一种液体火箭发动机燃料速度脉动的测量设备及方法与流程

本发明涉及液体火箭发动机，尤其是一种液体火箭发动机燃料速度脉动的测量设备及方法。

背景技术：

1、在各种航天推进技术中，液体火箭发动机因具有性能和可靠性高、任务适应性好等诸多优势，最先进入航天工程应用，并始终占据主导地位，推动了探空火箭(1926-1960年)、弹道导弹(1944-1970年)、运载火箭(1957-)的诞生和发展，开启了人类航天时代，支撑了航天活动的蓬勃开展。

2、液体火箭发动机运行过程中当推力室发生不稳定燃烧时，极易造成热防护失效、性能降低、推力室损毁等严重后果，因此有必要对不稳定燃烧开展理论和试验研究。推力室不稳定燃烧触发机制之一是上游涡轮泵供给的燃料流量存在脉动主频，当流入燃烧室与氧化剂掺混雾化成小液滴时，会继承上游的流量脉动能量；雾化后的小液滴产生的速度脉动将作为激励源，触发不稳定燃烧。通过描述燃烧室输出对输入的响应，宏观表现为燃烧室内释热率对速度脉动的响应情况，进而得到燃烧室的动态热声不稳定响应特征；因此推力室研制阶段使用火焰传递函数方法研究燃烧特性时，在不额外引入较高幅值脉动激励源的前提下增加测点去研究参与燃烧前高温高压环境下的燃料速度脉动十分必要。

3、现有技术中采用热线风速仪测量液体火箭发动机速度脉动，但该仪器成本使用高，且不能在高温高压的环境下使用，无法满足高温高压环境下对液体火箭发动机燃料速度脉动的测量需求。

4、鉴于此，需要设计一种可满足高温高压环境下对液体火箭发动机燃料速度脉动进行测量的设备，以解决现有技术中无法在高温高压环境下测量液体火箭发动机燃料速度脉动的问题。

技术实现思路

1、本发明的目的在于提供一种液体火箭发动机燃料速度脉动的测量设备及方法，用于解决现有技术中现有技术中无法在高温高压环境下测量液体火箭发动机燃料速度脉动的问题。

2、为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

3、第一方面，本发明提供一种液体火箭发动机燃料速度脉动的测量设备，可以包括：

4、多组双动态压力采集设备以及综合计算单元；多组所述双动态压力采集设备的动态压力信号测量端与液体火箭发动机连接，多组所述双动态压力采集设备的动态压力信号输出端与所述综合计算单元连接；

5、多组所述双动态压力采集设备用于采集所述液体火箭发动机上预设位置的动态压力数据；所述预设位置表示沿所述液体火箭发动机的推力室轴线方向，距离所述液体火箭发动机的燃烧室入口为预设距离的位置；

6、所述综合计算单元用于根据多组所述双动态压力采集设备发送的动态压力数据，对所述动态压力数据进行处理，得到所述液体火箭发动机燃料速度脉动数据。

7、第二方面，本发明提供一种液体火箭发动机燃料速度脉动的测量方法，所述方法应用于一种测量液体火箭发动机燃料速度脉动的设备，所述设备至少包括多组双动态压力采集设备以及综合计算单元；方法可以包括：

8、综合计算单元获取多组所述双动态压力采集设备发送的动态压力数据；所述动态压力数据为所述液体火箭发动机上预设位置的动态压力数据；所述预设位置为沿所述液体火箭发动机的推力室轴线方向，距离所述液体火箭发动机的燃烧室入口为预设距离的位置；

9、根据多组所述双动态压力采集设备发送的动态压力数据，对所述动态压力数据进行处理，得到所述液体火箭发动机燃料速度脉动数据。

10、与现有技术相比，本发明提供的一种液体火箭发动机燃料速度脉动的测量设备，通过设置多组双动态压力采集设备以及综合计算单元；将多组双动态压力采集设备的动态压力信号测量端与液体火箭发动机连接，多组双动态压力采集设备的动态压力信号输出端与综合计算单元连接；利用多组双动态压力采集设备采集液体火箭发动机上预设位置的动态压力数据；其中预设位置表示沿液体火箭发动机的推力室轴线方向，距离液体火箭发动机的燃烧室入口为预设距离的位置；进一步利用综合计算单元根据多组双动态压力采集设备发送的动态压力数据，对动态压力数据进行处理，得到液体火箭发动机燃料速度脉动数据；基于此，采用将双动态压力采集设备采集的动态压力信号转换为速度脉动信号，可以实现在高温高压环境下测量液体火箭发动机燃料速度脉动，解决了现有技术中采用热线风速仪无法在高温高压环境下测量液体火箭发动机燃料速度脉动，以及采购热线风速仪成本高的问题。

技术特征：

1.一种液体火箭发动机燃料速度脉动的测量设备，其特征在于，包括：

2.如权利要求1所述的设备，其特征在于，所述双动态压力采集设备包括第一动态压力采集设备和第二动态压力采集设备；所述预设位置包括第一预设位置和第二预设位置；

3.如权利要求2所述的设备，其特征在于，所述第一预设位置设置有与所述再生冷却通道相通的第一孔状结构，第二预设位置处设置有与所述再生冷却通道相通的第二孔状结构；

4.如权利要求3所述的设备，其特征在于，所述第一动态压力采集设备和所述第二动态压力采集设备均为高频动态压力传感器；所述第一动态压力采集设备的结构与所述第二动态压力采集设备的结构相同；

5.如权利要求4所述的设备，其特征在于，所述传感器底座通过所述垫片与所述第一孔状结构螺纹连接后形成的端面上包括第一钎焊料孔；所述第一钎焊料孔用于加强所述传感器底座、所述垫片以及所述推力室外壁之间的连接强度。

6.如权利要求4所述的设备，其特征在于，所述传感器底座与所述传感器本体连接后的端面上包括第二钎焊料孔；所述第二钎焊料孔用于加强所述传感器底座与所述传感器本体之间的连接强度。

7.一种液体火箭发动机燃料速度脉动的测量方法，其特征在于，所述方法应用于一种测量液体火箭发动机燃料速度脉动的设备，所述设备至少包括多组双动态压力采集设备以及综合计算单元；方法包括：

8.如权利要求7所述的方法，其特征在于，所述双动态压力采集设备包括第一动态压力采集设备和第二动态压力采集设备；

9.如权利要求8所述的方法，其特征在于，所述对所述动态压力数据进行处理，得到压力脉动幅值之后，包括：

10.如权利要求9所述的方法，其特征在于，所述基于所述预处理结果，得到所述液体火箭发动机燃料速度脉动数据，包括采用公式：

技术总结本发明公开一种液体火箭发动机燃料速度脉动的测量设备及方法，涉及液体火箭发动机技术领域，以解决现有技术中无法在高温高压环境下测量液体火箭发动机燃料速度脉动的问题。设备包括：多组双动态压力采集设备以及与其连接的综合计算单元；多组双动态压力采集设备用于采集液体火箭发动机上预设位置的动态压力数据；预设位置表示沿液体火箭发动机的推力室轴线方向，距离液体火箭发动机的燃烧室入口为预设距离的位置；综合计算单元用于根据多组双动态压力采集设备发送的动态压力数据，对动态压力数据进行处理，得到液体火箭发动机燃料速度脉动数据；实现了在高温高压环境下测量液体火箭发动机燃料速度脉动。技术研发人员：王旭怀,张森,李师阳,胡仁众,彭少恩,唐亮受保护的技术使用者：西安航天动力研究所技术研发日：技术公布日：2024/10/17