[發明專利]一種測量推進劑燃燒響應的熱聲不穩定實驗系統的測量方法

有效

• 申請號: 202110389954.6
• 申請日: 2021-04-12
• 公開（公告）號: CN113125503B
• 公開（公告）日: 2023-09-26
• 發明（設計）人: 敖文;張綱錘;文瞻;章宇;劉佩進;呂翔;金秉寧
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: G01N25/22
• 分類號: G01N25/22
• 代理公司: 西安維賽恩專利代理事務所(普通合伙) 61257
• 代理人: 劉艷霞

本發明公開了一種測量推進劑燃燒響應的熱聲不穩定實驗系統的測量方法，如下：步驟A、設置測量推進劑燃燒響應的熱聲不穩定實驗系統，該實驗系統包括：Rijke管，開口端為進氣端；在Rijke管內，且靠近進氣端，平行于Rijke管的縱切面放置有一加熱網，加熱網為圓餅狀，其上布設多個開孔。在Rijke管內的中部設置有一質量分析儀，用于承載并稱量推進劑；質量分析儀與采集系統線連接。步驟B、在Rijke管通入氮氣的條件下，啟動感應電源，加熱加熱網。步驟C、得到Rijke管內的壓力和溫度數值，并導出。步驟D、點燃推進劑，測得所述推進劑的質量變化。使用該測量推進劑燃燒響應的熱聲不穩定實驗系統，在Rijke管內產生一個持續的壓力振蕩，更貼近發動機內部真實的工作環境。

技術領域

本發明屬于熱聲不穩定測試技術領域，具體涉及一種測量推進劑燃燒響應的熱聲不穩定實驗系統的測量方法。

背景技術

在固體火箭發動機工作過程中，燃燒室內會出現推進劑燃燒釋熱與聲場耦合，產生不規則、周期性壓強振蕩，輕則引起內彈道曲線異常，重則造成發動機殼體破裂、甚至爆炸，導致災難性后果。這種由燃燒引起的不規則振蕩且不斷發展的過程稱為燃燒不穩定。

固體火箭發動機不穩定燃燒按照發生的機理可分為聲不穩定和非聲不穩定兩大類。聲不穩定是燃燒過程與發動機內腔中的聲學過程相互作用結果，其特點是壓力振蕩的頻率同內腔固有頻率基本一致。固體火箭發動機燃燒室近似為一個聲腔，發動機燃燒室中的聲學過程與推進劑燃燒耦合作用可能引起自激聲振蕩。固體火箭發動機中的聲不穩定，本質上是燃燒室內的聲波振蕩在推進劑燃燒作用下的持續作用，甚至出現振蕩加劇情況。根據聲壓振幅的變化情況可以將聲不穩定燃燒分為線性不穩定燃燒和非線性不穩定燃燒。假設發動機中沒有任何阻尼，只有推進劑燃燒響應使聲振放大，則聲能變化率就可以表示為燃燒響應提供聲能增益的多少，或放大聲振蕩能力的大小。但在實際發動機中，由于各種增益、阻尼因素同時存在，故聲振蕩的放大和衰減是各種因素共同作用結果。固體火箭發動機燃燒室中主要聲能增益來源于推進劑的燃燒響應，根據響應來源，可分為壓強響應和速度響應。作為燃燒不穩定的主要增益因素，通常用響應函數來表征。而如何獲取這種響應函數無論在理論上和工程上都非常棘手。

目前推進劑燃燒響應函數的測量通常采用T型燃燒器和旋轉閥。T型燃燒器的主要特點是噴管開在燃燒室的中間位置，這樣可以減小聲能損失，容易激發振蕩。它具有結構簡單、操作便捷等優點而被廣泛應用，但其也存在費用高、測試誤差高達30％～50％、不易開展低頻實驗等缺點。針對T型燃燒器法的這些不足，后續又提出了旋轉閥法，該方法具有測試頻域廣、經濟適用性好、測試結果最接近實際發動機及可開展含鋁推進劑實驗，對實驗測控系統的測試精度要求極高，但存在探針磨損、測試誤差大、數據量多、裝置及操作流程復雜等缺點。上述不足限制了旋轉閥法的廣泛應用。

發明內容

本發明所要解決的技術問題在于針對上述現有技術的不足，提供一種測量推進劑燃燒響應的熱聲不穩定實驗系統的測量方法，在Rijke管內產生一個持續的壓力振蕩，更貼近發動機內部真實的工作環境。

為解決上述技術問題，本發明采用的技術方案是，一種測量推進劑燃燒響應的熱聲不穩定實驗系統的測量方法，該測量方法如下：

步驟A、設置測量推進劑燃燒響應的熱聲不穩定實驗系統，該實驗系統包括：Rijke管，其一端開口，一端封閉，開口端為進氣端；在Rijke管內，且靠近進氣端，平行于Rijke管的縱切面放置有一加熱網，加熱網為圓餅狀，其上布設多個開孔，用于氣體流動；在加熱網的外側壁一周環套有隔熱環，隔熱環的外側壁與Rijke管的內壁緊密貼合；

在Rijke管外壁上套設有一感應線圈，感應線圈與感應電源相連接，供電后，感應線圈用于加熱加熱網；在Rijke管內的中部設置有一質量分析儀，用于承載并稱量推進劑；質量分析儀與采集系統線連接。

步驟B、在Rijke管通入氮氣的條件下，啟動感應電源，加熱加熱網，至加熱網處于發光狀態，斷開感應電源；