CN118500739A - 固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统及方法，属于固体火箭发动机测量技术领域。本系统包括固体火箭发动机、热流计、烧蚀热电偶、冷却系统和数据采集处理系统；通过在固体火箭发动机的装药燃烧室的两端设置热流计和烧蚀热电偶，用于测量发动机在工作过程中，燃烧室内壁面在两相流燃气冲刷作用下的总热流、辐射热流及温度。系统是基于真实固体火箭发动机的工作过程进行设计的，考虑了发动机内部复杂的热环境和动态变化，可揭示固体火箭发动机燃烧室内部热环境的变化规律，进而提高固体火箭发动机的烧蚀热防护系统精细化设计水平提供依据；同时具有较高的经济价值，为固体火箭发动机的研发和性能评估提供了有力的支持。
Description
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机测量技术领域，具体涉及一种固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统及方法。
背景技术
固体火箭发动机因其结构简单、响应快速、可靠性高等特点被广泛应用于运载火箭、导弹武器、姿轨控制等领域。固体火箭发动机在工作过程中，推进剂的剧烈燃烧使发动机燃烧室处于高温(＞3000K)、高压(＞5MPa)这一严苛的服役工况，使得发动机内部热环境参数的原位动态试验数据难以准确获得，同时发动机热防护材料在推进剂燃烧时产生的高温高压含氧化性组分燃气环境下会发生显著的烧蚀。烧蚀类绝热材料通过自身的烧蚀热解会带走一部分热量，以使绝热层外围的壳体材料能够维持正常工作。通常，绝热材料厚度设计有一定的裕度，不可避免地增加了发动机的惰性质量，进而影响发动机药柱的填装量，而过薄的绝热材料厚度则会危害发动机的服役安全。因此，绝热材料的设计水平关系到发动机的安全性、惰性质量比、装药比等重要性能指标，进而影响发动机的整体性能。绝热材料精细化设计的前提是准确获得发动机燃烧室内部热环境参数，但是当前我国在固体火箭发动机燃烧室内部热流与温度原位动态测量方面的研究仍存在着明显不足。
固体火箭发动机燃烧室内部总热流、辐射热流及温度测量通常采用间接测量的方式，通过得到压强、温度梯度等参数利用反演的方式计算出热流密度与温度，且测试过程需满足一维传热的假设。此外，数值计算是一种广泛应用于固体火箭发动机燃烧室内部热环境获取的分析手段，具有方便、快捷、成本低等优点，但其计算结果也需要准确的实验数据进行验证。
因此，如何设计一种固体火箭发动机燃烧室内部热环境原位动态测量试验系统，克服数值计算结果准确性不足、测试反演精度低等问题，是本领域技术人员亟需解决的技术问题。
发明内容
本发明的目的是提供一种固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统及方法，实现对真实固体火箭发动机在工作过程中燃烧室内壁面热流密度与温度的原位、动态测量，克服目前对真实的固体火箭发动机燃烧室内部高温、高压、颗粒两相流条件下热环境测量精度低、预示方法无法有效验证等问题。
为达到上述目的，本发明提供以下技术方案：
固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统，原位动态测量系统包括固体火箭发动机、热流计、烧蚀热电偶、冷却系统和数据采集处理系统；
固体火箭发动机包括装药燃烧室，装药燃烧室两端均设置传感器埋入段其中一个传感器埋入段与绝热顶盖和发动机点火器依次连接，另一个传感器埋入段与喷管连接，两个传感器埋入段上设置热流计和烧蚀热电偶；
热流计和烧蚀热电偶均与数据采集处理系统连接，热流计均与冷却系统连接。
热流计包括康铜片，康铜片与铜热沉体一端连接，与铜热沉体连接侧的康铜片表面设置了热流接收探头，热流接收探头与热流信号线连接，热流信号线与数据采集处理系统连接，铜热沉体另一端连接法兰，热流计通过法兰固定在传感器埋入段，铜热沉体的内部开设螺旋状的水冷通道，水冷通道通过冷却水管与冷却系统连接。
烧蚀热电偶包括烧蚀热电偶探头和温度信号线，温度信号线与数据采集处理系统连接。
传感器埋入段设置热流计安装孔，通过过盈配合固定热流计，传感器埋入段外侧的热流计外部设置热流计下压盖，热流计下压盖与传感器埋入段通过螺纹连接件连接。
传感器埋入段设置烧蚀热电偶安装孔，通过螺纹固定烧蚀热电偶，传感器埋入段外侧的烧蚀热电偶外部设置热电偶下压盖，热电偶下压盖与传感器埋入段通过螺纹连接件连接。
