本发明提供一种固体火箭发动机燃烧室时变声振模态频率辨识方法及系统，包括将发动机的点火建压压强进行提高，激发出发动机燃烧室的不稳定燃烧，并对燃烧室压强数据进行采集；对振动信号进行滤波；将滤波后的信号拆分成含有单频信号的不同部分信号；对含有单频信号的不同部分信号进行分析和辨识，得到不同阶声模态的振荡频率。本发明解决了地面试车试验中只能获得发动机燃烧过程的压强振荡数据，却不能获得燃烧室轴向声场所受到的扰动激励，无法用常规的模态分析方法进行辨识的工况模态问题，以及试车过程中随着固体推进剂装药的燃烧消耗，燃烧室腔体构型发生变化导致燃烧室声腔的轴向声模态频率大幅时变的、常规的傅里叶变换方法不再适用的问题。
1.一种固体火箭发动机燃烧室时变声振模态频率辨识方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：步骤S1：提高发动机的点火建压压强，激发出发动机燃烧室的不稳定燃烧现象，并对燃烧室压强数据进行采集，得到振动信号；
步骤S2：根据分析的需要，对获得的振动信号进行滤波，滤除其中直流变量、不需要的频率段以及一些杂波，得到干净的信号；
步骤S3：根据分析的需求，即需要分析的多个声模态的振荡，将经过初始滤波后的信号拆分成含有单频信号ω1、ω2、ω3的不同部分信号；
步骤S4：采用基于希尔伯特分解的自由振动分析方法对各个拆分好的含有单频信号ω1、ω2、ω3的不同部分进行分析和辨识，得到不同阶声模态的振荡频率。
2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机燃烧室时变声振模态频率辨识方法，其特征在于，所述步骤S1中将发动机的点火建压压强在常规试车试验的基础上提高到50％。
3.根据权利要求1所述的固体火箭发动机燃烧室时变声振模态频率辨识方法，其特征在于，所述步骤S1中采用高频响压强传感器的频响范围为0‑10000Hz，量程为0‑60Mpa；以及采用高采用率测试系统的范围为0‑10000Hz。
4.根据权利要求1所述的固体火箭发动机燃烧室时变声振模态频率辨识方法，其特征在于，所述步骤S3中获得的原始压强信号z(t)包含n个频率成分ω1、ω2、ω3...、ωn的单频率成分信号：式中z为原始压强信号，t为时间，i为阶次，ω为各阶频率；
则存在若干个二分频率ωbi∈(ωi,ωi+1),i＝(1,2,…,n‑1)，将z(t)分拆为低通信号与高通信号两部分的和；记低通信号为si(t)，高通信号为 符H[]代表希尔伯特变换；
si(t)＝sin(ωbit)H[z(t)cos(ωbit)]‑cos(ωbit)H[z(t)sin(ωbit)]i＝1,2,…,n‑1 (2)则单频率成分信号可表示为：
5.根据权利要求1所述的固体火箭发动机燃烧室时变声振模态频率辨识方法，其特征在于，所述步骤S4中解析信号Z(t)由实测振动信号z＝z(t)及其希尔伯特变换 组成：写成幅值/相位形式：
式中：A(t)为瞬态幅值或者包络线；ψ(t)为瞬态相位：相位对时间t的一、二阶导数即为信号的瞬态圆频率ω(t)：通过公式f(t)＝ω(t)/2π得到瞬态频率f(t)。
6.一种固体火箭发动机燃烧室时变声振模态频率辨识系统，其特征在于，所述系统包括如下模块：模块M1：提高发动机的点火建压压强，激发出发动机燃烧室的不稳定燃烧现象，并对燃烧室压强数据进行采集，得到压强信号；
模块M2：根据分析的需要，对获得的原始信号进行滤波，滤除其中直流变量、不需要的频率段以及一些杂波，得到干净的信号；
模块M3：根据分析的需求，即需要分析的多个声模态的振荡，将经过初始滤波后的信号拆分成含有单频信号ω1、ω2、ω3的不同部分信号；
