触发的不稳定。固体火箭发动机往往承受高过载等恶劣环境，不稳定燃烧作用机理十分复杂，需要实验对其进行验证。火箭撬、飞行过载、过载试验台过载点火实验等方式成本巨大，亟需一种简易可靠的方式对发动机稳定性进行评估。既能满足设计阶段对发动机结构的稳定性判断，又能够节省机器、人力、财力等成本。
发明内容
本发明主要目的是提供一种用于固体火箭发动机燃烧稳定性评估的高频脉冲触发器，脉冲触发器注入流量和触发压力可调，实现固体火箭发动机不同触发激励强度下的稳定性预估实验。脉冲触发器定制破膜片，触发器定制破膜片能够在指定压力下破膜，该膜片保证脉冲触发器在指定压力下破膜，避免发动机工作段自发破膜，使得脉冲器用于热试时触发时刻可控。脉冲触发器输出信号高频，脉冲触发器安装在发动机声腔外侧，只有当脉冲器输入足够高的高频压力振荡时才能将固体火箭发动机声腔低于该频率的固有各阶振荡尽可能多的激发出来。压力振荡信号分析方法在获取压力振荡信号后，通过数据处理获取衰减系数和共振频率两个关键参数，基于所述两个关键参数进行固体火箭发动机不稳定燃烧评估。基于激发振荡频率、幅值、平均压力抬升、流量等指标进行脉冲触发器节流孔径、膜片厚度、通道长度、腔室尺寸选型。本发明还在于脉冲触发器除膜片和密封件外，结构部件均能够重复使用。
本发明的目的是通过下述技术方案实现的。
本发明公开的用于火箭发动机燃烧稳定性评估的高频压力脉冲触发器，包括脉冲触发器、振荡压力的数据处理模块、脉冲器性能预示和结构选型模块。
所述高频压力脉冲触发器用于产生超过6KHz的振荡压力信号，从而激发出发动机燃烧室内更低的固有模态频率，引起发动机燃烧室内的压力振荡。所述脉冲触发器包括药盒架、点火药盒、主壳体、端盖、节流环、转接通道、定制膜片。
所述单个药盒架用于安放黑火药盒，预留用于安装成品传火元器件的内螺纹。
所述节流环为短圆柱轴向密封槽中心小孔结构，中心小孔起到节流作用，根据实际流量指标选用不同孔径节流孔。
所述主壳体承受压力超过100MPa，包括主壳体主体、头部与药盒架配合的内螺纹、与端盖配合外螺纹；主壳体外螺纹预留安放节流环的孔。
所述端盖内测预留稍大于节流环外径槽，用于安放定制膜片。
所述转接通道用于使燃气盒膜片从转接通道经过，转接通道预留螺纹孔安装压力传感器，通道外侧留外螺纹将脉冲器安装于发动机外侧。
作为优选，所述主壳体侧面铣出平台并攻螺纹孔，通过铣出平台、攻螺纹孔安装传感器。传感器包括压力、热电偶。
作为优选，所述主壳体头部开用于安放密封紫铜的环形浅槽，当药盒架拧紧时压紧紫铜，完成密封，开槽防止紫铜垫片因药盒架退刀槽直径小于紫铜而出现错位，从而造成密封失效。
作为优选，所述主壳体安放节流环的空间应留有浅槽，所述浅槽用于安放并对紫铜垫片限位以实现高压下的端面密封。
作为优选，所述节流环选配O型圈增加一道周向密封。
作为优选，定制膜片通过多次黑火药破膜实验确定其破膜压力。
作为优选，端盖前端留有安放紫铜的浅槽用于与转接件之间实现密封。
作为优选，脉冲触发器壳体四周铣台阶，方便安装工具的使用。
所述高频压力脉冲触发器能够产生超过6KHz的振荡压力信号，从而激发出发动机燃烧室内更低的固有模态频率，引起发动机燃烧室内的压力振荡。
所述振荡压力数据分析模块通过频谱分析确定脉冲器和被测对象内的压力振荡频率，通过低通滤波确定被测对象平均压力的抬升，通过带通滤波获取被测对象各阶振荡压力，通过最小二乘拟合得到振荡压力的衰减系数，基于衰减系数进行发动机稳定性评估。衰减系数幅值越大表明声腔结构越稳定，衰减系数幅值越小表明声腔结构阻尼小，发动机声腔结构不够稳定。
Re(p'(x,t))＝pm'exp(αt)cos(ωnt-kx) (1)
α为声腔衰减系数，|α|用于发动机声腔稳定性的评估，式(1)是基于线性稳定性理论得到的发动机声腔内压力振荡解析表达式，基于此推导得到衰减系数计算式(2)。
所述高频压力脉冲器在声腔内激发的压力振荡前期具有非线性特征，用于触发固体火箭发动机燃烧室内的非线性振荡。
