液體火箭發動機試驗脈動壓力測量技術研究

陳海峰，鄺 奇，翟文化，姚羽佳

（西安航天動力試驗技術研究所，陜西西安710100）

液體火箭發動機試驗脈動壓力測量技術研究

陳海峰，鄺 奇，翟文化，姚羽佳

（西安航天動力試驗技術研究所，陜西西安710100）

對常規液體火箭發動機的脈動壓力測量特點、測量系統組成與測量方式以及發動機不穩性燃燒的關系和數據分析方法做了介紹，并在此基礎上闡述了現有常規液體火箭發動機脈動壓力測量工藝方法。通過對現有常規液體火箭發動機脈動壓力測量參數引入，解決了常規液體火箭發動機在工作過程中以往無法對不穩定燃燒現象的監測及其有效評估問題。并為研究發動機工作狀態和評價發動機工作性能提供了重要手段。

發動機試驗；脈動壓力測量；工藝方法

0 引言

液體火箭發動機是我國目前運載火箭的主要動力裝置，發動機的工作可靠性關系到發射的成敗。液體火箭發動機試驗中，有時由于振動過大會出現發動機卡箍斷裂，推力室箍環裂開等故障現象。這些故障的發生一種可能原因是由于發動機推力室存在不穩定燃燒現象，從而產生大振動進而導致發動機自身部件處材料受應力變形過大發生斷裂。燃燒室燃燒不穩對發生器、燃燒室不利，易造成發動機故障。發動機出現燃燒不穩定性的結果是毀壞發動機自身組件，導致發動機不能正常工作，但對燃燒不穩定的研究困難較大。

此外，發動機工作過程中還有其它因素影響其可靠性，如零件尺寸不符合要求，工藝發生局部變化等。為了保證發動機的工作性能，及時分析發動機組合件工作中出現的異常情況，從設計階段就要分析組合件的工作性能數據。如推力室、發生器組合件工作性能的評估以及發動機整機燃燒穩定性與可靠性的評定。通常發動機燃燒的穩定性是通過動態參數振蕩及脈動來評估，一般通過在推力室噴前入口、噴前管路、發動機頭部殼體安裝脈動壓力傳感器獲得動態性能。

1 脈動壓力測量系統組成及其特征

脈動壓力測試系統主要由脈動壓力傳感器、信號調理器及動態信號采集分析系統組成。動態數據采集分析系統能夠全程記錄和回放多路動態信號時間歷程曲線，能夠顯示動態信號的最大值、最小值、平均值、峰峰值等時域統計參數，能夠對動態信號作平滑、微分/積分、數字慮波、FFT分析、相關分析、幅值分析、頻譜分析等處理。

1.1 脈動壓力傳感器特征

一般發動機不穩定性燃燒分為低頻振蕩、中頻振蕩和高頻振蕩三種。因此，脈動壓力傳感器作為脈動壓力信號的感受部件，是信號產生的源端，對脈動壓力傳感器的工作頻帶要求較寬。由于脈動壓力測量通常要求較高的響應時間，因此作為測量動態壓力的壓力傳感器還應具有較高靈敏度、較快的頻響、以及較寬的線性工作范圍。

1.2 信號調理器及采集系統特征

信號調理器以電荷放大器為核心，作用是輸出與傳感器電荷量成正比的電壓信號。電荷放大器內配置的高、低通濾波器作用是慮除高頻或低頻干擾，同時隔離輸入偏置電壓，消除溫度偏移等因素的影響。輸出級放大器是為了使放大器輸出適宜的電流、電壓信號，以用來驅動所配接的二次儀表。

輸入信號調理器放大器的級聯方式有兩種：接地（單端輸入）和浮地（雙端輸地）。作為數據采集系統的前置放大器，一般具有差分（雙端）輸入，當被測信號較強、內阻較小或連接電纜又較短時，共模干擾信號可以忽略不計，這時可將前置放大器的反向輸入端（一極）接地，構成單端（接地）輸入方式。當被測信號較弱、內阻較大或連接電纜較長時，為了準確的對被測信號進行數據采集，就必須抑制共模信號的干擾，這時應采用浮地 （雙端）輸入連接方式。注意到在浮地情況，實際上有兩條輸入線，兩條信號線（分別接前置放大器的正負端）和一條地線。如果采用三芯插座，其中三根線中兩根為輸入端（浮地），一根接地；如果采用雙芯插座（BNC插頭），地線通常也就是儀器的機殼。

浮地連接時，前置放大器具有對共模干擾信號的抑制能力，后者常用共模抑制比（CMRR）來描述。共模抑制比定義為：CMRR=差模電壓增益/共模電壓增益，對于數據采集用前置放大器通常要求具有60至120 dB的共模抑制比。