模块M4：采用基于希尔伯特变换的自由振动分析系统对各个分拆好的含有单频信号ω1、ω2、ω3的不同部分进行分析和辨识，得到不同阶声模态的振荡频率。
7.根据权利要求6所述的固体火箭发动机燃烧室时变声振模态频率辨识系统，其特征在于，所述模块M1中将发动机的点火建压压强在常规试车试验的基础上提高到50％。
8.根据权利要求6所述的固体火箭发动机燃烧室时变声振模态频率辨识系统，其特征在于，所述模块M1中采用高频响压强传感器的频响范围为0‑10000Hz，量程为0‑60Mpa；以及采用高采用率测试系统的范围为0‑10000Hz。
9.根据权利要求6所述的固体火箭发动机燃烧室时变声振模态频率辨识系统，其特征在于，所述模块M3中获得的原始压强信号z(t)包含n个频率成分ω1、ω2、ω3...、ωn的单频率成分信号：式中z为原始压强信号，t为时间，i为阶次，ω为各阶频率；
则存在若干个二分频率ωbi∈(ωi,ωi+1),i＝(1,2,…,n‑1)，将z(t)分拆为低通信号与高通信号两部分的和；记低通信号为si(t)，高通信号为 符H[]代表希尔伯特变换；
si(t)＝sin(ωbit)H[z(t)cos(ωbit)]‑cos(ωbit)H[z(t)sin(ωbit)]i＝1,2,…,n‑1 (2)则单频率成分信号可表示为：
10.根据权利要求6所述的固体火箭发动机燃烧室时变声振模态频率辨识系统，其特征在于，所述模块M4中解析信号Z(t)由实测振动信号z＝z(t)及其希尔伯特变换 组成：写成幅值/相位形式：
式中：A(t)为瞬态幅值或者包络线；ψ(t)为瞬态相位：相位对时间t的一、二阶导数即为信号的瞬态圆频率ω(t)：通过公式f(t)＝ω(t)/2π得到瞬态频率f(t)。
固体火箭发动机燃烧室时变声振模态频率辨识方法及系统
技术领域
[0001] 本发明涉及固体火箭发动机的技术领域，具体地，涉及固体火箭发动机燃烧室时变声振模态频率辨识方法及系统，尤其涉及一种固体火箭发动机试车过程中燃烧室时变声振模态频率辨识方法。
背景技术
[0002] 固体火箭发动机是一种性能优越的动力装置，被广泛应用在运载火箭、导弹等细长体飞行器上。但是在固体火箭发动机工作过程中，燃烧室受到微弱的扰动就会产生一定频率、振型的声波，当扰动产生的压力振动频率与燃烧室声场的固有频率一致时，就会形成不稳定燃烧。不稳定燃烧是国内外固体火箭发动机研制中屡次遇到的难题，主要表现为发动机受扰后，燃烧室内周期性压强振荡、平均压强改变，发动机输出推力振荡、平均推力及工作时长改变，并伴有发动机及飞行器的剧烈振动，严重时导致发动机熄火或超压爆炸。
[0003] 在公开号为CN111058968A的专利文献中公开了一种双燃烧室固体火箭发动机小燃烧室压强的计算方法。该方法包括：首先采集大燃烧室的压强；初始化小燃烧室压强数据Ps0；通过比较大燃烧室压强Pb与小燃烧室压强Ps，来确定小燃烧室处于充气或者放气状态；再根据流量公式计算出小燃烧室的气体变化量，最终确定小燃烧室的压强；然后重复计算过程、直至大燃烧室压强数据全部读取完毕。
[0004] 针对上述中的相关技术，发明人认为当前在固体火箭发动机的研制过程中，地面试车试验可以获得发动机燃烧过程的压强随时间变化的数据，但是燃烧室轴向声场所受到的扰动激励是未知的，无法用常规的输入输出均可测的模态参数辨识方法对燃烧室声振模态频率进行辨识；同时在固体火箭发动机试车过程中随着固体推进剂装药的燃烧消耗，燃烧室腔体构型会发生变化，因此燃烧室声腔的轴向声模态频率是大幅时变的，常用的傅里叶变换方法不再适用。因此，需要提出一种技术方案以改善上述技术问题。
发明内容
[0005] 针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种固体火箭发动机燃烧室时变声振模态频率辨识方法及系统。