所述脉冲触发器脉冲器性能预示和结构选型模块，基于脉冲触发器内弹道预示模型和实测基础数据，实现参数选型，所述参数包括节流孔径、腔室尺寸、通道直径、通道长度。
本发明公开的本发明公开的用于火箭发动机燃烧稳定性评估的高频压力脉冲触发器的工作方法，包括如下步骤：
步骤一：将玻璃管涂抹少量红胶后旋入主壳体中，玻璃管上的小孔与主壳体上传感器小孔对齐。所述少量红胶指红胶量满足旋入主壳体润滑粘结要求且防止红胶使用后难以取出。
步骤二：在主壳体前端放置孔处放置紫铜片，随后水平放入节流环。
作为优选，节流环周向同时放置密封圈辅助密封，接着放入节流孔，在节流环向涂抹硅脂起润滑和密封作用。
紫铜垫片尺寸为28x20x1mm。
步骤三：将铜箔片放在节流孔中心，对正，通过涂抹硅脂起到固定的作用。旋紧端盖，用虎钳和管钳将主壳体和前端盖压死，让节流孔处的紫铜有压痕，起到密封作用。
步骤四：将的紫铜套入转接件转接通道中，主壳体端盖拧紧，转接件在节流孔实验中拧上，通过转接件检验爆破铜片是否顺利从节流孔处飞出。
作为优选，紫铜垫尺寸为30x24x2mm。节流孔为6mm。
步骤五：药盒架采用紫铜密封，在粘结好黑火药后，套上紫铜，拧紧药盒架与主壳体，药盒架经过重新加工，利用扳手拧紧。
步骤六：将标准传火元器件拧入药盒架中，旋紧直至铜质螺纹变形，形成密封。
步骤七：将传感器及其适配器安装在脉冲器上。
步骤八：脉冲触发器定制破膜片，触发器定制破膜片能够在指定压力下破膜，该膜片保证脉冲触发器在指定压力下破膜，避免发动机工作段自发破膜，使得脉冲器用于热试时触发时刻可控。脉冲触发器输出信号高频，脉冲触发器安装在发动机声腔外侧，只有当脉冲器输入足够高的高频压力振荡时才能将固体火箭发动机声腔低于该频率的固有各阶振荡尽可能多的激发出来。压力振荡信号分析模块在获取压力振荡信号后，通过数据处理获取衰减系数和共振频率两个关键参数，基于所述两个关键参数进行固体火箭发动机不稳定燃烧评估。
有益效果：
1、本发明公开的用于固体火箭发动机燃烧稳定性评估的高频压力脉冲触发器及工作方法，该脉冲器能够向发动机腔室内输入高频振荡压力信号，激起发动机声腔受迫振荡从而获取声腔的共振频率、衰减系数等信息用于评估其声腔结构的稳定性，衰减系数幅值越大系统越稳定，共振频率用于分析复杂声腔结构不稳定燃烧的类型，本发明可靠稳定性能优越。
2、本发明公开的用于固体火箭发动机燃烧稳定性评估的高频压力脉冲触发器及工作方法，定制膜片在指定压力破膜，高效可控，能够用于固体火箭发动机热试工况的触发激励实验，在任一时刻形成脉冲激励。
3、本发明公开的用于固体火箭发动机燃烧稳定性评估的高频压力脉冲触发器及工作方法，通过节流环、通道面积等参数的控制脉冲器注入质量流率和气流速度，参数可调节的范围广。
4、本发明公开的用于固体火箭发动机燃烧稳定性评估的高频压力脉冲触发器及工作方法，在实现有益效果1、2、3基础上，脉冲触发器注入流量和触发压力可调，实现固体火箭发动机不同触发激励强度下的稳定性预估实验。
5、本发明公开的用于固体火箭发动机燃烧稳定性评估的高频压力脉冲触发器及工作方法，通过对数据处理手段的集成，直接给出实验数据对应的衰减系数和共振频率。
6、本发明公开的用于固体火箭发动机燃烧稳定性评估的高频压力脉冲触发器及工作方法，通过对转接通道长度的调节实现输入发动机高频压力振荡频率的调整。
附图说明
图1是脉冲触发器的装配图
图2是药盒架结构图
图3是主壳体
图4是玻璃柱管
图5是端盖
图6是节流环
图7是定压破膜片
图8是转接通道
图9是脉冲器装配实物图
图10脉冲器和通道内压力实测数据1
图11是某发动机中压力振荡和频谱图
其中1—药盒架、2—主壳体、3—玻璃柱管、4—端盖、5—节流环、6—定制膜片、7—转接通道。1.1—传火元器件连接螺纹，1.2—黑火药盒粘接处，1.3—玻璃柱管套筒，2.1—密封紫铜，2.2—头部与药盒架配合的内螺纹，2.3—与传感器配合内螺纹，2.4—预留安放节流环的孔，4.1—预留安放节流环的孔，4.2—转接件连接螺纹，5.1—节流孔，5.2—节流环密封槽，7.1—发动机连接螺纹，7.2—脉冲触发器连接螺纹，7.3—传感器连接螺纹。
