CN107144631B - 一种固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统和方法，包括：信号发生单元，用于产生作为原始脉冲信号的超声波信号；前置放大单元，用于将超声波信号进行放大；无损检测单元，与固体火箭发动机的壳体相接触，包括多组间隔一定间距设置的超声换能器组，每组超声换能器组具有发射放大后的超声波信号的发射换能器以及接收穿过壳体的透射信号的接收换能器；后置放大单元，对透射信号进行放大；信号调理单元，将透射信号转换成数字信号；以及处理控制单元，对数字信号进行处理得到推进剂燃面的位移以及推进剂的燃速，并控制信号发生单元、前置放大单元、无损检测单元、后置放大单元以及信号调理单元的运行。
Description
技术领域
本发明属于固体火箭发动机的推进剂测试领域，特别涉及一种固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统以及实时确定推进剂燃面的位移和动态得到推进剂燃速的方法。
背景技术
固体火箭发动机是采用固体推进剂的火箭动力装置，其具有结构简单、机动性能好、可靠性高及易于维护等优点，在火箭武器系统中的应用越来越广泛，对于航空航天领域起着巨大的作用。
固体火箭发动机燃烧的可靠性将直接影响整个火箭系统的安全性，为此需要采用可靠的无损检测手段对燃料的燃烧状态和燃面退移情况进行实时测量。通过对推进剂燃面进行快速、准确定位和识别，以供技术人员对被测固体燃料发动机进行监测和评估，将大大有利于整个飞行器系统的使用安全性和可靠性。
传统的固体推进剂燃速的超声波测试方法是通过连续测量超声波脉冲在推进剂中的往返时间，确定推进剂燃面的退移，进一步得到推进剂燃速的一种方法。该方法由于使用的有效信息是反射波，容易受到燃面不平整的影响，测量误差较大。
发明内容
本发明针对反射式超声法测量存在的问题，提出了一种固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统及实时检测方法，该检测系统包括一个由多超声换能器组成的平行阵列，通过在燃烧路径上布置多对超声换能器，利用每对超声换能器接收到的透射波信号，从而获得推进剂在燃烧路径上各个点的燃烧情况。为了实现本发明的目的，本发明采用了如下技术方案：
本发明提供了一种固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统，具有这样的技术特征，包括：信号发生单元，用于产生作为原始脉冲信号的超声波信号；前置放大单元，用于将超声波信号进行放大；无损检测单元，与固体火箭发动机的壳体相接触，包括多组间隔一定间距设置的超声换能器组，每组超声换能器组具有发射放大后的超声波信号的发射换能器以及接收穿过壳体的透射信号的接收换能器；后置放大单元，对透射信号进行放大；信号调理单元，将透射信号转换成数字信号；以及处理控制单元，对数字信号进行处理得到推进剂燃面的位移以及推进剂的燃速，并控制信号发生单元、前置放大单元、无损检测单元、后置放大单元以及信号调理单元的运行。
本发明提供的固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统，还可以具有这样的技术特征：数据采集单元，用于记录保存数字信号以及处理控制单元的处理结果。
本发明提供的固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统，还可以具有这样的技术特征：发射换能器以及接收换能器分别通过液态耦合剂与壳体相耦合。
进一步，本发明还提供了一种固体火箭推进剂燃面退移实时检测方法，具有这样的技术特征，包括以下步骤：步骤1，信号发生单元产生作为原始脉冲信号的超声波信号；步骤2，前置放大单元将超声波信号进行放大；步骤3，无损检测单元中的多个发射换能器同时发射放大后的超声波信号，与每个发射换能器分别一一对应的多个接收换能器接收穿过所述壳体的透射信号；步骤4，后置放大单元对透射信号进行放大；步骤5，信号调理单元将透射信号转换成数字信号；步骤6，处理控制单元对数字信号进行处理得到推进剂的燃面位置以及推进剂的燃速。
本发明提供的固体火箭推进剂燃面退移实时检测方法，还可以具有这样的技术特征：处理控制单元采用声衰减法根据下式得到所述推进剂的燃面位置：
其中，i、j表示的是发射换能器编号和接收换能器的编号，STi,Rj为读取i发射换能器到j接收换能器Ti–Rj路径上透射波峰值矩阵，VTi,Rj是Ti–Rj路径上的衰减后信号幅值与背景信号幅值的比值；VT是信号阈值。
若STi,Rj＝0，表示发动机在Ti–Rj处已经开始燃烧；若STi,Rj＝1，则表示发动机在Ti–Rj处并未燃烧。
本发明提供的固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统，还可以具有这样的技术特征：处理控制单元根据下式得到推进剂的燃速：
