[发明专利]火箭发动机燃烧室效率分析方法及系统

说明书

本发明公开了一种火箭发动机燃烧室效率分析方法及系统，该方法采用在燃烧室效率计算时同时考虑发动机燃烧室压力、氧化剂和燃料流量、喉部温度数据，采用各参数稳定后的相同区间平均值，并利用喉部平均温度修正工作时的喉部直径，采用修正后的喉部直径和燃烧室压力、氧化剂和燃料流量计算实际特征速度，采用同区间的燃烧室压力平均值和混合比计算理论特征速度，进而计算燃烧室效率。本发明更为准确的实现了燃烧室效率的分析，为同一发动机不同工况和不同发动机的性能评估比对提供了更准确的依据。

技术领域

本发明涉及火箭发动机领域，具体涉及一种火箭发动机燃烧室效率分析方法及系统。

背景技术

燃烧室效率是发动机性能评估的重要参数，在发动机研制过程中，需要通过发动机热试车考核，获取发动机的燃烧室效率和喷管效率，其中喷管效率的获取基于发动机比冲和燃烧室效率计算得到，因此准确获取发动机燃烧室效率，对于准确评估发动机性能、改进或确定发动机设计都非常重要。

目前在发动机热试车中，燃烧室效率并不能直接测量得到，而是通过在试车前测量发动机喉部直径，试车过程中测量燃烧室压力和推进剂流量等参数，然后按下面的公式计算得到：

从计算公式看，燃烧室效率与发动机工作温度没有关系。但由于材料热胀冷缩效应，实际发动机工作时，喉部温度达到1000℃以上，这时的喉部直径一般均大于试车前常温下测量的直径值，导致产生相同燃烧室压力的推进剂流量较膨胀前偏大，因此按上述方法获取的燃烧室效率一般均低于真实值，假设喉部温度达到1200℃，材料线膨胀系数为8e-6/℃，按传统方法计算会导致结果偏离真实值接近2％。另一方面，发动机工作时喉部温度稳定时间一般较流量和压力的稳定时间长，在喉部温度稳定之前，燃烧室喉部直径也在变化，这个阶段获取的燃烧室效率也不是真实值。注意到喉部温度越高，传统方法计算得到的燃烧室效率偏离真实值越大，进而导致基于燃烧室效率计算得到的喷管效率也按相同比例偏离真实值。因此，同一台发动机因工况差异导致工作温度不同或者不同发动机工作温度不同时，传统方法获取的燃烧室效率和喷管效率并不能真实地反应其中的差异，从而误导发动机设计状态的改进和确认。

发明内容

为解决上述现有技术中的缺陷，本发明提供了一种火箭发动机燃烧室效率分析方法及系统，为同一发动机不同工况和不同发动机的性能评估比对提供了准确依据。

本发明的目的通过以下技术方案来实现：一种火箭发动机燃烧室效率分析系统，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。