2 傳感器對脈動壓力測量的影響

傳感器對動壓測量的影響主要有兩個因素：一是傳感器的安裝對動壓測量的影響；二是傳感器的動態特性對動壓測量的影響。

2.1 傳感器的安裝方式

脈動壓力傳感器是獲取流場中壓力信號的部分，因此需要進行合理的安裝。安裝過程既要考慮到傳感器自身的性能，同時又要兼顧被測量流場的狀態。傳感器的安裝對動態壓力測量會產生較大的影響，由于傳感器的安裝對被測系統流場結構產生影響，導致被測系統的狀態與未安裝傳感器前不同而使得被測系統內被測壓力的工作狀態發生了變化，從而影響到動態壓力的測量。

傳感器的安裝方式通?？梢苑譃辇R平安裝和附加連接管安裝 （見圖1）：前者使傳感器測量面與被測對象直接接觸，獲得其動態特性（這種做法通常是建立在管道和容腔的頻率響應較低的前提下的）；后者是在幾何空間不允許的條件下，借助輔助管路傳遞壓力的安裝方式，要同時兼顧管道響應、溫度影響和振動影響，通過對此三方面的分析與處理，使傳遞后的壓力基本與引出處動態特性一致。

圖1 脈動壓力傳感器的安裝方式示意圖Fig.1 Schematic diagram for installation of fluctuating pressure sensor

2.2 傳感器的動態特性

在動態壓力測量中，除了要保證傳感器的安裝不對被測系統壓力工作狀態產生影響，還要考慮傳感器的動態特性對動態壓力測量的影響。圖2是一個典型的動態壓力傳感器的結構圖。對這種結構的壓力傳感器通常具有兩個諧振頻率；一個是引壓腔的諧振頻率；一個是壓力感應膜片的諧振頻率。

圖2 常規脈動壓力傳感器結構示意圖Fig.2 Structure of conventional fluctuating pressure sensor

對于這種結構的脈動壓力傳感，高頻壓力信號并沒有被引壓腔抑制掉，它仍然進人了引壓腔并使壓力感應膜片產生了共振，盡管引壓腔的共振頻率與壓力感應膜片的共振頻率相差較大，倘若安裝方式有問題仍可引起壓力感應膜片的共振信號疊加在了引壓腔的共振，從而在測量的脈動壓力信號中產生干擾信號。

3 影響脈動壓力測量性能的因素

脈動壓力在測量過程中，影響其可靠性與測量準確性的因素主要涉及兩個方面：一是發動機在工作過程中振動的影響；二是傳感器接觸的工作介質溫度變化的影響。

3.1 振動影響

發動機在工作時會產生軸向、徑向、切向三個方向的振動，脈動壓力傳感器在安裝時與這三個方向任意一個重合時，就會受到該方向上振動的影響。這種振動效果會疊加到脈動壓力的膜片上，進而對脈動壓力輸出信號產生影響。為避免或減小振動對脈動壓力傳感器的影響，可在脈動壓力傳感器附近安裝一個同方向的振動傳感器，利用補償原理校正脈動壓力傳感器的輸出信號。也可以正確選擇脈動壓力傳感器安裝方向。此外，脈動壓力傳感器對振動的敏感性也可通過熱試車檢查。方法是在同一個位置安裝兩個相同型號的脈動壓力傳感器：一個用于正常測量；另一個將壓力入口封死，使其感受不到壓力，比較這兩個傳感器的輸出信號，就可鑒定振動對傳感器的影響程度。

3.2 溫度影響

在燃燒室工作時，其內部是高溫的氣體，該氣體的流體力學特性（即燃燒室壓力的變化）就反映出燃燒室工作的穩定性。在燃燒室啟動時，其內部溫度瞬間變化（圖3），當壓電式壓力傳感器接觸到高溫氣體時，傳感器輸出首先出現正躍變信號（正負躍變信號與傳感器自身結構有關），當燃燒室內部溫度穩定后，信號迅速減小為負值，而后逐漸回到壓力穩定值，這就說明了瞬變溫度在壓電式壓力傳感器的殼體和基座等部件內產生了溫度梯度，由此引起的熱應力對膜片與基座之間的預緊力進行卸載，導致傳感器的輸出變現為卸載信號，然后熱量才通過膜片進入壓電晶體，產生熱電輸出，表現為加載信號。為了避免溫度對傳感器的影響，通?？刹捎盟鋮s膜片、燒蝕涂層、陶瓷涂層或各種轉接座連接傳感器。

