[發明專利]固體火箭發動機燃燒室時變聲振模態頻率辨識方法及系統

有效

• 申請號: 202111228121.8
• 申請日: 2021-10-21
• 公開（公告）號: CN113882973B
• 公開（公告）日: 2022-11-29
• 發明（設計）人: 李海東;侯凱宇;史曉鳴;夏鵬;張順家;王世超;楊藝;盧弘毅;高陽;劉陸廣;許泉
• 申請（專利權）人: 上海機電工程研究所
• 主分類號: F02K9/96
• 分類號: F02K9/96;G06F17/15
• 代理公司: 上海漢聲知識產權代理有限公司 31236
• 代理人: 胡晶

本發明提供一種固體火箭發動機燃燒室時變聲振模態頻率辨識方法及系統，包括將發動機的點火建壓壓強進行提高，激發出發動機燃燒室的不穩定燃燒，并對燃燒室壓強數據進行采集；對振動信號進行濾波；將濾波后的信號拆分成含有單頻信號的不同部分信號；對含有單頻信號的不同部分信號進行分析和辨識，得到不同階聲模態的振蕩頻率。本發明解決了地面試車試驗中只能獲得發動機燃燒過程的壓強振蕩數據，卻不能獲得燃燒室軸向聲場所受到的擾動激勵，無法用常規的模態分析方法進行辨識的工況模態問題，以及試車過程中隨著固體推進劑裝藥的燃燒消耗，燃燒室腔體構型發生變化導致燃燒室聲腔的軸向聲模態頻率大幅時變的、常規的傅里葉變換方法不再適用的問題。

技術領域

本發明涉及固體火箭發動機的技術領域，具體地，涉及固體火箭發動機燃燒室時變聲振模態頻率辨識方法及系統，尤其涉及一種固體火箭發動機試車過程中燃燒室時變聲振模態頻率辨識方法。

背景技術

固體火箭發動機是一種性能優越的動力裝置，被廣泛應用在運載火箭、導彈等細長體飛行器上。但是在固體火箭發動機工作過程中，燃燒室受到微弱的擾動就會產生一定頻率、振型的聲波，當擾動產生的壓力振動頻率與燃燒室聲場的固有頻率一致時，就會形成不穩定燃燒。不穩定燃燒是國內外固體火箭發動機研制中屢次遇到的難題，主要表現為發動機受擾后，燃燒室內周期性壓強振蕩、平均壓強改變，發動機輸出推力振蕩、平均推力及工作時長改變，并伴有發動機及飛行器的劇烈振動，嚴重時導致發動機熄火或超壓爆炸。

在公開號為CN111058968A的專利文獻中公開了一種雙燃燒室固體火箭發動機小燃燒室壓強的計算方法。該方法包括：首先采集大燃燒室的壓強；初始化小燃燒室壓強數據Ps0；通過比較大燃燒室壓強Pb與小燃燒室壓強Ps，來確定小燃燒室處于充氣或者放氣狀態；再根據流量公式計算出小燃燒室的氣體變化量，最終確定小燃燒室的壓強；然后重復計算過程、直至大燃燒室壓強數據全部讀取完畢。

針對上述中的相關技術，發明人認為當前在固體火箭發動機的研制過程中，地面試車試驗可以獲得發動機燃燒過程的壓強隨時間變化的數據，但是燃燒室軸向聲場所受到的擾動激勵是未知的，無法用常規的輸入輸出均可測的模態參數辨識方法對燃燒室聲振模態頻率進行辨識；同時在固體火箭發動機試車過程中隨著固體推進劑裝藥的燃燒消耗，燃燒室腔體構型會發生變化，因此燃燒室聲腔的軸向聲模態頻率是大幅時變的，常用的傅里葉變換方法不再適用。因此，需要提出一種技術方案以改善上述技術問題。

發明內容

針對現有技術中的缺陷，本發明的目的是提供一種固體火箭發動機燃燒室時變聲振模態頻率辨識方法及系統。

根據本發明提供的一種固體火箭發動機燃燒室時變聲振模態頻率辨識方法，所述方法包括如下步驟：

步驟S1：提高發動機的點火建壓壓強，激發出發動機燃燒室的不穩定燃燒現象，并對燃燒室壓強數據進行采集，得到振動信號；

步驟S2：根據分析的需要，對獲得的振動信號進行濾波，濾除其中直流變量、不需要的頻率段以及一些雜波，得到干凈的信號；

步驟S3：根據分析的需求，即需要分析的多個聲模態的振蕩，將經過初始濾波后的信號拆分成含有單頻信號ω₁、ω₂、ω₃的不同部分信號；

步驟S4：采用基于HT的自由振動分析方法對各個分拆好的含有單頻信號ω₁、ω₂、ω₃的不同部分進行分析和辨識，得到不同階聲模態的振蕩頻率。

優選地，所述步驟S1中將發動機的點火建壓壓強在常規試車試驗的基礎上提高到50％。

優選地，所述步驟S1中采用高頻響壓強傳感器的頻響范圍為0-10000Hz，量程為0-60Mpa；以及采用高采用率測試系統的范圍為0-10000Hz。