[发明专利]一种脉冲风洞吸气式发动机推阻测量试验系统

说明书

本发明提供了一种脉冲风洞吸气式发动机推阻测量试验系统，包括触发压力传感器、时序控制系统、模型投放系统及喷流管路系统，所述触发压力传感器采集到的试验气流的压力信号传输给所述时序控制系统，所述时序控制系统控制所述模型投放系统对模型进行投放，并同时控制所述喷流管路系统为发动机提供燃料注入。本发明的脉冲风洞吸气式发动机推阻测量试验系统通过合理的时序控制系统，解决了风洞来流与发动机超燃流场的燃料喷注系统、模型投放系统的精准时序控制，为顺利完成超燃发动机推阻测量提供了有力的保障。

技术领域

本发明涉及高超声速激波风洞试验技术领域，具体为一种脉冲风洞吸气式发动机推阻测量试验系统。

背景技术

超燃冲压发动机通过进气道型面减速增压并吸入飞行坏境中的空气、与燃烧室中的燃料混合形成超声速燃烧等工作方式，有效避免了火箭发动机必须携带氧化剂的不足，具有比冲高、成本低、可重复使用等优势，受到国外航天强国的高度重视。而在激波风洞中进行超燃发动机进气道试验是进行超燃发动机研制过程的重要手段。

在激波风洞超燃发动机进气道试验中主要使用氢气作为燃料。然而高马赫数高焓激波风洞运行时间都很短，特别是高马赫数下的试验时间几乎都在几个毫秒，这给超燃推进相关试验带来了极大的挑战：一是风洞运行、燃料供应等硬件系统之间的协调配合问题；二是高响应的燃料供应系统，特别是氢气喷流气源、管路对喷流时间滞后的影响；三是发动机投放、高速摄像采集、内测系统采集以及发动机开始超燃过程与风洞来流时间上的匹配问题。解决上述难题，建立发动机电永磁铁精准投放系统、氢气燃料供应控制系统、高速摄像系统、内测系统、及发动机超燃开始过程与激波风洞来流相协调的时序控制技术是进行高马赫数超燃冲压发动机试验的重点。而目前面向空间进入的高马赫数(Ma≥8)超燃冲压发动机技术(特别配套的实验设备和试验技术)却非常薄弱。尚无该方面的研究成果。

有鉴于此，特提出本发明。

发明内容

本发明的目的在于提供一种脉冲风洞吸气式发动机推阻测量试验系统，以解决目前的发动机超燃开始过程与激波风洞来流相协调的时序控制的技术问题。

为解决上述技术问题，本发明提供了一种脉冲风洞吸气式发动机推阻测量试验系统，包括触发压力传感器、时序控制系统、模型投放系统及燃料喷注系统，所述触发压力传感器将采集到的试验气流的压力信号传输给所述时序控制系统，所述时序控制系统控制所述模型投放系统对模型进行投放，并同时控制所述燃料喷注系统为发动机提供燃料注入。

进一步的，还包括高速摄像系统和数据采集系统，所述高速摄像系统和数据采集系统均通过所述时序控制系统来控制。

进一步的，所述模型投放系统包括加速度计和沿程压力传感器，所述数据采集系统用于采集所述加速度计和沿程压力传感器的数据。

进一步的，所述模型投放系统包括标记板，所述高速摄像系统包括图像识别软件，所述图像识别软件判读所述标记板运动轨迹，得出发动机的运动速度和加速度。

进一步的，所述图像识别软件通过matlab识别程序判读所述标记板运动轨迹，得出发动机的运动速度和加速度。

进一步的，所述模型投放系统包括电永磁铁机构，所述模型投放系统通过所述电永磁铁机构对模型进行投放。

进一步的，所述电永磁铁机构包括电永磁铁支架、电永磁铁、电永磁铁控制器、拉紧绳和安全绳。

进一步的，所述时序控制系统通过固态继电器控制所述燃料喷注系统为发动机提供燃料注入。

进一步的，所述时序控制系统的定时控制时间精度＜0.1ms。

进一步的，所述固态继电器的响应时间＜2ms。

与现有技术相比，本发明的有益效果在于：