[发明专利]火箭发动机燃烧室效率分析方法及系统

权利要求书

1.一种火箭发动机燃烧室效率分析系统，其特征在于，包括

数据采集模块，用于进行常温T₀下发动机喉部直径D_t0、对应的燃烧室材料线膨胀系数α、发动机热试车时的发动机燃烧室压力P_c(t)、氧化剂和燃料质量流量q_mo(t)和q_mf(t)以及喉部温度T_t(t)的采集；

数据平均值计算模块，用于通过预设的算法进行发动机各参数平均值的获取，得到燃烧室压力平均值氧化剂和燃料质量流量平均值和喉部温度平均值

喉部直径计算模块，用于根据预设的公式：进行发动机工作时的喉部直径D_t的计算；其中，α为燃烧室基材在相应温度下的线膨胀系数；

混合比计算模块，用于根据预设的公式：混合比进行氧化剂和燃料流量混合比r_m的计算；

实际特征速度计算模块，用于根据预设的公式：进行实际特征速度C^*的计算；其中，D_t为温度修正后的喉部直径；

理论特征速度计算模块，利用燃烧室压力和混合比r_m，按最小吉布斯自由能原理计算理论特征速度

发动机燃烧室效率计算模块，用于通过预设的公式进行发动机燃烧室效率η_c的计算。

2.一种火箭发动机燃烧室效率分析方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1、通过数据采集模块采集常温T₀下发动机喉部直径D_t0，并查询对应的燃烧室材料线膨胀系数α；

步骤2、进行发动机热试车，通过数据采集模块采集发动机燃烧室压力P_c(t)，氧化剂和燃料质量流量q_mo(t)和q_mf(t)，喉部温度T_t(t)；

步骤3、通过数据平均值计算模块对发动机各参数取算术平均值，得到燃烧室压力平均值氧化剂和燃料质量流量平均值和喉部温度平均值

步骤4、利用喉部温度平均值，通过喉部直径计算模块计算发动机工作时的喉部直径D_t：

其中，α为燃烧室基材在相应温度下的线膨胀系数；

并根据氧化剂和燃料质量流量平均值，通过混合比计算模块计算混合比r_m：

步骤5、通过实际特征速度计算模块计算实际特征速度C^*：

其中，D_t为温度修正后的喉部直径；

步骤6、利用燃烧室压力和混合比r_m，通过理论特征速度计算模块按最小吉布斯自由能原理计算理论特征速度

步骤7、通过发动机燃烧室效率计算模块计算发动机燃烧室效率η_c：

3.根据权利要求2所述的火箭发动机燃烧室效率分析方法，其特征在于，对各参数取平均值时，为保证参数取自相同的发动机状态，平均值计算区间为同一时间区间。

4.根据权利要求2所述的火箭发动机燃烧室效率分析方法，其特征在于，对发动机试车过程中参数求平均值时，要求试车程序长度能确保燃烧室压力、氧化剂和燃料流量、喉部温度参数有足够的稳定段，稳定段长度不低于5s。