具体实施方式
为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合附图和实例对发明内容做进一步说明。
实施例1：
如图1所示本实施例公开的一种用于固体火箭发动机燃烧稳定性评估的高频压力脉冲触发器，包括药盒架1、主壳体2、玻璃柱管3、端盖4、节流环5、定制膜片6、转接通道7。
如图2所示药盒架的主要特征包括：传火元器件连接螺纹1.1，黑火药盒粘接处1.2，玻璃柱管套筒1.3。1.1传火元器件连接螺纹与标准铜质烧结传火元器件配合实现密封。1.3玻璃柱管套筒插入玻璃柱管4，对其进行限位。1.2黑火药盒粘接处，用ab胶将黑火药盒粘接。
如图3所示主壳体2的主要特征包括：密封紫铜2.1，药盒架连接螺纹2.2，传感器连接螺纹2.3，节流环配合孔2.4。
密封紫铜2.1安防在槽内限位，药盒架1拧入螺纹孔2.2压紧紫铜2.1实现密封
节流环配合孔2.4与节流环5之间需要安放一个1mm厚的紫铜垫片，节流环5压紧紫铜变形完成密封。
如图4所示玻璃柱管的主要特征在于周向钻有小孔与测压孔对齐。
如图5所示端盖4的主要特征包括，主壳体连接螺纹4.1，转接件连接螺纹4.2。
主壳体连接螺纹4.1退刀槽顶端开有圆形槽用于卡紧定制膜片，转接件连接螺纹4.2开有安放密封紫铜的槽。
如图6所示节流环5的主要特征包括节流孔5.1，节流环密封槽5.2。
节流孔5.1孔径根据实际流量和气流速度进行大小调整，节流环密封槽5.2配合O型圈添加周向密封。
如图7所示定制膜片6可采用黄铜膜片，具体厚度与破膜压力对应关系由实验数据确定。
如图8所示转接通道7主要特征包括：发动机连接螺纹7.1，脉冲触发器连接螺纹7.2，传感器连接螺纹7.3。
发动机连接螺纹7.1与发动机腔室的内螺纹配合，脉冲触发器连接螺纹7.2与脉冲器端盖5处螺纹配合，传感器连接螺纹7.3用于连接压力传感器。
如图9所示是脉冲器装配在发动机头部的实物图
如图10所示是脉冲器通道内的实测实验数据，由图10(a)可知通道内，即测点2的压力在点火后8.36ms开始抬升，此时脉冲触发器内压力值为50.1MPa，测点2压力数据表明脉冲触发器给予发动机腔室一个振荡压力信号，一方面平均压力抬升，另一方面发动机声腔内也会出现受迫振荡。对测点2进行频谱分析得到其功率谱密度如图10(a),脉冲触发器输入了主振型为9.7KHZ的高频振荡，至少能够激发9kHZ以内的振型。
如图11所示是某发动机空腔在脉冲器激励下产生的压力振荡，图11(a)是发动机压力振荡曲线图，脉冲触发器能够激起发动机明显的压力振荡。图11(b)(c)是对发动机压力振荡低通滤波提取振荡信号后，取对数线性拟合得到发动机两测点衰减系数，由图可知发动机压力振荡具有明显的非线性特征。与此同时，获取的衰减系数能够很好的评估发动机稳定性。图11(d)是压力振荡频谱图，发动机内至少激发了7阶压力振荡，清晰的压力振荡达到3KHz。
如图1所示，本实施例公开的用于发动机燃烧稳定性评估的高频脉冲触发器及工作方法，具体实施步骤如下：
步骤一：玻璃柱管3粘结
将玻璃柱管3涂抹少量红胶后旋入主壳体中，特别注意玻璃柱管3上的小孔与主壳体上传感器小孔2.3对齐。红胶不宜涂抹过多，防止使用后难以取出。
步骤二：节流环5安放
首先在主壳体前端放置孔处28x20x1的紫铜片。必要时周向密封槽5.2可同时放置密封圈辅助密封
接着放入节流环5，在必要时周向涂抹硅脂起润滑和密封作用。
步骤三：前端盖4安装
将定制铜箔片6放在节流孔5.1中心，对正，必要时涂抹适量硅脂，起到固定的作用。接着旋紧端盖，特别注意需用虎钳和管钳将主壳体和端盖压死，让节流孔5.1处的紫铜能够有压痕，这样才能起到良好的密封作用。
步骤四：转接通道安装
首先将30x24x2的紫铜套入转接件7中，与端盖5拧紧，转接件在6mm节流孔5.1实验中必须拧上，因为这将检验爆破铜片6是否顺利从节流孔5.1处飞出
