超聲波法測試固體火箭發(fā)動機燃速

王凱，賀曉芳，沈飛，翟江源

（西安航天動力測控技術(shù)研究所，陜西西安710025）

超聲波法測試固體火箭發(fā)動機燃速

王凱，賀曉芳，沈飛，翟江源

（西安航天動力測控技術(shù)研究所，陜西西安710025）

為測量固體火箭發(fā)動機燃燒過程中推進劑燃速變化情況，組建可用于固體發(fā)動機地面試驗特殊環(huán)境的超聲波測量平臺，應(yīng)用超聲波連續(xù)脈沖反射法測量，獲得發(fā)動機不同界面的超聲回波波形數(shù)據(jù)。通過設(shè)置區(qū)域增益并觀察分析實驗數(shù)據(jù)，從復(fù)雜的回波數(shù)據(jù)中提取出推進劑的厚度變化量，通過計算得到不同時刻推進劑的燃速。回波圖可以清晰反映出推進劑端面的燃燒退移過程，進而可獲得推進劑的燃燒規(guī)律。利用超聲波法實現(xiàn)固體火箭發(fā)動機地面試驗條件下推進劑燃速測量，測得實時連續(xù)的發(fā)動機燃速，可為固體火箭發(fā)動機結(jié)構(gòu)設(shè)計及裝藥設(shè)計提供重要參數(shù)。

固體火箭發(fā)動機；地面試驗；超聲波；推進劑；燃速

0 引言

20世紀60年代瑞典利用超聲波測量了其混合火箭發(fā)動機固體燃料的燃速。20世紀80到90年代，法國的Cauty F等[1]對推進劑樣品的燃速進行了測量，達到了一定的精度，并將超聲燃速測量應(yīng)用于固體發(fā)動機地面試驗[2-3]。與此同時美國的幾家研究機構(gòu)也在火箭發(fā)動機地面試驗中使用超聲波進行測試[4]。21世紀初，法國阿里安5助推發(fā)動機地面試驗中采用超聲波法測量推進劑燃速，觀測到70cm推進劑的燃燒端面退移數(shù)據(jù)，并計算出推進劑燃速的變化。近年來,國外超聲波燃速測量方法已經(jīng)趨于成熟[5-6]，研究重點轉(zhuǎn)移到測量原理的創(chuàng)新[7]與數(shù)據(jù)處理的優(yōu)化和改良[8-10]。國內(nèi)超聲燃速測量研究發(fā)展較晚，湖北航天化學技術(shù)研究所[11-12]和西北工業(yè)大學[13-14]都曾使用超聲波進行實驗室推進劑燃速測量，發(fā)動機地面試驗測量的應(yīng)用研究還處于探索階段。

推進劑燃速是固體發(fā)動機設(shè)計的一項基本參數(shù)，更是預(yù)測發(fā)動機彈道性能的關(guān)鍵參數(shù)。由于推進劑配方及實際裝藥工藝過程的差異，理論模型需要通過試驗測量參數(shù)加以修正。發(fā)動機燃速數(shù)據(jù)一直依靠配方藥條的實驗室測定以及地面靜止點火試驗的平均燃速測定兩種方法得到。實驗室藥條燃燒環(huán)境與發(fā)動機的實際工作條件有別，加之澆注工藝和成型過程的化學變化等對推進劑燃速的影響，使得實驗室數(shù)據(jù)與實際燃速存在一定的差異。而地面點火試驗得到的推進劑平均燃速數(shù)據(jù)，不能反映推進劑在不同壓強、不同時刻燃面實際的燃燒情況。本文利用超聲波測試可得到實時連續(xù)的固體發(fā)動機燃速。

1 超聲波測量燃速原理

1.1 超聲波傳播過程

地面試驗超聲燃速測量過程中，超聲波探頭直接安裝在發(fā)動機殼體外。超聲波探頭既是發(fā)射器又是接收器，利用超聲波的回波進行測量。超聲波在穿過殼體、絕熱層和推進劑的過程中，因為材料界面的聲阻抗不同，聲波在不同的界面上均會反射形成回波。如圖1所示，探頭發(fā)出的超聲波穿過殼體，到達殼體與絕熱層的界面處一部分波穿過界面，另一部分反射回去；穿過界面的超聲波經(jīng)過絕熱層到達絕熱層與推進劑的界面再次形成回波；最后到達推進劑底面的超聲波反射回去。3個界面的反射波都被探頭接收，并顯示在波形圖上。

圖1 超聲波傳播過程

1.2 超聲波燃速測量計算方法

超聲波測量燃速方法的原理是利用超聲波在推進劑燃燒端面的回波測量推進劑燃燒過程中的某一時刻推進劑厚度，根據(jù)提前測得的超聲波在推進劑中的傳播速度c和儀器記錄的超聲波脈沖傳播時間

可以計算出此時推進劑的厚度：

然后根據(jù)不同時刻測量得到的推進劑厚度來計算燃速。若t2時刻測量出的推進劑厚度為l2，下一時刻t1測量推進劑厚度為l1，則可以通過計算得到此階段的推進劑燃速r，即：