数据采集处理系统包括多通道数据采集器和计算机，多通道数据采集器的采集频率超过单通道5000个读数/秒，扫描速率超过450个通道/秒，最高能够设置60通道进行数据采集。
装药燃烧室和绝热顶盖之间的传感器埋入段用于测量装药燃烧室内壁面的辐射热流；装药燃烧室和喷管之间的传感器埋入段用于测量装药燃烧室内壁面的总热流。
上述的固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统的测量方法，包括以下步骤：
将固体火箭发动机的绝热顶盖、传感器埋入段、装药燃烧室和喷管连接，在装药燃烧室内部安装足量含金属颗粒的药柱，连接好发动机点火器，热流计和烧蚀热电偶与数据采集处理系统连接，热流计与冷却系统连接；
设置热流计和烧蚀热电偶的测量上限和偏差；打开冷却系统，调节水温与流量；打开数据采集处理系统；
开启发动机点火器，采集热流计和烧蚀热电偶的电势信号并传输给数据采集处理系统，数据采集处理系统进行数据拟合及计算，获得固体火箭发动机的装药燃烧室内壁面的总热流密度、辐射热流密度及温度。
热流计在等离子喷焰的冲击下，考核热流计的测量上限，热流计的测量上限为10MW/m2，测量偏差在±5％内。
烧蚀热电偶在超高温黑体炉中加热，考核烧蚀热电偶的测量上限，烧蚀热电偶的测量上限3000K，测温偏差在±1％内。
与现有技术相比，本发明的有益效果在于：
本发明提供的固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统，用于测量发动机在工作过程中，燃烧室内壁面在两相流燃气冲刷作用下的总热流、辐射热流及温度。系统是基于真实固体火箭发动机的工作过程进行设计的，考虑了发动机内部复杂的热环境和动态变化。在绝热顶盖与装药燃烧室之间加装传感器埋入段，此处的燃气流速几乎为零，对流热流可忽略不计，热流计可用于测量装药燃烧室内壁面的辐射热流；在装药燃烧室与喷管之间加装相同的传感器埋入段，此处处于富含熔融颗粒的燃气环境，热流计可用于测量装药燃烧室内壁面的总热流，进而得到发动机燃烧室内壁面总热流及辐射热流的动态变化规律，同时保证了发动机燃烧室热环境原位、动态测量的可行性，同时在传感器埋入段设置烧蚀热电偶能够有效实现固体火箭发动机燃烧室内壁面超高温燃气侵蚀作用下的温度测量。系统通过在装药燃烧室设置热流计和烧蚀热电偶，确保了测量过程的稳定性、安全性和精度，可揭示固体火箭发动机燃烧室内部热环境的变化规律，进而提高固体火箭发动机的烧蚀热防护系统精细化设计水平提供依据；同时具有较高的经济价值，为固体火箭发动机的研发和性能评估提供了有力的支持。
进一步，热流计具有螺旋状冷却水通道，冷却水的进出流量可调，可以确保热流计在极端高温环境下不被损坏，保证了测量的连续性；烧蚀热电偶受到燃气侵蚀作用时探头前端发生烧蚀或磨损后，可快速形成新的结节来进行温度测量，能够有效实现固体火箭发动机燃烧室内壁面超高温燃气侵蚀作用下的温度测量；该数据采集处理系统的多通道数据采集器具备满足试验所需的高动态采集频率能力，从而实现对固体发动机燃烧室内部热环境的迅速且动态的采集。
附图说明
为了更清楚的说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍：
图1为本发明固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统整体结构的示意图；
图2为本发明固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统传感器埋入段的主视剖面图；
图3为本发明固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统传感器埋入段的侧视剖面图；
图4为本发明固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统的热流计的示意图；
图5为本发明固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统的热流计的侧视图；
图6为本发明固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统的烧蚀热电偶的示意图；