[0006] 根据本发明提供的一种固体火箭发动机燃烧室时变声振模态频率辨识方法，所述方法包括如下步骤：
[0007] 步骤S1：提高发动机的点火建压压强，激发出发动机燃烧室的不稳定燃烧现象，并对燃烧室压强数据进行采集，得到振动信号；
[0008] 步骤S2：根据分析的需要，对获得的振动信号进行滤波，滤除其中直流变量、不需要的频率段以及一些杂波，得到干净的信号；
[0009] 步骤S3：根据分析的需求，即需要分析的多个声模态的振荡，将经过初始滤波后的信号拆分成含有单频信号ω1、ω2、ω3的不同部分信号；
[0010] 步骤S4：采用基于HT的自由振动分析方法对各个分拆好的含有单频信号ω1、ω2、ω3的不同部分进行分析和辨识，得到不同阶声模态的振荡频率。
[0011] 优选地，所述步骤S1中将发动机的点火建压压强在常规试车试验的基础上提高到50％。
[0012] 优选地，所述步骤S1中采用高频响压强传感器的频响范围为0‑10000Hz，量程为0‑60Mpa；以及采用高采用率测试系统的范围为0‑10000Hz。
[0013] 优选地，所述步骤S3中获得的原始压强信号z(t)包含n个频率成分ω1、ω2、ω3...、ωn的单频率成分信号：
[0014]
[0015] 式中z为原始压强信号，t为时间，i为阶次，ω为各阶频率；
[0016] 则存在若干个二分频率ωbi∈(ωi,ωi+1),i＝(1,2,…,n‑1)，将z(t)分拆为低通信号与高通信号两部分的和；记低通信号为si(t)，高通信号为 符H[]代表希尔伯特变换；则：
[0017] si(t)＝sin(ωbit)H[z(t)cos(ωbit)]‑cos(ωbit)H[z(t)sin(ωbit)][0018] i＝1,2,…,n‑1 (2)
[0019] 则单频率成分信号可表示为：
[0020] zi(t)＝si(t)‑si‑1(t)
[0021] s0(t)＝0 (3)
[0022] 优选地，所述步骤S4中解析信号Z(t)由实测振动信号z＝z(t)及其希尔伯特变换组成：
[0023]
[0024] 写成幅值/相位形式：
[0025] Z(t)＝A(t)eiψ(t) (5)
[0026] 式中：A(t)为瞬态幅值或者包络线；ψ(t)为瞬态相位：
[0027]
[0028]
[0029] 相位对时间t的一、二阶导数即为信号的瞬态圆频率ω(t)：
[0030]
[0031] 通过公式f(t)＝ω(t)/2π得到瞬态频率f(t)。
[0032] 本发明还提供一种固体火箭发动机燃烧室时变声振模态频率辨识系统，所述系统包括如下模块：
[0033] 模块M1：提高发动机的点火建压压强，激发出发动机燃烧室的不稳定燃烧现象，并对燃烧室压强数据进行采集，得到振动信号；
[0034] 模块M2：根据分析的需要，对获得的振动信号进行滤波，滤除其中直流变量、不需要的频率段以及一些杂波，得到干净的信号；
[0035] 模块M3：根据分析的需求，即需要分析的多个声模态的振荡，将经过初始滤波后的信号拆分成含有单频信号ω1、ω2、ω3的不同部分信号；
[0036] 模块M4：采用基于HT的自由振动分析系统对各个分拆好的含有单频信号ω1、ω2、ω3的不同部分进行分析和辨识，得到不同阶声模态的振荡频率。
[0037] 优选地，所述模块M1中将发动机的点火建压压强在常规试车试验的基础上提高到50％。
[0038] 优选地，所述模块M1中采用高频响压强传感器的频响范围为0‑10000Hz，量程为0‑60Mpa；以及采用高采用率测试系统的范围为0‑10000Hz。