步骤五：药盒架1的安装
药盒架1采用紫铜密封，在粘结好黑火药后，套上30x24x2的紫铜2.1，拧紧，药盒架1经过重新加工，可利用扳手拧紧。
步骤六：传火元器件的安装
将标准传火元器拧入药盒架1中，旋紧，铜质螺纹变形，形成密封。
步骤七：传感器安装
将传感器及其适配器安装在脉冲器传感器孔2.3上
步骤八：点火采集数据
连接点火线，发火采集实验数据。
步骤九：数据处理
拟合衰减系数，频谱分析得到共振频率。
以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.用于固体火箭发动机燃烧稳定性评估的高频脉冲触发器，其特征在于：包括脉冲触发器、振荡压力的数据处理模块；
所述高频压力脉冲触发器用于产生超过6KHz的振荡压力信号，从而激发出发动机燃烧室内更低的固有模态频率，引起发动机燃烧室内的压力振荡；所述脉冲触发器包括药盒架(1)、点火药盒、主壳体(2)、端盖(4)、节流环(5)、转接通道(7)、定制膜片(6)；
所述单个药盒架(1)用于安放黑火药盒，预留用于安装成品传火元器件的内螺纹(1.1)；
所述节流环(5)为短圆柱轴向密封槽中心小孔结构，中心小孔起到节流作用，根据实际流量指标选用不同孔径节流孔；
所述主壳体(2)承受压力超过100MPa，包括主壳体主体、头部与药盒架配合的内螺纹(2.2)、与端盖配合外螺纹；主壳体外螺纹预留安放节流环的孔(2.4)；
所述端盖内测预留稍大于节流环外径的槽(4.1)，用于安放定制膜片(6)；
所述转接通道用于使燃气盒膜片从转接通道经过，转接通道预留螺纹孔(7.3)安装压力传感器，通道外侧留外螺纹(7.1)将脉冲器安装于发动机外侧。
2.如权利要求1所述的用于火箭发动机燃烧稳定性评估的高频压力脉冲触发器，其特征在于：所述高频压力脉冲触发器能够产生超过6KHz的振荡压力信号，从而激发出发动机燃烧室内更低的固有模态频率，引起发动机燃烧室内的压力振荡；
所述振荡压力数据分析模块通过频谱分析确定脉冲器和被测对象内的压力振荡频率，通过低通滤波确定被测对象平均压力的抬升，通过带通滤波获取被测对象各阶振荡压力，通过最小二乘拟合得到振荡压力的衰减系数，基于衰减系数进行发动机稳定性评估；衰减系数幅值越大表明声腔结构越稳定，衰减系数幅值越小表明声腔结构阻尼小，发动机声腔结构不够稳定；
Re(p'(x,t))＝pm'exp(αt)cos(ωnt-kx) (1)
α为声腔衰减系数，|α|用于发动机声腔稳定性的评估，式(1)是基于线性稳定性理论得到的发动机声腔内压力振荡解析表达式，基于此推导得到衰减系数计算式(2)；
所述高频压力脉冲器在声腔内激发的压力振荡前期具有非线性特征，用于触发固体火箭发动机燃烧室内的非线性振荡。
3.如权利要求2所述的用于火箭发动机燃烧稳定性评估的高频压力脉冲触发器，其特征在于：所述脉冲触发器脉冲器性能预示和结构选型模块，基于脉冲触发器内弹道预示模型和实测基础数据，实现参数选型，所述参数包括节流孔径、腔室尺寸、通道直径、通道长度。
4.如权利要求1、2或3所述的用于火箭发动机燃烧稳定性评估的高频压力脉冲触发器，其特征在于：所述主壳体侧面铣出平台并攻螺纹孔，通过铣出平台、攻螺纹孔安装传感器；传感器包括压力、热电偶；
所述主壳体头部开用于安放密封紫铜的环形浅槽，当药盒架拧紧时压紧紫铜，完成密封，开槽防止紫铜垫片因药盒架退刀槽直径小于紫铜而出现错位；
所述主壳体安放节流环的空间应留有浅槽，所述浅槽用于安放并对紫铜垫片(2.1)限位以实现高压下的端面密封。
5.如权利要求4所述的用于固体火箭发动机燃烧稳定性评估的高频脉冲触发器，其特征在于：所述节流环选配O型圈增加一道周向密封。
端盖前端(4.2)留有安放紫铜的浅槽用于与转接件之间实现密封。
6.如权利要求5所述的用于火箭发动机燃烧稳定性评估的高频压力脉冲触发器，其特征在于：定制膜片通过多次黑火药破膜实验确定其破膜压力。
