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申请/专利权人：中国人民解放军战略支援部队航天工程大学

摘要：本发明属于液体火箭发动机燃烧室火焰动力学特性实验领域，具体涉及了发动机燃烧室压力振荡下火焰动力学特性实验装置及方法，旨在解决现有技术中实验现象不明显，声场描述不精确且与真实情况下的压力波动差距较大以及无法模拟真实运行工况的问题。本发明包括：燃料进气管穿过测压舱与燃烧室连通，测压舱与高压气体进气管密封连通，高压气体进气管用于通入高压气体，测压舱与排气喷管密封连通，排气喷管的排气口被周期性的阻塞；测压舱与燃烧室固定，燃烧室与拉瓦尔喷管连通，拉瓦尔喷管与外界连通；测压舱的外表面与传声器固定，传声器用于获取舱内的声压数据，并计算压力振荡幅值。本发明能够模拟真实运行工况，与真实情况下的压力波动差距较小。

主权项：1.一种发动机燃烧室压力振荡下火焰动力学特性实验装置，其特征在于，包括燃料进气管（1）、高压气体进气管（2）、排气喷管（3）、测压舱（4）、燃烧室（5）、传声器（6）和拉瓦尔喷管（7）；所述燃料进气管（1）穿过所述测压舱（4）与所述燃烧室（5）连通，所述测压舱（4）与所述高压气体进气管（2）密封连通，所述高压气体进气管（2）用于通入高压气体，所述测压舱（4）与所述排气喷管（3）密封连通，所述排气喷管（3）的排气口被周期性的阻塞；所述测压舱（4）与所述燃烧室（5）固定，所述燃烧室（5）与所述拉瓦尔喷管（7）的一端连通，所述拉瓦尔喷管（7）的另一端与外界连通；所述测压舱（4）的外表面与所述传声器（6）固定，所述传声器（6）用于获取测压舱（4）舱内的声压数据，并计算得到测压舱（4）内任一处的压力振荡幅值；所述测压舱（4）与至少两个所述排气喷管（3）密封连通；所述排气喷管（3）的排气口被周期性的阻塞，其具体方式包括：所述排气喷管（3）的排气口与齿轮（10）搭接，所述齿轮（10）与电机（11）转动连接，通过所述齿轮（10）的转动，交替控制所述至少两个所述排气喷管（3）的排气口的单次放气量，所述电机（11）与所述测压舱（4）的外壳固定；所述测压舱（4）的外表面与至少两个所述传声器（6）固定，所述传声器（6）间隔固定在所述排气喷管（3）和所述燃烧室（5）之间；所述测压舱（4）内任一处的压力振荡幅值，其获取方法包括：基于所述声压数据计算得到正向声波幅值和反向声波幅值，基于所述正向声波幅值、所述反向声波幅值构建所述传声器（6）检测到的压力随时间变化数据模型，并结合排气喷管（3）喷口处的坐标，计算得到所述测压舱（4）内任一处的压力振荡幅值；所述传声器（6）检测到的压力随时间变化数据模型为： ；其中，Px,t为所述传声器（6）检测到的压力随时间变化数据，kS+，kS-、A+、A-、分别为正向传播的波数、反向传播的波数、正向声波幅值、反向声波幅值以及声波的频率，正反向传播的声波频率相等；所述波数的获取方法包括： ,； k S 为频率比声速kS=wc，M为气流均速的马赫数；由于扬声器（6）引起的气流速度在10ms以下，满足M1时，。

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百度查询： 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 发动机燃烧室压力振荡下火焰动力学特性实验装置及方法