[发明专利]一种固液火箭发动机燃料燃速测量系统

说明书

本发明实施例涉及一种固液火箭发动机燃料燃速测量系统，包括：测控模块，发动机，发射模块，接收模块以及处理模块；测控模块通过向发动机内冲入指定流量的氧气，使氧气与发动机内的固体燃料发生燃烧产生燃气经发动机的喷管喷出形成高速流场；发射模块向喷管的出口垂直发射激光信号，激光信号穿过高速流场后，被接收模块接收并转换为电压信号，且由接收模块将电压信号发送至发射模块中的TDLAS信号调制及数据处理模块，由TDLAS信号调制及数据处理模块根据电压信号确定喷管出口的气流静温，气流速度以及水分压，并发送至处理模块，由处理模块进行分析得到燃料燃速。通过该系统得到的燃料燃速，比现有超声波法、X射线法等常用的测量方法更加直观、准确。

技术领域

本发明实施例涉及固液火箭发动机技术领域，尤其涉及一种固液火箭发动机燃料燃速测量系统。

背景技术

发展航天，动力先行，火箭发动机是火箭的心脏，是人类航天事业发展的核心支撑。固液混合火箭发动机作为当前火箭推进技术的一个重要发展方向，基于其独特的结构特点，具备广阔的应用前景。固液混合火箭发动机结合了固体发动机和液体发动机的结构特点，将不同相态的燃料和氧化剂分开贮存，其中以固体燃料和气/液体氧化剂为组合的固液混合火箭发动机研究最为广泛。这种特殊的结构使其与常规的固体发动机和液体发动机相比，具有安全性高、成本低、绿色环保、推力可调节、能够实现重复启动等优点。

固液混合火箭发动机的燃烧过程并不是氧化剂在固体燃料表面发生化学反应，而是一个典型的扩散燃烧过程。当发动机启动后，固体燃料表面会在氧化剂流动及燃烧的作用下生成一个边界层，氧化剂与燃料在边界层内混合并持续燃烧，能量通过对流及辐射方式由火焰传播至固体燃料，使其表面热解及气化，新的气化燃料进入边界层维持燃烧过程。在此过程中，固体燃料通过气化而向燃烧过程提供燃料，因此其燃面会后退。将消耗掉的固体燃料质量与燃烧时间之比定义成质量燃速，它是评价固液混合火箭发动机性能的主要参数之一。固液混合火箭发动机的燃烧受到氧化剂进气方式、流量及压强等多种因素的影响，固体火箭发动机推进剂燃速测试用的标准实验发动机无法应用，而传统的“差重法”只能得到平均燃速，无法反应燃料燃烧过程中燃速变化情况，而在氧化剂供给流量已知的情况下，实现固体燃料燃速的在线测量更有意义，更有助于分析发动机燃烧效率、最佳氧燃比等。

目前常用的固液发动机燃料燃速实时测量方法主要有超声波法、X射线法、高速摄影法等。超声波法是通过连续测量超声波脉冲在燃料中的往返时间，确定燃料退移端面的位置，从而得到燃料实时燃速的方法，该方法技术成熟、方法简单，但一个超声波源只能测试一个位置的燃速，而且实际使用时需考虑燃烧室压力对于声速的影响，需要进行相应的校正，此外，该方法主要用于单孔及化学成分较为均匀的药柱，对于多孔药柱以及多种材料的组合型药柱无能为力；X射线法主要基于物质对于X射线的吸收与物质的物理化学性能相关性，结合X射线的实时成像技术实现燃速测量，X射线法其能够实时测量固体燃料的各个不同位置上的退移速率，但该方法的硬件组成及其昂贵以及X射线对人体危害较大；高速摄影法利用高速摄影技术记录燃料退移过程，通过分析燃料退移过程获得燃料燃速，非常具有代表性的工作是 2013年米兰理工大学L.T.Deluca发表的“Characterization of HTPB-based solid fuel formulations:Performance,mechanical properties,andpollution,Acta Astronautica,92:150-162”，他采用高速摄像机配合45°反射镜的光路布置实现一个内径4mm，外径 20mm，长30mm的HTPB燃料样品燃烧端面的变化观测，再结合图像分析得到燃料燃速，但该方案存在问题有：1)严格意义上并不是一个火箭发动机实验台，该实验台没有喷管，燃烧情况与真实发动机燃烧室差别较大，在该实验台得到的实验数据是否可应用于真实固液混合发动机还需理论分析和大量实验验证；2)这种方法在真实固液火箭发动机应用较为困难，一方面是存在喷管的遮挡，发动机内部也不允许安装反射镜等光学设备，另一方面是从尾部观看药柱形态变化会受到发动机出口尾焰存在“马赫盘”干扰，这会大大降低成像精度。