其中，L为壳体上任意两点A和B之间的距离；△t为信号采集过程中所用的单次保存时间；m为燃面移动到B点时，所述数据采集单元所记录的数字信号的当前个数；n为燃面移动到A点时，所述数据采集单元所记录的数字信号的当前个数，tA为A点发生燃烧的时刻tA＝n*△t；tB为B点发生燃烧的时刻tB＝m*△t。
发明的作用与效果
根据本发明提供的固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统和方法，由于无损检测单元中的多个发射换能器能够同时发射放大后的超声波信号，与每个发射换能器分别一一对应的多个接收换能器能够同时接收穿过发动机外壳的透射信号，使得每组超声换能器组之间构成一发一收的模式，不仅能够实时根据穿过发动机壳体的透射信号获悉壳体内推进剂的燃面情况，而且克服了现有技术中的检测方法容易受到燃面不平整的影响的缺陷，从而减小了检测误差，提高了检测精度。
附图说明
图1是本发明实施例中的固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统的结构示意图；
图2是本发明实施例中的固体火箭推进剂燃面退移实时检测方法的流程图。
具体实施方式
以下结合附图来说明本发明的具体实施方式。
图1是本实施例中的固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统的结构示意图。
如图1所示，固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统100采取超声换能器非接触测量的工作方式。包括信号发生单元11、前置放大单元12、无损检测单元13、后置放大单元14、信号调理单元15、数据采集单元16以及处理控制单元17。
信号发生单元11用于产生作为原始脉冲信号的超声波信号；前置放大单元12用于将该超声波信号进行放大。
无损检测单元13设置在固体火箭发动机20的附近，包括五组相同的超声换能器组131。这些超声换能器组131在火箭发动机20的壳体201附近上下间隔一定间距设置，分别设置在燃烧方向的A、B、C、D、E五个位置，每组包括设置在壳体201右侧的发射换能器Ti以及设置在壳体201左侧的接收换能器Ri，每一组中的发射换能器Ti和接收换能器Ri分别一一对应，构成一发一收的模式，即、发射换能器Ti将放大后的超声波信号发射进壳体201内，接收换能器Ri接收穿过壳体201的透射信号。
在本实施例中，推进剂在固体火箭发动机20的壳体内沿着三角箭头所指示的方向推进，即从上向下推进。
由于超声波在空气中的衰减很强，传播距离很短，为实现能量在换能器与火箭壳体间的顺利传递，需要在两者之间设置合理的耦合方式，使超声波能有效地穿入被测物达到有效检测目的。采用在测量段与探头之间要加液态耦合剂用来排除探头和发动机壳体之间的空气，该方法适应性强，入射角调节方便，耦合效果好，换能器不易磨损。
后置放大单元14接收透射信号并对其进行放大；信号调理单元15将该透射信号转换成数字信号；数据采集单元16用于记录、保存上述数字信号以及处理控制单元17的处理结果；处理控制单元17对数据采集单元16所记录的数字信号进行处理，得到推进剂燃面的位移以及推进剂的燃速。
本实施例还提供了一种固体火箭推进剂燃面退移实时检测方法，如图2所示，包括以下步骤：
步骤1，信号发生单元11产生作为原始脉冲信号的超声波信号；
步骤2，前置放大单元12将所述超声波信号进行放大；
步骤3，无损检测单元13中的五个发射换能器Ti同时发射放大后的超声波信号，与每个发射换能器Ti分别一一对应的多个接收换能器Ri接收穿过壳体201的透射信号；
步骤4，后置放大单元14对透射信号进行放大；
步骤5，信号调理单元15将所述透射信号转换成数字信号；
步骤6，数据采集单元16实时采集该数字信号，分别得到五个在发动机不同位置的信号数据，并将其传递给处理控制单元17；
步骤7，处理控制单元17对数字信号进行处理得到推进剂的燃面位置以及所述推进剂的燃速。
处理控制单元17采用声衰减法根据下式得到推进剂的燃面位置：
其中，i、j表示的是发射换能器编号和接收换能器的编号，STi,Rj为读取i发射换能器到j接收换能器Ti–Rj路径上透射波峰值矩阵，VTi,Rj是Ti–Rj路径上的衰减后信号幅值与背景信号幅值的比值；VT是信号阈值。
若STi,Rj＝0，表示发动机在Ti–Rj处已经开始燃烧；若STi,Rj＝1，则表示发动机在Ti–Rj处并未燃烧。
此外，处理控制单元根据下式得到推进剂的平均燃速，以A点和B点之间的间隔为例：
其中，L为壳体上A点和B点之间的距离(单位为米)；△t为信号采集过程中所用的单次保存时间(单位为s)；m为燃面移动到B点时，数据采集单元所记录的数字信号的当前个数，即第m-1个信号没有燃烧到B点，第m个信号燃烧到B点；n为燃面移动到A点时，数据采集单元所记录的数字信号的当前个数，tA为A点发生燃烧的时刻，tA＝n*△t；tB为B点发生燃烧的时刻，tB＝m*△t。
此外，在超声测试中，需考虑推进剂材料的性质及探测的范围。加大探头直径可以提高超声探头的发射能量，在保证探头正常工作的前提下，增大超声探头面积有助于提高检测能量。
