专利名称：一种实时识别固体火箭发动机燃烧结束的方法
技术领域：
本发明涉及一种固体火箭发动机实验数据处理，特别涉及一种实时识别固体火箭 发动机燃烧结束的方法。
背景技术：
固体火箭发动机燃烧结束时间是发动机工作过程的重要时刻，无论是用于发动机 性能参数计算，还是用于发动机工作过程控制均具有重要的意义。因此，正确识别固体火箭 发动机燃烧结束时间是发动机实验数据处理的一项重要工作。固体火箭发动机试验数据处 理规范QJ1047-92给出了利用双切线判别火箭发动机燃烧结束时间的方法，但是这种方法 只能适用 于发动机实验结束后的数据回读分析，无法用于实验过程中实时识别燃烧结束时 间。刘珍提出了一种确定燃烧时间的方法[1]，其基本原理是利用燃速公式计算发动机燃烧 掉的肉厚，并与药柱的实际肉厚进行比较，当两者相等时认为发动机燃烧结束。利用此方法 能够实现实验过程中燃烧结束时间的实时识别，但是由于燃速公式对药柱初温比较敏感， 因而该方法的适用性和可靠性受药柱初温的影响较大。目前，在发动机实验过程中实时识 别燃烧结束时间的方法主要是采用临界压强法。事先设定一个燃烧室压强临界值，当燃烧 室压强低于该临界值时认为燃烧结束。该方法简单且易于实现，但是当燃烧室平衡压强偏 离设计值时，很容易出现误判。
发明内容
要解决的技术问题为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种实时识别固体火箭发动机燃烧结 束的方法，能够实现固体火箭发动机实验过程中实时识别燃烧结束时间的方法。技术方案一种实时识别固体火箭发动机燃烧结束的方法，其特征在于在固体火箭发动机实 验过程中采集燃烧室压强，通过数据处理确定发动机燃烧结束，具体步骤如下步骤1 在采样频率fs和时间间隔At的控制下持续采集发动机燃烧室压强 数据，得到每一次采集的数据集Pci(At)；所述采样频率仁与时间间隔At满足关系 fs · Δ t 彡 20 ；步骤2 采用二阶巴特沃斯方法对Pci(At)进行低通滤波，得到数据集Pchf(At)； 所述本次低通滤波的截止频率为20Hz ；步骤3 计算U At)的一阶差分，得到一阶导数数据集P1 (At)；步骤4 采用二阶巴特沃斯方法对P1 (At)进行低通滤波，得到数据集Plif(At)； 所述本次低通滤波的截止频率为5Hz ；步骤5 计算Plif(At)的平均值，得到一阶导数处理结果^f ；步骤6 计算Plif(At)的一阶差分，得到二阶导数数据集P2 (At)；步骤7 采用二阶巴特沃斯方法对P2 (At)进行低通滤波，得到数据集P2, f (At)；所述本次低通滤波的截止频率为IOHz ；步骤8 计算P2,f(At)的平均值，得到二阶导数处理结果If ；步骤9 当巧』小于零且If小于控制参数ε ρ，则发动机燃烧结束；所述控制参数ε Ρ =-15. 0。有益效果本发明提出的实时识别固体火箭发动机燃烧结束的方法，在固体火箭发动机实验 过程中采集燃烧室压强，通过数据处理确定发动机燃烧结束。本方法用于实验过程中实时 识别燃烧结束时间，本方法的适用性和可靠性不受药柱初温的影响，本简单且易于实现，且 不易出现误判。
图1 本发明方法的流程图；
图2:燃烧室压强；图3 —阶导数处理结果瓦f ；图4:阶导数处理结果民f
