CN206132600U - 基于火焰辐射的固体火箭推进剂燃烧测量装置 - Google Patents
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Abstract
本实用新型提供一种基于火焰辐射的固体火箭推进剂燃烧测量装置，包括光汇聚部和多个光谱测量部；光汇聚部由多个位于同一直线的光汇聚器组成，光汇聚器与光谱测量部一一对应，且相对应的光汇聚器与光谱测量部之间通过光纤连接。通过光谱测量部可以获得燃烧火焰辐射光谱，经过后续处理可以得到药条燃烧的辐射率参数和温度参数，同时结合阵列排布的光谱测量部还可以获得燃速参数。该装置还包括燃烧部，燃烧部包括燃烧室、点火线、点火电极及点火控制器，燃烧室一侧设置有光学窗口，药条通过固定件固定在燃烧室内，点火线连接点火电极并穿过药条一端，点火控制器与点火电极电连接，可以通过点火控制器实现自动点火，操作方便。
Description
技术领域
本实用新型属于固体火箭推进剂测试技术领域，具体涉及一种基于火焰辐射的固体火箭推进剂燃烧测量装置。
背景技术
固体火箭推进剂燃烧温度、辐射率及燃速参数是表征推进剂燃速性能的重要参数。
目前，推进剂燃烧温度测量主要利用热电偶测温，但随着高能推进剂的发展，推进剂燃烧温度已远远超过热电偶的测温范围，无法满足测量需求。另外，也有激光光谱主动式测量方法(如CARS技术)在固体推进剂燃烧诊断上探索尝试，但由于产生大量颗粒物引起的高温辐射与散射衰减等作用，以及高温高压恶劣环境对谱线的影响，激光光谱主动式法没有得到广泛应用。
目前，燃速参数测量主要采用的光电法推进剂燃速测量是在燃烧室侧壁开一条与药条平行的光学窗口，在药条上下两端布置两个光电传感器来接收推进剂燃烧产生的火焰辐射信号，并记录药条燃烧时间，从而确定推进剂平均燃速。由于推进剂燃速受压强影响会发生变化，但现有光电法无法获得固体推进剂的动态燃速，且无法获得其他燃烧参数。
实用新型内容
本实用新型的目的在于针对现有技术的不足，提供一种基于火焰辐射的固体火箭推进剂燃烧测量装置，以解决现有测量装置无法实现多参数测试的问题。
提供一种基于火焰辐射的固体火箭推进剂燃烧测量装置，用于测试燃烧部中由固体火箭推进剂制成的药条的燃烧参数，包括光汇聚部和多个光谱测量部；光汇聚部由多个位于同一直线的光汇聚器组成，光汇聚器与光谱测量部一一对应，且相对应的光汇聚器与光谱测量部之间通过光纤连接。
该测量装置的光谱测量部包括准直器、分光光栅、多个接收不同波段光信号的光电探测器及信号采集处理器，准直器与光汇聚器通过光纤连接，光电探测器与信号采集处理器电连接。多个光电探测器呈弧形排列。
该测量装置还包括燃烧部，燃烧部包括燃烧室、点火线、点火电极及点火控制器，燃烧室一侧设置有光学窗口，药条通过固定件固定在燃烧室内，点火线连接点火电极并穿过药条一端，点火控制器与点火电极电连接。
该测量装置还包括与点火控制器和多个光谱测量部电连接的控制部，控制部包括函数发生器。
与现有技术相比，本实用新型具有如下优点：
(1)通过光谱测量部可以获得燃烧火焰辐射光谱，经过后续处理可以得到药条燃烧的辐射率参数和温度参数，同时结合阵列排布的光谱测量部还可以获得燃速参数。
(2)控制部可以通过函数发生器发出脉冲信号，触发点火控制器和多个光谱测量部同步运行，实现点火与测量的同步进行。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，在这些附图中使用相同的参考标号来表示相同或相似的部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
图1为本实用新型测量装置的结构示意图。
具体实施方式
为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，以下结合附图及具体实施例，对本申请作进一步地详细说明。为简单起见，以下描述中省略了本领域技术人员公知的某些技术特征。
如图1所示，提供一种基于火焰辐射的固体火箭推进剂燃烧测量装置，包括燃烧部、光汇聚部2、多个光谱测量部3、控制部4及信号处理部5。
燃烧部1为一密闭容器，该密闭容器内的压强可以调节，用来开展特定实验条件下的测试。燃烧部1包括燃烧室101、光学窗口102及药条103，光学窗口102设置于燃烧室101一个侧面上，燃烧室101的顶部和底部上分别设置一个固定件104，药条103通过两个固定件104固定在燃烧室101中心处。燃烧部1还包括点火线105、点火电极106及点火控制器108，点火线105连接点火电极106并穿过药条103下端，点火控制器108连接点火电极106。测试实验时，点火控制器108发出点火指令点燃点火线105，药条103下端开始燃烧直至燃尽。
光汇聚部2，用来收集药条103燃烧的火焰辐射光109，由多个光汇聚器201组成，其数量可根据测试需要进行调整，并通过特殊固定件组成平行于药条103排布的线阵列，布置于燃烧部1光学窗口102外侧。测试实验时，药条103燃烧产生的火焰辐射光109经光学窗口102后，由相应的光汇聚器201接收，并耦合至光纤202中。