实施例的作用与效果
根据本实施例提供的固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统和方法，由于无损检测单元中的多个发射换能器能够同时发射放大后的超声波信号，与每个发射换能器分别一一对应的多个接收换能器能够同时接收穿过发动机外壳的透射信号，使得每组超声换能器组之间构成一发一收的模式，不仅能够实时根据穿过发动机壳体的透射信号获悉壳体内推进剂的燃面情况，而且克服了现有技术中的检测方法容易受到燃面不平整的影响的缺陷，从而减小了检测误差，提高了检测精度。
在上述实施例中，设置在固体火箭发动机外壳外的超声换能器组为五组，作为本发明的固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统，作为无损检测单元组成部分的超声换能器组并不限于五组，可根据发动机壳体的实际高度来设置超声换能器组的组数。
Claims (5)
1.一种固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统，对固体火箭发动机中推进剂的燃面退移情况进行实时检测，其特征在于，包括：
信号发生单元，用于产生作为原始脉冲信号的超声波信号；
前置放大单元，用于将所述超声波信号进行放大；
无损检测单元，与所述固体火箭发动机的壳体相接触，包括多组上下间隔一定间距设置的超声换能器组，每组所述超声换能器组具有发射放大后的所述超声波信号的发射换能器以及接收穿过所述壳体的透射信号的接收换能器，所述发射换能器与所述接收换能器分别一一对应且分别设置在所述壳体的两侧，构成一发一收的模式；
后置放大单元，对所述透射信号进行放大；
信号调理单元，将所述透射信号转换成数字信号；
处理控制单元，对所述数字信号进行处理得到所述推进剂燃面的位移以及所述推进剂的燃速，并控制所述信号发生单元、所述前置放大单元、所述无损检测单元、所述后置放大单元以及所述信号调理单元的运行；以及
数据采集单元，用于记录保存所述数字信号以及所述处理控制单元的处理结果。
2.根据权利要求1所述的固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统，其特征在于：
其中，所述发射换能器以及所述接收换能器分别通过液态耦合剂与所述壳体相耦合。
3.一种固体火箭推进剂燃面退移实时检测方法，采用如权利要求1或2所述的固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统对固体火箭发动机中推进剂的燃面退移情况进行实时检测，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1，信号发生单元产生作为原始脉冲信号的超声波信号；
步骤2，前置放大单元将所述超声波信号进行放大；
步骤3，无损检测单元中的多个发射换能器同时发射放大后的所述超声波信号，与每个所述发射换能器分别一一对应的多个接收换能器接收穿过所述壳体的透射信号，其中，所述发射换能器与所述接收换能器分别一一对应且分别设置在所述壳体的两侧，构成一发一收的超声换能器组，多组所述超声换能器组上下间隔一定间距设置；
步骤4，后置放大单元对所述透射信号进行放大；
步骤5，信号调理单元将所述透射信号转换成数字信号；
步骤6，处理控制单元对所述数字信号进行处理得到所述推进剂的燃面位置以及所述推进剂的燃速。
4.根据权利要求3所述的固体火箭推进剂燃面退移实时检测方法，其特征在于：
其中，所述处理控制单元采用声衰减法根据下式得到所述推进剂的燃面位置：
其中，i、j表示的是发射换能器编号和接收换能器的编号，STi,Rj为读取i发射换能器到j接收换能器Ti–Rj路径上透射波峰值矩阵，
VTi,Rj是Ti–Rj路径上的衰减后信号幅值与背景信号幅值的比值；VT是信号阈值，
若STi,Rj＝0，表示发动机在Ti–Rj处已经开始燃烧；若STi,Rj＝1，则表示发动机在Ti–Rj处并未燃烧。
5.根据权利要求4所述的固体火箭推进剂燃面退移实时检测方法，其特征在于：
其中，所述处理控制单元根据下式得到所述推进剂的燃速：
其中，L为壳体上任意两点A和B之间的距离；△t为信号采集过程中所用的单次保存时间；m为燃面移动到B点时，所述数据采集单元所记录的数字信号的当前个数；n为燃面移动到A点时，所述数据采集单元所记录的数字信号的当前个数，tA为A点发生燃烧的时刻；tB为B点发生燃烧的时刻。
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Legal Events
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|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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