[发明专利]一种短时气体喷注流量测量方法

说明书

本发明公开了一种短时气体喷注流量测量方法，所述方法包括如下步骤：(1)建立短时气体喷注流动物理模型；(2)推导喷注流量与喷注前室实时压力P_inj、气源初态压力P_0,i之间的关系式；(3)推导待定系数α与喷注前室实时压力P_inj、气源初态压力P_0,i和气源末态压力P_0,f之间的关系式；(4)开展标定试验，测量喷注前室实时压力P_inj、气源初态压力P_0,i和气源末态压力P_0,f，标定出待定系数，得出喷注流量与喷注前室实时压力P_inj、气源初态压力P_0,i之间的关系式为；(5)开展喷流试验，测得的喷注前室实时压力P_inj和气源初态压力P_0,i，即可获得喷注流量本发明解决了喷注前室气体温度无法测量引起的流量准确获取难题，直接为脉冲设备超声速燃烧等试验的气态燃料喷注流量的准确获取提供了技术途径。

技术领域

本发明属于风洞特种试验技术领域，尤其涉及一种短时气体喷注流量测量方法。

背景技术

被誉为第三次动力革命的超燃冲压发动机技术，一直备受世界各航天大国高度重视，实施了系列研究计划，取得了巨大进展，马赫数7以下(Ma≤7)已转向工程应用，但是更高马赫数(Ma7)方面仍处于实验室探索阶段、面临诸多关键科学技术难题，迫切需要建立匹配的试验技术。

受加热能力限制，高马赫数超燃冲压发动机目前只能在高焓激波风洞或膨胀风洞中进行，如美国的LENS和HYPULSE、澳大利亚的T4、日本的HIEST、德国的HEG等。然而这类试验设备的运行时间都很短，一般只有几个毫秒，给超燃冲压发动机试验带来了极大的困难。在几个毫秒时间内，现有温度传感器无法达到热平衡，导致燃料喷注前室温度无法测量，给燃料喷注流量的测量带来巨大挑战。目前，普遍采用“喷注前室温度近似等于气源温度”的假设来计算喷注流量，使喷注流量的计算存在较大误差。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种短时气体喷注流量测量方法，引入了气源初始压力参数，摆脱了喷注流量计算时的“喷注前室温度近似等于气源温度”假设，有效提高了燃料喷注流量的测量精度，为脉冲风洞中超燃冲压发动机试验、超声速燃烧试验及其他喷流试验的喷注流量高精度获取提供了一种新途径。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种短时气体喷注流量测量方法，所述方法包括如下步骤：(1)建立短时气体喷注流动物理模型；(2)推导喷注流量与喷注前室实时压力P_inj、气源初态压力P_0,i之间的关系式(3)推导待定系数α与喷注前室实时压力P_inj、气源初态压力P_0,i和气源末态压力P_0,f之间的关系式α＝f(P_inj,P_0,i,P_0,f)；(4)开展标定试验，测量喷注前室实时压力P_inj、气源初态压力P_0,i和气源末态压力P_0,f，根据喷注前室实时压力P_inj、气源初态压力P_0,i和气源末态压力P_0,f标定出待定系数α＝C，得出喷注流量与喷注前室实时压力P_inj、气源初态压力P_0,i之间的关系式为(5)开展喷流试验，测得的喷注前室实时压力P_inj和气源初态压力P_0,i，即可获得喷注流量

上述短时气体喷注流量测量方法中，在步骤(1)中，建立的短时气体喷注流动物理模型为等熵膨胀流动与考虑总压损失的绝热流动之间的串联模型。

上述短时气体喷注流量测量方法中，在步骤(2)中，喷注流量与喷注前室实时压力P_inj、气源初态压力P_0,i之间的关系式为