7.如权利要求6所述的用于固体火箭发动机燃烧稳定性评估的高频脉冲触发器，其特征在于：脉冲触发器壳体四周铣台阶。
8.用于固体火箭发动机燃烧稳定性评估的高频脉冲触发器工作方法，基于如权利要求7所述的用于固体火箭发动机燃烧稳定性评估的高频脉冲触发器实现，其特征在于：包括如下步骤，
步骤一：将玻璃管涂抹少量红胶后旋入主壳体中，玻璃管上的小孔与主壳体上传感器小孔对齐；所述少量红胶指红胶量满足旋入主壳体润滑粘结要求且防止红胶使用后难以取出；
步骤二：在主壳体前端放置孔处放置紫铜片；
步骤三：将铜箔片放在节流孔中心，对正，通过涂抹硅脂起到固定的作用；旋紧端盖，用虎钳和管钳将主壳体和前端盖压死，让节流孔处的紫铜有压痕，起到密封作用；
步骤四：将的紫铜套入转接件转接通道中，转接件(7)与端盖(4)拧紧，转接件(7)在节流孔实验中拧上，通过转接件检验爆破铜片是否顺利从节流孔处飞出；
步骤五：药盒架采用紫铜密封，在粘结好黑火药后，套上紫铜，拧紧药盒架(1)与主壳体(2)，药盒架(1)经过重新加工，利用扳手拧紧；
步骤六：将标准传火元器件拧入药盒架中，旋紧直至铜质螺纹变形，形成密封；
步骤七：将传感器及其适配器安装在脉冲器上；
步骤八：脉冲触发器定制破膜片(6)，触发器定制破膜片(6)能够在指定压力下破膜，该膜片保证脉冲触发器在指定压力下破膜，避免发动机工作段自发破膜，使得脉冲器用于热试时触发时刻可控；脉冲触发器输出信号高频，脉冲触发器安装在发动机声腔外侧，只有当脉冲器输入足够高的高频压力振荡时才能将固体火箭发动机声腔低于该频率的固有各阶振荡尽可能多的激发出来；压力振荡信号分析模块在获取压力振荡信号后，通过数据处理获取衰减系数和共振频率两个关键参数，基于所述两个关键参数进行固体火箭发动机不稳定燃烧评估。
9.如权利要求8所述的用于固体火箭发动机燃烧稳定性评估的高频脉冲触发器，其特征在于：周向同时放置密封圈辅助密封，接着放入节流孔，在节流环(5)周向涂抹硅脂起润滑和密封作用；
紫铜片尺寸为28x20x1。
10.如权利要求8所述的用于火箭发动机燃烧稳定性评估的高频压力脉冲触发器的工作方法，其特征在于：紫铜套尺寸为30x24x2；节流孔为6mm。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202310805368.4A CN117267017A (zh) | 2023-07-03 | 2023-07-03 | 用于固体火箭发动机燃烧稳定性评估的高频脉冲触发器 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202310805368.4A CN117267017A (zh) | 2023-07-03 | 2023-07-03 | 用于固体火箭发动机燃烧稳定性评估的高频脉冲触发器 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN117267017A true CN117267017A (zh) | 2023-12-22 |
Family
ID=89203378
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202310805368.4A Pending CN117267017A (zh) | 2023-07-03 | 2023-07-03 | 用于固体火箭发动机燃烧稳定性评估的高频脉冲触发器 |
Country Status (1)
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| CN (1) | CN117267017A (zh) |
-
2023
- 2023-07-03 CN CN202310805368.4A patent/CN117267017A/zh active Pending
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