[0039] 优选地，所述模块M3中获得的原始压强信号z(t)包含n个频率成分ω1、ω2、ω3...、ωn的单频率成分信号：
[0040]
[0041] 式中z为原始压强信号，t为时间，i为阶次，ω为各阶频率；
[0042] 则存在若干个二分频率ωbi∈(ωi,ωi+1),i＝(1,2,…,n‑1)，将z(t)分拆为低通信号与高通信号两部分的和；记低通信号为si(t)，高通信号为 符H[]代表希尔伯特变换；则：
[0043] si(t)＝sin(ωbit)H[z(t)cos(ωbit)]‑cos(ωbit)H[z(t)sin(ωbit)][0044] i＝1,2,…,n‑1 (2)
[0045] 则单频率成分信号可表示为：
[0046] zi(t)＝si(t)‑si‑1(t)
[0047] s0(t)＝0 (3)
[0048] 优选地，所述模块M4中解析信号Z(t)由实测振动信号z＝z(t)及其希尔伯特变换组成：
[0049]
[0050] 写成幅值/相位形式：
[0051] Z(t)＝A(t)eiψ(t) (5)
[0052] 式中：A(t)为瞬态幅值或者包络线；ψ(t)为瞬态相位：
[0053]
[0054]
[0055] 相位对时间t的一、二阶导数即为信号的瞬态圆频率ω(t)：
[0056]
[0057] 通过公式f(t)＝ω(t)/2π得到瞬态频率f(t)。
[0058] 与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
[0059] 1、本发明所提出的声振模态频率辨识方法可以解决当前固体火箭发动地面试车试验中只能获得发动机燃烧过程的压强随时间变化的数据，却不能获得燃烧室轴向声场所受到的扰动激励，无法用输入输出均可测的常规模态参数辨识方法对该燃烧室的声振模态频率进行辨识的工况模态问题；
[0060] 2、本发明只需要获得一个压强传感器的压强数据，通过将得到的数据拆分成多个单频信号，分离出多个本征模态，并对多个模态进行识别，从而得到燃烧室声腔的多阶轴向声模态频率；
[0061] 3、本发明所提出的声振模态频率辨识方法可以解决固体火箭发动机试车过程中随着固体推进剂装药的燃烧消耗，燃烧室腔体构型发生变化导致燃烧室声腔的轴向声模态频率大幅时变的，常规的傅里叶变换方法不再适用的问题；
[0062] 4、本发明所提出的声振模态频率辨识方法可以通过地面试车试验压强数据，辨识分析得到燃烧室声腔的声振模态频率，进而对正式飞行试验中发动机燃烧的稳定性进行预示评估。
附图说明
[0063] 通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0064] 图1为本发明的流程原理图；
[0065] 图2为本发明发动机试车过程中燃烧室压强随时间变化图；
[0066] 图3为本发明发动机试车过程中滤除直流变量后的燃烧室压强随时间变化图；
[0067] 图4为本发明发动机试车过程中滤除直流变量后的燃烧室压强信号拆分成的含有一阶声腔模态的单频信号图；
[0068] 图5为本发明发动机试车过程中滤除直流变量后的燃烧室压强信号拆分成的含有二阶声腔模态的单频信号图；
[0069] 图6为本发明发动机试车过程中滤除直流变量后的燃烧室压强信号拆分成的含有三阶声腔模态的单频信号图；
[0070] 图7为本发明发动机试车过程中燃烧室时变声振模态频率辨识方法辨识出的一阶声腔模态频率图；
[0071] 图8为本发明发动机试车过程中燃烧室时变声振模态频率辨识方法辨识出的二阶声腔模态频率图；
[0072] 图9为发明发动机试车过程中燃烧室时变声振模态频率辨识方法辨识出的三阶声腔模态频率。
具体实施方式
[0073] 下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