圖3 脈動壓力傳感器受瞬態溫度影響的測量曲線Fig.3 Curve of fluctuating pressure sensor influenced by transient temperature

4 現有脈動壓力測量工藝方法

現有常規液體火箭發動機對脈動壓力測點的要求，主要集中在氧化劑入口、燃料入口、推力室氧化劑噴前以及燃燒室室壓等幾個發動機的關鍵部位點上。

4.1 推進劑入口脈動壓力測量工藝方法

由于推進劑入口脈動壓力需要在推進劑管路上打孔進行安裝，但考慮到現有壓力測量系統，其水擊壓力傳感器就安裝在推進劑進入發動機入口管上，其傳感器頻響滿足脈動壓力測量要求，故可用水擊傳感器來進行推進劑入口脈動壓力的測量。推進劑入口脈動壓力測量過程如下：由于水擊傳感器輸出的為電壓信號，其輸出信號可以并聯輸出，故經水擊信號調理器輸出并上兩路電壓信號輸入進動態采集通道內，脈動壓力校驗系數采用水擊傳感器壓力校驗系數，進而對水擊信號進行脈動壓力采集和分析（見圖4）。

圖4 脈動測量系統原理圖Fig.4 Principle diagram of fluctuating pressure detecting system

4.2 推力室氧化劑噴前和燃燒室室壓脈動測量工藝方法

對于推力室氧化劑噴前和燃燒室室壓脈動壓力的測量，采用在推力室頭部安裝脈動壓力傳感器，其所選傳感器性型號為CY-YD-205。測量過程如下：由于CY-YD-205型脈動壓力傳感器屬于電荷兩線制輸出，具有較強的抗干擾和耐高溫特性（≤150℃），故其傳輸距離可以較遠，傳輸信號具有較強的抗干擾性，其測量和數據分析方式與振動傳感器一致，該脈動壓力傳感器完全可以利用振動測量系統來采集和分析（見圖5），即就是脈動傳感器電荷信號經活動電纜和長距離測量電纜進入LMS采集系統，而后對信號進行采集和分析。

圖5 推力室氧化劑噴前和燃燒室室壓脈動壓力測量系統Fig.5 Fluctuating pressure detecting system in combustion chamber before oxidizer spraying

5 脈動壓力特征與發動機不穩性燃燒的關系

燃燒不穩定性是由于燃燒和系統的流體動態過程之間相耦合而引起。通過這一耦合，用燃燒所提供的振蕩能量來維持振蕩，只有當系統中出現的阻尼過程足夠強，以致振蕩能量的耗散要比其供應的快，振蕩才會衰減。燃燒不穩定性是用燃燒室內壓力脈動的頻譜分析來獲得。主要是用突頻幅值來定義的（見圖6）。在火箭發動機系統正常穩定工作時，室內壓力的脈動在頻譜上是連續的，只有少量可辨認的尖峰，即突頻幅值。通過對大量熱試車脈動壓力突頻幅值數據統計分析可得到的燃燒穩定性判據的試驗值，在發動機工作穩定段和起動段，突頻極大值并不一樣。按照判據，將每次試驗結果與極限值比較，即將突頻峰值、頻率等與極限值比較，以決定生產的發動機是否滿足要求。當突頻幅值、頻率等參數高于極限值時則不能使用。但在不穩定情況下，在頻譜上的一個或多個頻率處呈現大的集中的振動能量，相對于正常的混亂噪音的背景是容易辨認出來的。實驗和理論證明，如果壓力振蕩振幅的峰峰值與平均室壓之比小于某一常數時，通常對燃燒時沒有結構上的破壞。確定振蕩源在推力室還是發源在輸送系統，還是由于輸送系統和燃燒時相互作用的結果是非常重要的。在一個特定的燃燒室中，室壓力的振蕩頻率和系統的幾何結構情況相關，同樣也由推進劑管路內的流體流動、燃燒的物理化學過程和室內燃氣的動力學之間的復雜的相互作用所決定的。理論和試驗已經發現，在一個推力室的不穩定頻譜上，顯著影響每一個頻率成分的只有一個物理過程，這就有可能將所觀察的不穩定性按他們相對的重要性分成：高頻或氣體動力學的，低頻或水力學的以及中頻或燃燒動力學的。在頻率大約為1 000 Hz以上的高頻不穩定性常稱為“損害性聲振”或“尖哨”型不穩定性，他們是氣體動力學的不穩定性，是靠燃燒過程維持和引起的，并且他們集中在燃燒時的最上面的部位。高頻不穩定性可用瞬時引起的特點來表征（從無到全振幅僅幾毫秒），這類振蕩主要是徑向和切向型的。在頻率大約低于180 Hz的這類不穩性是水力學的振蕩，他們的特點是燃燒過程和推進劑輸送系統的流動過程之間是因果相關聯的，其現象有時稱為“喘振”。喘振最經常發生在發動機系統的啟動和停車的時候，或發生在偏離預定的工作水平的時候。具有頻率范圍200～1 000 Hz的這類不穩定性有時稱為燃燒動力學或“螢振”。他的特點是燃燒過程和推進劑輸送系統的流動過程之間的聯系類似彈簧—質量型式。它常常只出現在輸送系統的某個部分，或限制在燃燒室內，或在雙組元推進劑系統中只發生在兩個推進劑系統中的一個上。在一個泵式系統中，泵是這類振蕩的最初振源。

