一种修正喷注压降热影响的火箭发动机混合比调整方法

技术领域

本发明涉及一种液体火箭发动机混合比调整方法，具体涉及一种修正喷注压降热影响的火箭发动机混合比调整方法，可以修正喷注压降热影响对发动机混合比的影响，特别适用于混合比精度要求高、且可以进行性能标定试车的液体火箭发动机。

背景技术

液体火箭发动机通常采用冷流试验(采用水代替推进剂)对组件的流阻特性进行测试。根据发动机整机或组件冷流试验数据，再进行参数平衡计算，从而保证发动机热点火工作的推力和混合比。朱宁昌主编，宇航出版社1994年8月出版的《液体火箭发动机设计(上)》提出发动机的调整计算方法，该方法利用液流试验的原始数据，通过参数平衡计算，从而保证发动机推力和混合比。但是在液体火箭发动机实际点火过程中，发动机的推力室的喷注器直接接触高温燃气，存在喷注结构受热变形的现象，而喷注结构热变形将引起喷注压降的冷热差异。现有方式是对冷热差异的均值进行统计并进行修正，但是该方法无法满足高精度调试的要求。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有的方法对冷试和热车的喷注压降差异获取不准确的问题，提供一种修正喷注压降热影响的火箭发动机混合比调整方法，该方法统计了发动机冷热压降差异影响规律，通过试车前液流试验保证性能标定试车混合比散差较小，并根据试车结果在试车后液流试验中进行混合比精确调整，从而克服了喷注压降冷热差异较大对混合比调节精度的影响。

本发明的技术解决方案是：

提供了一种修正喷注压降热影响的火箭发动机混合比调整方法，包括以下步骤：

步骤1：统计多组试验数据，每组试验均包括一次发动机冷流试验和一次发动机热试车；统计每组试验中冷流试验时氧化剂路喷嘴压降和燃料路喷嘴压降，以及发动机热试车时氧化剂路喷嘴压降和燃料路喷嘴压降，并分别获取发动机冷流试验和发动机热试车时氧化剂路喷嘴以及燃料路喷嘴的压降差异规律；

步骤2：第一次冷流试验标定，初步确定氧化剂路和燃料路中节流元件的尺寸；

步骤2.1：设定氧化剂路和燃料路的设计入口压力分别为P

根据步骤1中获取的氧化剂路压降差异规律，计算热试车时氧化剂路压降△P

根据步骤1中获取的燃料路压降差异规律，计算热试车时燃料路压降△P

步骤2.2：根据氧化剂路压降差异S

P

P

步骤2.3：保持氧化剂路和燃料路的流量以及燃烧室压力不变，通过反复对氧化剂路和燃料路中节流元件的尺寸进行调整，使得氧化剂路和燃料路达到P

步骤3：热试车标定，确定热试车的压降偏差；

调整氧化剂路和燃料路推进剂流量到热试车设计流量Q’

热试车下实测氧化剂路入口压力P’

步骤4：第二次冷流试验标定，最终确定氧化剂路和燃料路中节流元件的尺寸；

保持第一次热试车的系统不变，确保氧化剂路和燃料路的冷流试验设计流量以及燃烧室压力不变，开始进行第二次冷流试验，再次反复对氧化剂路和燃料路中节流元件的尺寸调整，使得氧化剂路和燃料路的入口压力满足：

P”

P”

则实现了氧化剂路和燃料路混合比的精确调整；

其中，P’

进一步地，上述步骤1中氧化剂路喷嘴以及燃料路喷嘴的压降差异规律通过以下两种情况确定：

A：若多组发动机冷流试验喷嘴压降和发动机热试车时喷嘴压降无明显变化规律，则采用冷流试验喷嘴压降和热试车喷嘴压降之间差值求平均的方式确定压降差异值；

B：若多组发动机冷流试验喷嘴压降和发动机热试车时喷嘴压降有明显变化规律，且呈线性规律时，通过最小二乘法拟合出以下压降变化关系式：

△P

式中：△P

△P

a，b为系数。

进一步地，上述节流元件为节流圈，节流元件的尺寸的调整方式为：更换不同大小节流孔的节流圈或返修节流圈中节流孔的尺寸。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

1、本发明通过统计了发动机冷试和热试压降差异规律，同时结合一次热试车标定和前后两次冷流试验标定，有效地解决喷注结构受热变形引起较大喷注压降变化对发动机混合比调整精度的影响，提高了发动机混合比控制精度，特别适用于混合比精度要求高、且可以进行性能标定试车的液体火箭发动机。

