CN109187762A - 一种固体火箭发动机推进剂燃速测量方法 - Google Patents

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田昌
苏明旭
夏多兵
黄炳发
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    • G01N29/04—Analysing solids
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Abstract

本发明涉及一种固体火箭发动机推进剂燃速测量方法，采用超声波衰减原理，通过测量燃烧过程不同阶段的超声波衰减信号，得出燃烧过程推进剂燃烧端面的位移速度，进而得到推进剂燃烧速度。相比通过连续测量超声波脉冲在推进剂中的往返时间，再确定推进剂燃烧端面位移的超声波测试方法，本方法使用的有效信息是信号幅值的变化率，可以有效避免多次反射回波难以准确提取往返时间信号难题。

Description

一种固体火箭发动机推进剂燃速测量方法
技术领域
本发明涉及一种火箭发动机测试技术，特别涉及一种固体火箭发动机推进剂燃速测量方法。
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烧扩展情况进行研究。通过对其进行快速、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。考虑到固体发动机在制造和工作特点，各类无损检测技术由于对于发动机正常储存和使用几乎无干扰，快速灵活得到应用和发展，对于先进的无损检测方法和技术，尤其是具有定位快速、准确且具有扫描功能技术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,确定推进剂燃烧端面的位移,从而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，容易受到燃烧断面(反射面)的不平整度影响，对测量结果造成很大影响。
发明内容
本发明是针对传统的固体推进剂燃速的超声波测试方法存在的问题，提出了一种固体火箭发动机推进剂燃速测量方法,利用超声波衰减原理，通过测量燃烧过程不同阶段的超声波衰减信号，得出燃烧过程推进剂燃烧端面的位移速度，进而得到推进剂燃烧速度。
本发明的技术方案为：一种固体火箭发动机推进剂燃速测量方法，将一个收发一体式超声波换能器或一对具有独立收发功能的超声波换能器布置在内部已经注入推进剂的待测量固体火箭发动机的外壁或者端面处；
采用超声波衰减原理，通过测量燃烧过程中超声波透过推进剂后的声波时域信号，来推算推进剂厚度变化，得到推进剂燃速；具体过程如下：
1)设定初始t0时刻，单位：秒；推进剂开始点火，推进剂肉厚L0为已知设计参数，单位：米；此时超声波换能器接收到的超声波最大信号幅值A0，单位：伏；
ti时刻，推进剂正在燃烧，此时推进剂肉厚Li，超声波换能器接收到的超声波最大信号幅值Ai；
tn时刻，推进剂完全燃尽，肉厚为0，超声波换能器接收到的超声波最大信号幅值An；
测量过程中超声波衰减系数a为固定值，不随材料厚度的变化发生变化，其计算式为：
2)ti时刻，推进剂厚度Li为：
3)t0-ti时刻推进剂燃速Vi为:
所述超声波最大信号幅值是声波时域信号最大幅值或者是傅立叶变换后的频域信号最大幅值。
本发明的有益效果在于：本发明固体火箭发动机推进剂燃速测量方法，相比通过连续测量超声波脉冲在推进剂中的往返时间，再确定推进剂燃烧端面的位移的超声波测试方法，本方法使用的有效信息是信号幅值的变化率，可以有效避免多次反射回波难以准确提取往返时间信号难题。
附图说明
图1本发明测量固体火箭发动机推进剂燃速系统结构示意图；
图2本发明中声波时域信号随推进剂肉厚变化示意图。
具体实施方式
如图1所示是一种测量固体火箭发动机推进剂燃速系统结构示意图，系统主要包括四大部分：控制终端A、超声波发生模块B、测量模块C和信号处理模块D。控制终端A可以采用工业计算机，也可采用由单片机、ARM等具有逻辑处理功能芯片组成的控制主板；超声波发生模块B主要由信号发生器2和前置放大器3组成，其主要功能是产生高压电脉冲信号；测量模块C主要包括超声波换能器和辅助安装设备，超声波换能器是完成发动机推进剂燃速测量的核心传感器，布置在待测量固体火箭发动机的外壁或者端面处，综合考虑推进剂材料的性质及探测的范围,选用的超声波换能器中心频率范围为几百KHz—几MHz；信号处理模块D主要包括后置放大器4、信号调理电路5和采集模块6，其主要功能是实现有效超声波信号的准确提取。
方法具体实施方式如图1所示，选取一个收发一体式超声波换能器布置在发动机外壁位置X处，并在固体发动机的试验台进行测试，采取超声换能器非接触测量的工作方式。由于超声波在空气中的衰减很强，传播距离很短，为实现能量在超声探头与火箭壳体间的顺利传递,需要在待测量固体火箭发动机测量段与超声波换能器探头之间添加液态耦合剂用来排除探头和发动机壳体之间的空气，使超声波能有效地穿入被测物达到有效检测目的。
工作时，控制终端1控制信号发生器2发出具有一定幅值和频率的脉冲信号，原始脉冲信号经过前置放大器3进行功率放大后用来激励测量模块C中的超声波换能器，使之发出超声波。超声波透过发动机外壳、绝热层、以及推进剂后，在推进剂燃烧界面发生反射，反射声波信号依次透过推进剂、绝热层和发动机外壳后被超声波换能器接收。反射声波信号被接收后经过后置放大器4送入信号调理电路5，最后将得到的信号由数据采集卡6送到计算机1中进行燃料的燃烧状态和燃烧扩展情况分析。
采用超声波衰减原理，分析、处理燃烧过程中超声波透过推进剂后的声波时域信号，来推算推进剂厚度变化，进一步得到推进剂的燃烧速度燃速。该方法具体过程如下：
(1)设定初始t0时刻(单位：秒)，推进剂准备燃烧，推进剂肉厚L0(单位：米，为设计参数，测试前已知)，传感器接收到的超声波最大信号幅值A0(单位：伏)；ti时刻，推进剂正在燃烧，此时推进剂肉厚Li，传感器接收到的超声波最大信号幅值Ai；tn时刻，推进剂完全燃尽，肉厚为0，传感器接收到的超声波最大信号幅值An，如图2所示声波时域信号随推进剂肉厚变化示意图。测量过程中超声波衰减系数a为固定值，不随材料厚度的变化发生变化，其计算式为：
(2)ti时刻，推进剂厚度Li为：
(3)t0-ti时刻推进剂燃速Vi为:
计算中所用的超声波最大信号幅值可以是声波时域信号最大幅值，也可以是傅立叶变换后的频域信号最大幅值。