光谱测量部3，用来分析药条103燃烧火焰辐射光谱信息，与光汇聚器201一一对应，且与对应的光汇聚器201之间通过光纤202连接。光谱测量部3包括准直器301、分光光栅302、多个接收不同波段光信号的光电探测器303及信号采集处理器307，准直器301与光汇聚器201通过光纤202连接，光电探测器303与信号采集处理器307电连接，多个光电探测器303呈弧形排列，其数量取决于光谱分析的精度。测试实验时，光汇聚部2接收到的火焰辐射光经光纤202传输至准直器301，通过准直器301准直后，辐射光304经分光光栅302分束成波长不同的辐射光305，每个特定波段的辐射光305由对应的光电探测器303接收，转换成电信号306由信号采集处理器307存储并处理。
控制部4，分别与点火控制器108和多个光谱测量部3电连接，通过函数发生器发出脉冲信号，触发点火控制器108和多个光谱测量部3同步运行。
信号处理部5，与控制部4电连接，用来采集多个火焰辐射光光谱信号并处理，同时获得推进剂燃烧温度、辐射率与燃速多参数。
以上所述实施例仅表示本实用新型的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能理解为对本实用新型范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本实用新型保护范围。因此本实用新型的保护范围应该以所述权利要求为准。
Claims (5)
1.一种基于火焰辐射的固体火箭推进剂燃烧测量装置，其特征在于：包括光汇聚部和多个光谱测量部；光汇聚部由多个位于同一直线的光汇聚器组成，光汇聚器与光谱测量部一一对应，且相对应的光汇聚器与光谱测量部之间通过光纤连接。
2.根据权利要求1所述的测量装置，其特征在于：所述光谱测量部包括准直器、分光光栅、多个接收不同波段光信号的光电探测器及信号采集处理器，准直器与光汇聚器通过光纤连接，光电探测器与信号采集处理器电连接。
3.根据权利要求2所述的测量装置，其特征在于：多个所述光电探测器呈弧形排列。
4.根据权利要求1所述的测量装置，其特征在于：还包括燃烧部，燃烧部包括燃烧室、点火线、点火电极及点火控制器，燃烧室一侧设置有光学窗口，药条通过固定件固定在燃烧室内，点火线连接点火电极并穿过药条一端，点火控制器与点火电极电连接。
5.根据权利要求4所述的测量装置，其特征在于：还包括与点火控制器和多个光谱测量部电连接的控制部，控制部包括函数发生器。
Priority Applications (1)
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|---|---|---|---|
| CN201621210313.0U CN206132600U (zh) | 2016-11-09 | 2016-11-09 | 基于火焰辐射的固体火箭推进剂燃烧测量装置 |
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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| CN201621210313.0U CN206132600U (zh) | 2016-11-09 | 2016-11-09 | 基于火焰辐射的固体火箭推进剂燃烧测量装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN206132600U true CN206132600U (zh) | 2017-04-26 |
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Family Applications (1)
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Country Status (1)
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| CN (1) | CN206132600U (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108167090A (zh) * | 2018-02-08 | 2018-06-15 | 上海理工大学 | 一种固体火箭发动机试验三维燃面退移测试系统与方法 |
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2016
- 2016-11-09 CN CN201621210313.0U patent/CN206132600U/zh active Active
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108167090A (zh) * | 2018-02-08 | 2018-06-15 | 上海理工大学 | 一种固体火箭发动机试验三维燃面退移测试系统与方法 |
| CN108167090B (zh) * | 2018-02-08 | 2019-11-01 | 上海理工大学 | 一种固体火箭发动机试验三维燃面退移测试系统与方法 |
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