[发明专利]火箭发动机燃烧室效率分析方法及系统有效
| 申请号： | 201710766220.9 | 申请日： | 2017-08-30 |
| 公开（公告）号： | CN108182297B | 公开（公告）日： | 2021-06-04 |
| 发明（设计）人： | 杨成虎;林庆国;张志远;刘昌国;刘犇;赵婷;姚锋 | 申请（专利权）人： | 上海空间推进研究所 |
| 主分类号： | G06F30/17 | 分类号： | G06F30/17;G06F30/20;G06F30/28;G06F119/08;G06F113/08;G06F119/14 |
| 代理公司： | 上海汉声知识产权代理有限公司 31236 | 代理人： | 郭国中 |
| 地址： | 200233 上*** | 国省代码： | 上海;31 |
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| 摘要： | 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。 | ||
| 搜索关键词： | 火箭发动机 燃烧室 效率 分析 方法 系统 | ||
【主权项】：
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Dt0、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Pc(t)、氧化剂和燃料质量流量qmo(t)和qmf(t)以及喉部温度Tt(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Dt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rm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，Dt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rm，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ηc的计算。
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