具体实施例方式现结合实施例、附图对本发明作进一步描述在发明实施过程中，按照如下的步骤设置相关参数，具体的数据采集和数据运算 处理过程均由虚拟仪器软件LabVIEW实现具体步骤如下步骤1 在采样频率fs和时间间隔Δ t的控制下持续采集发动机燃烧室压强数据， 得到每一次采集的数据集Pci(At)；所述采样频率为fs = 5kHz，给定数据采集间隔At = 40ms，贝 Ij fs · At = 200。步骤2 采用二阶巴特沃斯方法对Pci(At)进行低通滤波，得到数据集Pchf(At)； 所述本次低通滤波的截止频率为20Hz ；步骤3 计算P。,f(At)的一阶差分，得到一阶导数数据集P1 (At)；步骤4 采用二阶巴特沃斯方法对P1 (At)进行低通滤波，得到数据集Plif(At)； 所述本次低通滤波的截止频率为5Hz ；步骤5 计算Plif(At)的平均值，得到一阶导数处理结果瓦f;步骤6 计算Plif(At)的一阶差分，得到二阶导数数据集P2 (At)；步骤7 采用二阶巴特沃斯方法对P2 (At)进行低通滤波，得到数据集P2, f (At)； 所述本次低通滤波的截止频率为IOHz ；步骤8 计算P2,f(At)的平均值，得到二阶导数处理结果；步骤9 当小于零且&小于控制参数ε ρ,则发动机燃烧结束；所述控制参数ε Ρ =-15. 0。发动机实验的燃烧室压强曲线及处理结果如图2 图3所示，实时识别得到的发 动机燃烧结束时间为25. 46s。图2 图4分别显示了在一次固体火箭发动机实验过程中燃 烧室压强测量值、一阶导数处理结果^f和二阶导数处理结果耳』随时间的变化。事先给定的控制参数εΡ = -15.0。由数据曲线可知，一阶导数处理结果Fw自25. 41s开始小于O。在
25. 46s时二阶导数处理结果等于-15. 1，小于控制参数ε ρ。根据发明内容中步骤9所定义 的判断方法，发动机燃烧室结束时间应为25. 46s。识别得到的燃烧结束时间已经在燃烧室 压强曲线中标出。可以看出，本发明在实验过程中实时识别出发动机燃烧结束时间。
权利要求
一种实时识别固体火箭发动机燃烧结束的方法，其特征在于在固体火箭发动机实验过程中采集燃烧室压强，通过数据处理确定发动机燃烧结束，具体步骤如下步骤1在采样频率fs和时间间隔Δt的控制下持续采集发动机燃烧室压强数据，得到每一次采集的数据集P0(Δt)；所述采样频率fs与时间间隔Δt满足关系fs·Δt≥20；步骤2采用二阶巴特沃斯方法对P0(Δt)进行低通滤波，得到数据集P0，f(Δt)；所述本次低通滤波的截止频率为20Hz；步骤3计算P0，f(Δt)的一阶差分，得到一阶导数数据集P1(Δt)；步骤4采用二阶巴特沃斯方法对P1(Δt)进行低通滤波，得到数据集P1，f(Δt)；所述本次低通滤波的截止频率为5Hz；步骤5计算P1，f(Δt)的平均值，得到一阶导数处理结果步骤6计算P1，f(Δt)的一阶差分，得到二阶导数数据集P2(Δt)；步骤7采用二阶巴特沃斯方法对P2(Δt)进行低通滤波，得到数据集P2，f(Δt)；所述本次低通滤波的截止频率为10Hz；步骤8计算P2，f(Δt)的平均值，得到二阶导数处理结果步骤9当小于零且小于控制参数εP，则发动机燃烧结束；所述控制参数εP＝ 15.0。FSA00000185656900011.tif,FSA00000185656900012.tif,FSA00000185656900013.tif,FSA00000185656900014.tif
全文摘要
本发明涉及一种实时识别固体火箭发动机燃烧结束的方法，其特征在于在固体火箭发动机实验过程中采集燃烧室压强，通过采用二阶巴特沃斯方法对P0(Δt)进行低通滤波，和计算一阶和二阶差分，得到一阶导数处理结果和二阶导数处理结果以和确定发动机燃烧结束。本发明提出的实时识别固体火箭发动机燃烧结束的方法，简单且易于实现，且不易出现误判。
文档编号F02K9/96GK101936241SQ20101022472
公开日2011年1月5日 申请日期2010年7月12日 优先权日2010年7月12日
发明者刘洋, 吕翔, 徐开民, 李江, 秦飞, 魏祥庚 申请人:西北工业大学