Claims (2)

1.一种固体火箭发动机推进剂燃速测量方法，其特征在于，将一个收发一体式超声波换能器或一对具有独立收发功能的超声波换能器布置在内部已经注入推进剂的待测量固体火箭发动机的外壁或者端面处；
采用超声波衰减原理，通过测量燃烧过程中超声波透过推进剂后的声波时域信号，来推算推进剂厚度变化，得到推进剂燃速；具体过程如下：
1)设定初始t0时刻，单位：秒；推进剂开始点火，推进剂肉厚L0为已知设计参数，单位：米；此时超声波换能器接收到的超声波最大信号幅值A0，单位：伏；ti时刻，推进剂正在燃烧，此时推进剂肉厚Li，超声波换能器接收到的超声波最大信号幅值Ai；
tn时刻，推进剂完全燃尽，肉厚为0，超声波换能器接收到的超声波最大信号幅值An；
测量过程中超声波衰减系数a为固定值，不随材料厚度的变化发生变化，其计算式为：
2)ti时刻，推进剂厚度Li为：
3)t0-ti时刻推进剂燃速Vi为:
2.根据权利要求1所述一种测量固体火箭发动机推进剂燃速方法，其特征在于：所述超声波最大信号幅值是声波时域信号最大幅值或者是傅立叶变换后的频域信号最大幅值。
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