[0074] 针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种固体火箭发动机燃烧室时变声振模态频率辨识方法及系统，可以准确给出整个试车试验过程中发动机燃烧室的时变声振模态频率。
[0075] 本发明提供了一种固体火箭发动机试车过程中燃烧室时变声振模态频率辨识方法，包括如下步骤：
[0076] 步骤S1：将发动机的点火建压压强在常规试车试验的基础上进行提高，激发出发动机燃烧室的不稳定燃烧现象，并采用高频响传感器及高采样率测试系统对燃烧室压强数据进行采集。将发动机的点火建压压强在常规试车试验的基础上提高到50％以上。采用高频响压强传感器的频响范围为0‑10000Hz，量程为0‑60MPa。采用高采用率测试系统的范围为0‑10000Hz。先将发动机的点火建压压强提高到一定量级，可以顺利激发出发动机燃烧室的不稳定燃烧。然后采用高频响压强传感器及高采样率测试系统对燃烧室内压强进行采集。
[0077] 步骤S2：如图1所示，在地面试车试验中获得发动机燃烧过程的压强随时间变化的原始数据中包含了很明显的直流分量及一些杂波，故需要对获得的原始数据信号进行滤波，滤除其中直流变量、以及一些杂波，得到如图2所示的比较干净的信号。
[0078] 步骤S3：根据分析的需求，即需要分析的多个声模态的振荡，将经过初始滤波后的信号拆分成含有单频信号ω1、ω2、ω3的不同部分，如图3、4、5所示。设获得的原始压强信号z(t)包含n个频率成分ω1、ω2、ω3...、ωn的单频率成分信号：
[0079]
[0080] 式中z为原始压强信号，t为时间，i为阶次，ω为各阶频率。
[0081] 则存在若干个二分频率ωbi∈(ωi,ωi+1),i＝(1,2,…,n‑1)，将z(t)分拆为低通信号与高通信号两部分的和。记低通信号为si(t)，高通信号为 符H[]代表希尔伯特变换。则
[0082] si(t)＝sin(ωbit)H[z(t)cos(ωbit)]‑cos(ωbit)H[z(t)sin(ωbit)][0083] i＝1,2,…,n‑1 (2)
[0084] 则单频率成分信号可表示为
[0085] zi(t)＝si(t)‑si‑1(t)
[0086] s0(t)＝0 (3)
[0087] 步骤S4：采用基于HT的自由振动分析方法对各个分拆好的含有单频信号ω1、ω2、ω3的不同部分进行分析和辨识，得到不同阶声模态的振荡频率。设解析信号Z(t)由实测振动信号z＝z(t)及其希尔伯特变换 组成
[0088]
[0089] 写成幅值/相位形式
[0090] Z(t)＝A(t)eiψ(t) (5)
[0091] 式中：A(t)为瞬态幅值或者包络线；ψ(t)为瞬态相位
[0092]
[0093]
[0094] 相位对时间t的一、二阶导数即为信号的瞬态圆频率ω(t)
[0095]
[0096] 可通过公式f(t)＝ω(t)/2π得到瞬态频率f(t)。
[0097] 经本发明所提方法，对各个分拆好的含有单频信号ω1、ω2、ω3的不同部分进行分析和辨识，得到不同阶声模态的振荡频率f1、f2、f3随时间变化曲线分别如图6、7、8所示。从图6、7、8中可以看出，各阶声腔模态频率在整个时间范围内都有大幅的跳动，f3的变化值甚至达到60HZ,显然这是常规傅里叶变换分析方法无法解决的快速时变问题。
[0098] 本发明还提供一种固体火箭发动机燃烧室时变声振模态频率辨识系统，所述系统包括如下模块：模块M1：将发动机的点火建压压强在常规试车试验的基础上进行提高，激发出发动机燃烧室的不稳定燃烧现象，并采用高频响传感器及高采样率测试系统对燃烧室压强数据进行采集；将发动机的点火建压压强在常规试车试验的基础上提高到50％。采用高频响压强传感器的频响范围为0‑10000Hz，量程为0‑60Mpa；以及采用高采用率测试系统的范围为0‑10000Hz。