图中：1、发动机点火器；2、绝热顶盖；3、传感器埋入段；4、装药燃烧室；5、喷管；6、螺纹连接件；7、热流计；8、热流计下压盖；9、热电偶下压盖；10、烧蚀热电偶；11、法兰；12、螺钉；13、热流接收探头；14、康铜片；15、铜热沉体；16、冷却水管；17、热流信号线；18、温度信号线；19、烧蚀热电偶探头。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步详细说明，并提供具体的测试步骤。
如图1-3所示，本发明提供的固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统，包括固体火箭发动机、热流计7、烧蚀热电偶10、冷却系统和数据采集处理系统；
其中，固体火箭发动机包括装药燃烧室4，装药燃烧室4两端均设置传感器埋入段3，其中一个传感器埋入段3与绝热顶盖2的一端连接，绝热顶盖2的另一端与发动机点火器1连接，另一个传感器埋入段3与喷管5连接，两个传感器埋入段3上均设置热流计7和烧蚀热电偶10；热流计7和烧蚀热电偶10对称分布，热流计7和烧蚀热电偶10均与数据采集处理系统连接，热流计7均与冷却系统连接。
本发明的系统基于真实固体火箭发动机的工作过程，充分考虑了发动机内部复杂的热环境和动态变化特性。系统通过在装药燃烧室两端加装传感器埋入段，配合传感器开展发动机内部热环境的测量。系统在装药燃烧室与绝热顶盖之间加装传感器埋入段，在此处对流热流可忽略不计，能够测量装药燃烧室内壁面的辐射热流；同样，在装药燃烧室与喷管之间加装另一传感器埋入段，则能够测量装药燃烧室内的总热流，从而得出燃烧室内壁面总热流及辐射热流的动态变化规律。此外，系统还在传感器埋入段设置了烧蚀热电偶，以有效测量固体火箭发动机燃烧室内壁面在超高温燃气侵蚀作用下的温度。本系统能够揭示固体火箭发动机燃烧室内部热环境的变化规律，为发动机烧蚀热防护系统的精细化设计提供重要依据。在固体火箭发动机燃烧室的热试车过程中，该系统的应用将极大提升测试的准确性和可靠性，为发动机的进一步优化和性能提升提供可靠的数据支持。
如图4和图5所示，热流计7采用戈登式水冷热流计，热流计7包括康铜片14，康铜片14与铜热沉体15一端连接，与铜热沉体15连接侧的康铜片14表面设置了热流接收探头13，热流接收探头13与热流信号线17连接，热流信号线17与数据采集处理系统连接，铜热沉体15另一端连接法兰11，通过法兰11用螺钉12将热流计7固定在传感器埋入段3；铜热沉体15的内部开设螺旋状的水冷通道，水冷通道通过冷却水管16与冷却系统连接。冷却系统可调冷却水的进出流量，可控制铜热沉体15的冷却温度，确保了在固体火箭发动机装药燃烧室4内部热环境的原位、动态测量过程中热流计7不会被损坏，热流计7可循环使用，提高了试验的安全性并降低了试验的经济成本。
传感器埋入段3设置热流计安装孔，通过过盈配合固定热流计7，并在热流计7周围涂抹环氧树脂，确保其不发生位移，传感器埋入段3外侧的热流计7外部设置热流计下压盖8，热流计下压盖8与传感器埋入段3通过螺纹连接件6连接。
装药燃烧室4和绝热顶盖2之间的传感器埋入段3的燃气流速几乎为零，对流热流可忽略不计，此处的热流计7用于测量装药燃烧室4内壁面的辐射热流；装药燃烧室4和喷管5之间的传感器埋入段3处于发动机正常工作过程下富含熔融颗粒的燃气环境，此处的热流计7用于测量装药燃烧室4内壁面的总热流。
如图6所示，烧蚀热电偶10包括烧蚀热电偶探头19和温度信号线18，温度信号线18与数据采集处理系统连接。选择烧蚀热电偶作为测温量热件，烧蚀热电偶受到燃气侵蚀作用时探头前端发生烧蚀或磨损后，可快速形成新的结节来进行温度测量，能够有效实现固体火箭发动机燃烧室内壁面超高温燃气侵蚀作用下的温度测量。
传感器埋入段3设置烧蚀热电偶安装孔，通过螺纹固定烧蚀热电偶10，并在周围涂抹环氧树脂，确保其不发生位移后，传感器埋入段3外侧的烧蚀热电偶10外部设置热电偶下压盖9，热电偶下压盖9与传感器埋入段3通过螺纹连接件6连接。
数据采集处理系统包括多通道数据采集器和计算机，多通道数据采集器可设置60通道同时采集，单通道的读取速率超过5000个读数/秒，扫描速率高达450个通道/秒，数据采集处理系统的多通道数据采集器具备满足试验所需的高动态采集频率能力，从而实现对固体发动机燃烧室内部热环境的迅速且动态的采集。
实施例
本实施例构建了上述固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统，其中法兰11的直径为43.9mm、厚度为2.8mm。康铜片14的直径为25mm，铜热沉体15高度为25.4mm。