2、本发明由于统计了发动机冷试和热试压降差异规律，因此第一次液流试验调整后，发动机混合比基本可控制在一定的分布范围之内，为后续在较小的范围进行二次调整提供了有力的先决条件，大大提升了混合比的调整精度。

3、通过第一次热试车标定了发动机受到高温燃气热影响，相当于完成了一次真实工作状态的热处理，采用第一次热试车标定结果作为后续第二次冷流试验的调整基准更为合理准确。

4、本发明的发动机冷试和热试规律统计的统计方法可利用推力室喷注压降冷流试验结果提升混合比调整精度，可应用于无需进行热试车标定或不进行整机冷流试验的发动机。

附图说明

图1是液体火箭发动机冷流试验系统或热试车系统的示意图。

1-氧化剂路节流圈、2-燃料路节流圈、3-氧化剂路喷嘴、4-燃料路喷嘴、5-燃烧室。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明中的相关技术进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本实施例提供了一套液体火箭发动机冷流试验系统或热试车系统，如图1所示，该系统包括氧化剂路和燃料路；氧化剂路包括沿着氧化剂流向方向依次设置的氧化剂路节流圈1以及氧化剂路喷嘴3；

燃料路包括沿着燃料流向方向依次设置的燃料路节流圈2以及燃料路喷嘴4；

氧化剂路喷嘴3和燃料路喷嘴4位于燃烧室5内。

在进行冷流试验时，氧化剂路和燃料路的介质均为水，在进行热试车时氧化剂路和燃料路的介质分别为氧化剂和燃料。

通过上述系统，本实施例的具体调整方法如下：

1、首先，通过上述系统作为10组试验，每组试验均包括一次发动机冷流试验和一次发动机热试车，并统计了10次发动机冷流试验时发动机氧化剂路喷嘴压降和燃料路喷嘴压降，以及10次发动机热试车时氧化剂路喷嘴压降和燃料路喷嘴压降，具体的试验数据详见表1；

表1

通过对比每组试验中冷流试验时氧化剂路喷嘴的压降和热试车时氧化剂路喷嘴的压降，发现每组试验中两种不同状态下压降差异的变化不大，因此采用冷流试验喷嘴压降和热试车喷嘴压降之间差值求平均的方式确定压降差异值；本实施例中，每组试验的差值分别为：-0.01Mpa、-0.04Mpa、-0.07Mpa、-0.04Mpa、+0.02Mpa、+0.01Mpa、+0.03Mpa、+0.03Mpa、+0.03Mpa、+0.01Mpa，对以上差值求平均得到冷流试验时氧化剂路喷嘴和热试车时氧化剂路喷嘴的压降差异值为S

通过对比每组试验中冷流试验时燃料路喷嘴的压降和热试车时燃料路喷嘴的压降，发现两种试验状态下变化趋势明显，且呈线性规律，因此采用最小二乘法拟合出压降变化关系式：

△P

2、第一次冷流试验标定，初步确定氧化剂路和燃料路中节流元件的尺寸；

设定氧化剂路和燃料路的设计入口压力分别为P

根据步骤1获得氧化剂路喷嘴的压降差异值-0.003MPa，可计算出热试车时间时氧化剂路喷嘴压降△P

根据步骤1中燃料路压降变化关系式(即式1)：可计算出热试车时间时氧化剂路喷嘴压降△P

根据氧化剂路压降差异S

P

P

保持氧化剂路和燃料路的流量以及燃烧室压力不变，通过反复对氧化剂路和燃料路中节流元件的尺寸进行调整，使得氧化剂路和燃料路的入口压力达到目标入口压力P

3、热试车标定，确定热试车的压降偏差；

调整氧化剂路和燃料路推进剂流量到热试车设计流量Q’

热试车下实测氧化剂路入口压力P’

4、第二次冷流试验标定，最终确定氧化剂路和燃料路中节流元件的尺寸；

保持第一次热试车的系统不变，确保氧化剂路和燃料路的流量以及燃烧室压力不变，开始进行第二次冷流试验，再次反复对氧化剂路和燃料路中节流元件的尺寸调整，使得本次冷流试验时氧化剂路和燃料路的入口压力满足：

P”

则完成了氧化剂路和燃料路混合比的精确调整。

其中，P’

本实施例中，节流元件为节流圈，节流元件的尺寸的调整方式为：更换不同大小节流孔的节流圈或返修节流圈中节流孔的尺寸。