圖6 脈動壓力頻譜圖Fig.6 Frequency spectrogram of fluctuating pressure

所有類型的燃燒不穩定性都是以室壓振蕩來表征的，其主要特征主要表現在以下幾個方面：1）振蕩具有明顯的周期性；2）振蕩能量集中在某幾個固有頻率的振蕩上；3）室內不同位置的燃氣振蕩之間具有一定的聯系；4）燃燒室壓力的振蕩幅值較大，在平均室壓的5%以上或更高。

6 脈動壓力測量存在隱患及其預防措施

6.1 推進劑入口脈動

推進劑入口脈動壓力主要是采用水擊傳感器來進行測量的，其存在隱患主要存在于水擊傳感器自身的可靠性方面（損壞、泄露）。為此，每次進行水擊測量時，都是用新的傳感器，并在安裝前對其進行靜態校準和打壓，滿足操作規程后再進行安裝，安裝時滿足特定安裝力矩并在現場有崗位操作人員和質量工程師進行力矩再次確認，安裝完成后在經進行氣密性檢查合格才進行試車使用。

6.2 推力室氧化劑噴前和脈動壓力

推力室氧化劑噴前和燃燒室室壓脈動壓力主要是采用電荷輸出型傳感器來進行測量的，其存在隱患主要存在于傳感器在試車時安裝接口發生泄漏。

對于推力室氧化劑噴前和燃燒室室壓脈動壓力，安裝時滿足特定安裝力矩并在現場有崗位操作人員和質量工程師進行力矩再次確認。在傳感器安裝完成后，對其進行氣密性檢查，在氣密檢測結果滿足規程要求下方可進行試車使用。

同時，為保證測量的可靠性，每次進行推力室氧化劑噴前和燃燒室室壓脈動壓力測量時，都使用新校準后的傳感器，并在安裝前對其進行沖擊檢查和打壓檢查，滿足要求后再進行安裝。發動機上臺后對傳感器安裝狀態再次進行檢查確認無誤后，對采集通道進行對通道檢查，完全無誤后才進行試車使用。

7 結論

近幾年某些型號試車中不斷暴露出推力室軸向振動大，結構件出現不同程度的破壞。經分析發現結構破壞主要為推力室軸向振動大導致，振動大的主要原因為燃燒過程發生改變后引起的壓力振蕩與推力室結構耦合所致。通過對現有常規液體火箭發動機引入脈動壓力測量和對不穩定燃燒現象的監測，為從物理結構上進行改進提供依據。

現有脈動壓力測量系統已經進行了多次實際試車的應用，其對提高和驗證發動機設計理論，研究發動機工作狀態和評價發動機的工作性能提供了重要手段，并對解決和研究常規大推力液體火箭發動機大振動問題提供了有效方法。

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（編輯：王建喜）

Research on detection technology of fluctuating pressure in liquid rocket engine test

CHEN Haifeng，KUANG Qi，ZHAI Wenhua，YAO Yujia
（Xi'an Aerospace Propulsion Test Technology Institute，Xi'an 710100，China）

The characteristics of fluctuating pressure detection，compositions of detecting system，detecting methods，instable combustion and data analyzing methods of the conventional liquid rocket engine are introduced in this paper.The detecting method currently used in the fluctuating pressure detection of the conventional liquid rocket engine is also described.The problem that the instable combustion during the work of the conventional liquid rocket engine could not be monitored and evaluated effectively in the past has been solved by importing the measurement parameters of fluctuating pressure of the available conventional liquid rocket engine，which is useful for research of engine workingstate and evaluation ofengine workingperformance.

engine test；fluctuating pressure detection；technology method

V434-34

A

1672-9374（2016）05-0104-06

2016-02-15；

2016-03-18

國防科工局計量課題（JSJC2013203A001）

陳海峰（1983—），男，高級工程師，研究領域為液體火箭發動機測量技術