本发明提供的固体发动机燃烧室内部热环境原位动态测量方法，具体操作如下：
将固体火箭发动机的绝热顶盖2、传感器埋入段3、装药燃烧室4和喷管5通过螺栓-螺纹连接件连接在一起，在装药燃烧室4内部安装足量含金属颗粒的药柱，连接好发动机点火器1；将热流计7的热流信号线17和烧蚀热电偶10的温度信号线18连接延长铜线，与数据采集处理系统接通，测试信号接收的可行性；将热流计7的冷却通道通过冷却水管16与冷却系统连接，防止试验过程中热流计7遭受极端大热流后损坏；检查所有零部件的连接，在缝隙处涂抹环氧树脂，完成固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统的全部装配。
热流计7在等离子喷焰的冲击下，考核热流计7的测量上限，热流上限设置为10MW/m2，将热流计7的测量偏差控制在±5％以内，记录热流计7输出电势与热流密度的拟合关系，保证固体火箭发动机燃烧室内壁面热流密度动态测量的可靠性。
将烧蚀热电偶10在超高温黑体炉中加热，考核烧蚀热电偶10的测量上限，温度上限设置为3000K，利用红外热像仪辅助验证烧蚀热电偶10的测温精度，将测量偏差控制在±1％以内，记录烧蚀热电偶10输出电势与温度的拟合关系，保证固体火箭发动机燃烧室内壁面在退移过程中表面温度动态测量的可靠性。
打开冷却水循环系统，确保冷却循环水能顺利进入热流计7，调节冷却水水温与流量，保证冷却循环系统的正常使用。
接通数据采集处理系统的电源，打开多通道数据采集器的采集开关和计算机中的数据采集软件，确保采集系统能正常采集热流计7和烧蚀热电偶10的电势信号，保证数据采集处理系统的正常使用。
在确保以上操作均无误后，开启固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统的发动机点火器1点燃足量含金属颗粒的药柱，在装药燃烧室4内部产生高温高压且富含熔融颗粒的燃气，采集热流计7和烧蚀热电偶10的电势信号并传输给数据采集处理系统，数据采集处理系统进行数据拟合及计算，获得固体火箭发动机燃烧室内壁面的总热流密度、辐射热流密度及温度，完成固体火箭发动机燃烧室内部热环境的原位、动态测量。
通过本发明可实现固体火箭发动机在工作状况下燃烧室内壁面总热流、辐射热流及温度的原位、动态测量，克服了目前对固体火箭发动机燃烧室内部高温、高压、两相流条件下热环境测量方式匮乏、测量精度低等问题，可揭示固体火箭发动机燃烧室内部热环境的变化规律，进而提高固体火箭发动机的烧蚀热防护系统精细化设计水平提供依据。
以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制，尽管参照上述实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者等同替换，这些未脱离本发明精神和范围的任何修改或者等同替换，均在申请待批的本发明的权利要求保护范围之内。
Claims (10)
1.固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统，其特征在于，原位动态测量系统包括固体火箭发动机、热流计(7)、烧蚀热电偶(10)、冷却系统和数据采集处理系统；
固体火箭发动机包括装药燃烧室(4)，装药燃烧室(4)两端均设置传感器埋入段(3)其中一个传感器埋入段(3)与绝热顶盖(2)和发动机点火器(1)依次连接，另一个传感器埋入段(3)与喷管(5)连接，两个传感器埋入段(3)上设置热流计(7)和烧蚀热电偶(10)；
热流计(7)和烧蚀热电偶(10)均与数据采集处理系统连接，热流计(7)均与冷却系统连接。
2.根据权利要求1所述的固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统，其特征在于，热流计(7)包括康铜片(14)，康铜片(14)与铜热沉体(15)一端连接，与铜热沉体(15)连接侧的康铜片(14)表面设置了热流接收探头(13)，热流接收探头(13)与热流信号线(17)连接，热流信号线(17)与数据采集处理系统连接，铜热沉体(15)另一端连接法兰(11)，热流计(7)通过法兰(11)固定在传感器埋入段(3)，铜热沉体(15)的内部开设螺旋状的水冷通道，水冷通道通过冷却水管(16)与冷却系统连接。
3.根据权利要求1所述的固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统，其特征在于，烧蚀热电偶(10)包括烧蚀热电偶探头(19)和温度信号线(18)，温度信号线(18)与数据采集处理系统连接。