隨著推進劑燃燒，通過周期性聲波脈沖就可以連續(xù)監(jiān)測推進劑厚度的變化，則對時間進行微分就可以得到燃速。

超聲波測量燃速原理簡單清晰，通過計算測得的參數(shù)可以得到燃燒過程中每個時刻的推進劑燃速。但地面試驗時的特殊環(huán)境和超聲波復(fù)雜的傳播過程增加了試驗的難度。首先，發(fā)動機各部分材料聲阻抗不同使超聲波一部分能量被各結(jié)構(gòu)間的界面反射，尤其是殼體和絕熱層之間聲阻抗差異較大，超聲波在此界面會反射大部分能量，同時超聲波傳播過程中會不斷衰減使得超聲波在推進劑燃燒端面的回波能量很低；其次，超聲波的反射波會在相鄰兩個界面間不斷反射，殼體中的反射尤為嚴重，這些反射波也會被探頭接收，導(dǎo)致接收到的波形更加復(fù)雜，推進劑燃燒端面不平整也增加了超聲波反射的復(fù)雜程度；此外，地面試驗環(huán)境惡劣，高溫、震動可能損壞探頭和儀器，試驗過程中的噪聲也會造成干擾。

2 超聲波燃速測量試驗系統(tǒng)

在考慮到上述問題的基礎(chǔ)上，組建了一套推進劑燃速超聲測量系統(tǒng)，應(yīng)用于某固體發(fā)動機地面試驗中，整個試驗系統(tǒng)包括發(fā)動機、試驗工裝、點火控制系統(tǒng)、參數(shù)測量設(shè)備、超聲波探頭、超聲波采集儀和計算機，框圖見圖2。

超聲波傳感器與超聲波儀器相連，受儀器控制周期性地發(fā)射和接收超聲波脈沖。超聲波儀器負責產(chǎn)生電脈沖激勵超聲波傳感器，并將超聲波傳感器接收到的聲信號轉(zhuǎn)換為電信號。超聲波儀器還集成了數(shù)據(jù)采集功能，接收到的數(shù)據(jù)可以采集下來并傳輸至計算機中。超聲波儀器可同時搭載4個超聲波傳感器以滿足后續(xù)試驗的需要。試驗工裝包括試驗臺、傳感器固定工裝等，用于固定固體發(fā)動機及發(fā)動機上安裝各類型傳感器。點火控制系統(tǒng)用于控制發(fā)動機點火。計算機是整個系統(tǒng)的后臺處理中樞，在相關(guān)軟件的導(dǎo)引下按照預(yù)定的程序自動進行信號的采集與存儲工作，分析與處理數(shù)據(jù)，并以適當?shù)男问竭M行輸出、顯示或記錄測試結(jié)果。

圖2 超聲波燃速測量試驗平臺

試驗使用的發(fā)動機為內(nèi)孔藥柱，發(fā)動機工作時藥柱從內(nèi)孔點燃，由內(nèi)側(cè)面燃燒到外側(cè)面，超聲波探頭安裝在發(fā)動機殼體筒段的壁面，測量推進劑燃燒時的厚度變化，發(fā)動機橫截面如圖3所示。

圖3 發(fā)動機橫截面

超聲波探頭的選擇對測量有很大影響，超聲波探頭直接決定了試驗中超聲波的頻率。頻率高的超聲波波長短、波形分辨率高，但在材料中傳播時衰減大，穿透能力較差；頻率低的超聲波波長長、穿透能力強，但波形分辨率低。通過對比不同頻率的超聲波探頭的試驗效果后選擇了一種適合發(fā)動機試驗的探頭，在保證對不同材料的穿透性的基礎(chǔ)上，保持了較高的波形分辨率。

所選的超聲波采集儀可以支持4個探頭同時進行測試，并且有增益調(diào)整、信號濾波、頻率設(shè)置、數(shù)據(jù)傳輸?shù)裙δ?，采集的?shù)據(jù)可傳輸至PC中，進行后續(xù)數(shù)據(jù)分析與處理。

超聲波探頭與殼體之間涂抹高溫耦合劑排除探頭和殼體之間的空氣，不僅能使超聲波有效地傳入發(fā)動機，達到檢測目的，還能在發(fā)動機工作結(jié)束絕熱層分解或碳化失效后起到防護探頭的作用。發(fā)動機工作時會產(chǎn)生振動和高溫燃氣，使用抗震抗噪海綿保護現(xiàn)場的超聲采集儀，使用高溫防火膠帶對電纜和探頭進行防護，并對超聲波測量系統(tǒng)進行有效的隔熱防護，防止試驗場地中高溫燃氣回流損壞設(shè)備。

3 測試和分析

推進劑中聲速c計算公式為

式中：E——楊氏模量；

σ——泊松系數(shù)；

ρ——材料密度。

通過計算得到聲波在推進劑中的聲速約為鋼的0.32倍。

經(jīng)選擇，試驗中的超聲波探頭選用縱波探頭，發(fā)動機試驗的測量過程中聲波需穿過幾種不同的材料，每種材料中聲波的傳播速度不同。試驗以鋼的聲速為參照，所以試驗過程中測得的推進厚度以及燃速都是以鋼的聲速為基準，實際上推進劑中的聲速約為鋼的0.32倍，所以推進劑厚度及燃速的實際測量值也應(yīng)乘以此倍率。