[0099] 模块M2：根据分析的需要，对获得的振动信号进行滤波，滤除其中直流变量、不需要的频率段以及一些杂波，得到干净的信号。
[0100] 模块M3：根据分析的需求，即需要分析的多个声模态的振荡，将经过初始滤波后的信号拆分成含有单频信号ω1、ω2、ω3的不同部分信号；获得的原始压强信号z(t)包含n个频率成分ω1、ω2、ω3...、ωn的单频率成分信号：
[0101]
[0102] 式中z为原始压强信号，t为时间，i为阶次，ω为各阶频率。
[0103] 则存在若干个二分频率ωbi∈(ωi,ωi+1),i＝(1,2,…,n‑1)，将z(t)分拆为低通信号与高通信号两部分的和。记低通信号为si(t)，高通信号为 符H[]代表希尔伯特变换。则
[0104] si(t)＝sin(ωbit)H[z(t)cos(ωbit)]‑cos(ωbit)H[z(t)sin(ωbit)][0105] i＝1,2,…,n‑1 (2)
[0106] 则单频率成分信号可表示为
[0107] zi(t)＝si(t)‑si‑1(t)
[0108] s0(t)＝0 (3)
[0109] 模块M4：采用基于HT的自由振动分析系统对各个分拆好的含有单频信号ω1、ω2、ω3的不同部分进行分析和辨识，得到不同阶声模态的振荡频率。解析信号Z(t)由实测振动信号z＝z(t)及其希尔伯特变换 组成
[0110]
[0111] 写成幅值/相位形式
[0112] Z(t)＝A(t)eiψ(t) (5)
[0113] 式中：A(t)为瞬态幅值或者包络线；ψ(t)为瞬态相位
[0114]
[0115]
[0116] 相位对时间t的一、二阶导数即为信号的瞬态圆频率ω(t)
[0117]
[0118] 可通过公式f(t)＝ω(t)/2π得到瞬态频率f(t)。
[0119] 本发明所提出的声振模态频率辨识方法可以解决当前固体火箭发动地面试车试验中只能获得发动机燃烧过程的压强随时间变化的数据，却不能获得燃烧室轴向声场所受到的扰动激励，无法用输入输出均可测的常规模态参数辨识方法对该燃烧室的声振模态频率进行辨识的工况模态问题；本发明只需要获得一个压强传感器的压强数据，通过将得到的数据拆分成多个单频信号，分离出多个本征模态，并对多个模态进行识别，从而得到燃烧室声腔的多阶轴向声模态频率。
[0120] 本发明所提出的声振模态频率辨识方法可以解决固体火箭发动机试车过程中随着固体推进剂装药的燃烧消耗，燃烧室腔体构型发生变化导致燃烧室声腔的轴向声模态频率大幅时变的，常规的傅里叶变换方法不再适用的问题；本发明所提出的声振模态频率辨识方法可以通过地面试车试验压强数据，辨识分析得到燃烧室声腔的声振模态频率，进而对正式飞行试验中发动机燃烧的稳定性进行预示评估。
[0121] 本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置、模块、单元可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种功能的装置、模块、单元也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的装置、模块、单元视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。
[0122] 以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