4.根据权利要求1所述的固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统，其特征在于，传感器埋入段(3)设置热流计安装孔，通过过盈配合固定热流计(7)，传感器埋入段(3)外侧的热流计(7)外部设置热流计下压盖(8)，热流计下压盖(8)与传感器埋入段(3)通过螺纹连接件连接。
5.根据权利要求1所述的固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统，其特征在于，传感器埋入段(3)设置烧蚀热电偶安装孔，通过螺纹固定烧蚀热电偶(10)，传感器埋入段(3)外侧的烧蚀热电偶(10)外部设置热电偶下压盖(9)，热电偶下压盖(9)与传感器埋入段(3)通过螺纹连接件连接。
6.根据权利要求1所述的固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统，其特征在于，数据采集处理系统包括多通道数据采集器和计算机，多通道数据采集器的采集频率超过单通道5000个读数/秒，扫描速率超过450个通道/秒，最高能够设置60通道进行数据采集。
7.根据权利要求1所述的固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统，其特征在于，装药燃烧室(4)和绝热顶盖(2)之间的传感器埋入段(3)用于测量装药燃烧室(4)内壁面的辐射热流；装药燃烧室(4)和喷管(5)之间的传感器埋入段(3)用于测量装药燃烧室(4)内壁面的总热流。
8.一种根据权利要求1所述的固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统的测量方法，其特征在于，包括以下步骤：
将固体火箭发动机的绝热顶盖(2)、传感器埋入段(3)、装药燃烧室(4)和喷管(5)连接，在装药燃烧室(4)内部安装足量含金属颗粒的药柱，连接好发动机点火器(1)，热流计(7)和烧蚀热电偶(10)与数据采集处理系统连接，热流计(7)与冷却系统连接；
设置热流计(7)和烧蚀热电偶(10)的测量上限和偏差；打开冷却系统，调节水温与流量；打开数据采集处理系统；
开启发动机点火器(1)，采集热流计(7)和烧蚀热电偶(10)的电势信号并传输给数据采集处理系统，数据采集处理系统进行数据拟合及计算，获得固体火箭发动机的装药燃烧室(4)内壁面的总热流密度、辐射热流密度及温度。
9.根据权利要求8所述的固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统的测量方法，其特征在于，热流计(7)在等离子喷焰的冲击下，考核热流计(7)的测量上限，热流计(7)的测量上限为10MW/m2，测量偏差在±5％内。
10.根据权利要求8所述的固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统的测量方法，其特征在于，烧蚀热电偶(10)在超高温黑体炉中加热，考核烧蚀热电偶(10)的测量上限，烧蚀热电偶(10)的测量上限3000K，测温偏差在±1％内。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202410701536.XA CN118500739A (zh) | 2024-05-31 | 2024-05-31 | 固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统及方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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| CN202410701536.XA CN118500739A (zh) | 2024-05-31 | 2024-05-31 | 固体发动机燃烧室内部热环境的原位动态测量系统及方法 |
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| CN118500739A true CN118500739A (zh) | 2024-08-16 |
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