由于接收到的推進劑端面回波能量較小，為了使信號更加容易識別、讀數(shù)，試驗設(shè)置了隨時間增加的增益，如圖4所示，增益幅度由最開始的22.7%逐漸增加到73.7%。試驗過程中對超聲波采集儀器進行調(diào)試可以得到更好的測試結(jié)果，相關(guān)參數(shù)如表1所示。

測試波形與增益如圖4所示，圖中可以觀察到測試得到的波形，經(jīng)過反復(fù)對試驗測試結(jié)果的統(tǒng)計分析和比較，確定了各界面反射波在回波圖中的位置。其中波峰A是殼體與絕熱層界面的回波，此回波能量較大并且會在殼體中不斷反射，波峰B即為殼體與絕熱層界面的第2次回波，同理波峰C為第3次回波，燃燒過程中波峰A、B、C均保持不變，故發(fā)動機殼體的厚度沒有發(fā)生變化，回波穩(wěn)定。波峰D為絕熱層與推進劑界面的回波。波峰E為推進劑端面的回波，測試過程中就根據(jù)波峰E的移動速度來計算推進劑燃速。

圖4 測試波形與增益

表1 參數(shù)設(shè)置

推進劑端面回波的移動過程如圖5所示，分別是3個不同時刻測得的波形，通過對比可以觀察到推進劑端面回波隨時間向左平移，即推進劑厚度隨時間逐漸減小。

圖5 推進劑端面回波移動過程

圖6 試驗結(jié)果分析

為了更清晰的表現(xiàn)發(fā)動機試驗過程中推進劑燃燒端面退移過程，可將整個過程每個時刻采集到的回波波形整合到一張圖來分析。圖6為試驗結(jié)果分析，橫坐標為測試時間，縱坐標為試驗儀器測得的距離，條紋的顏色為波的振幅，顏色越深則波的振幅越大。從圖中可以明顯的看到發(fā)動機工作的起始時間和結(jié)束時間，圖中超聲波的振幅明顯變化的一條斜線即為推進劑燃燒端面回波變化過程。

根據(jù)連續(xù)采集到的波形圖，可以讀出不同時刻推進劑端面回波的時間和該時刻的推進劑厚度，再對時間微分可得到該時刻的燃速，也可通過將讀出的數(shù)據(jù)進行最小二乘法擬合得到，擬合出的直線的斜率就是推進劑燃速，結(jié)果如圖7所示。

圖7 數(shù)據(jù)處理

為了驗證超聲波燃速測試的準確性，本文使用發(fā)動機試驗平均燃速法與之進行對比，使用同一組實驗數(shù)據(jù)所計算出的平均燃速與超聲波燃速測試測得的燃速接近。

4 結(jié)束語

1）通過對超聲波測試結(jié)果分析和理論計算可獲得固體發(fā)動機地面試驗條件下推進劑燃速實時動態(tài)燃速數(shù)據(jù)。推進劑燃燒端面回波清晰，實時連續(xù)地反映出推進劑燃燒端面的位移變化。燃速測試結(jié)果與計算獲得的平均燃速吻合，準確性較好。

2）推進劑燃燒前段波形清晰穩(wěn)定，但燃燒后半段推進劑端面回波會與多層界面的回波疊加，影響測量結(jié)果。此外，地面試驗時發(fā)動機內(nèi)溫度、壓強的升高會對超聲波傳播速度有影響，進而影響測試結(jié)果，對于這些環(huán)境參數(shù)的影響程度還需進一步分析研究。

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（編輯：劉楊）

Burning rate measurement of solid rocket motor by ultrasonic technology

WANG Kai，HE Xiaofang，SHEN Fei，ZHAI Jiangyuan
（Xi’an Aerospace Propulsion Test Institute，Xi’an 710025，China）

In order to measure changes in the burning process of solid rocket motor propellant burning rate，seting up an ultrasonic measurement platform for special environment of the engine ground test，and get the echo data from three interfaces of solid rocket motor by continuous pulse reflection measurement.Extract the propellant thickness from complex echo data by seting regional gain and analyzing experimental data.Thus，the burning rate of propellant can be acquired.Regress of burning propellant can be reflected in waveforms.It confirmed the feasibility of the experimental program.Further，can get the burning regular of propellant.The burning rate of solid rocket motor was measured by ultrasonic method，and the burning is real-time and continuous.It can provide important parameters for structural design and charge design of solid rocket motor.

solid rocket motor；ground test；ultrasonic；propellant；burning rate

A

1674-5124（2017）08-0019-05

2017-02-23；

2017-03-20

王凱（1990-），男，碩士研究生，專業(yè)方向為固體火箭發(fā)動機試驗測控技術(shù)。

10.11857/j.issn.1674-5124.2017.08.005