[发明专利]固液火箭发动机的装药燃速测量装置及方法

说明书

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。

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l_grain＝(t_back-t_launch)_grain，即可得到所测位置药柱此时的厚度。其中，l_grain为所测位置的药柱厚度(mm)，t_back为检测到回波的时刻(s)，t_launch为发射声波的时刻(s)，v_grain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，r_{supersonic-wave}为超声波法测得的药柱燃速(mm/s)，T_{2-supersonic-wave}为第二次超声波测量厚度的时刻(s)，T_{1-supersonic-wave}为第一次超声波测量厚度的时刻(s)，l_{2-supersonic-wave}为T_{2-supersonic-wave}时刻的药柱厚度(mm)，l_{1-supersonic-wave}为T_{1-supersonic-wave}时刻的药柱厚度(mm)。