CN217582325U - 一种固体火箭发动机声固耦合响应特性的测量装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种固体火箭发动机声固耦合响应特性的测量装置，通过设计主体固定组件，采用支撑框架和弹簧组件将壳体吊装在试验台架上，减小支撑框架的约束作用对试验模型振动特性的影响，壳体能被“相对自由”的吊起，因此可以精确模拟火箭发动机在工作时的自由边界条件，继而准确分析固体火箭发动机声固耦合响应特性；声源固定在三坐标滑台上，三坐标滑台设置在试验台架上，并可带动高低音喇叭前后移动，以适应不同尺寸的外壳。

Description

一种固体火箭发动机声固耦合响应特性的测量装置

技术领域

本实用新型属于固体火箭发动机技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机声固耦合响应特性的测量方法。

背景技术

近年来固体火箭发动机在多发的不稳定燃烧现象，多为在发动机工作的中后期，尤其是当燃烧室内的药柱厚度变得较小和发动机壳体厚度在一个量级上时，就突发不稳燃烧，而在工作的前期则，表现得较为稳定。这很可能是由于在工作的后期推进剂变少导致燃烧室中燃气的压力振荡和壳体振动直接耦合相互影响，起到了共振作用，从而形成正反馈，进一步加强了燃烧室内压强的振荡，进而在工作末期出现了严重的不稳定燃烧现象，导致任务的失败。因此急需要使用实验的方法确定燃烧室声腔和结构固体之间耦合作用的情况。

发明内容

有鉴于此，本实用新型的目的是提供一种固体火箭发动机声固耦合响应特性的测量装置，可以精确模拟火箭发动机在工作时的自由边界条件，提高固体火箭发动机声固耦合响应特性的准确性。

一种固体火箭发动机声固耦合响应特性的测量装置，包括声源、信号发生器、声压传感器、加速度传感器、两个主体固定组件(5)、试验台架(10)以及数据采集处理单元；

待测试的壳体(4)由两个主体固定组件(5)安装在试验台架(10)上；

所述主体固定组件(5)包括支撑框架(51)、两组弹簧组件以及两个第二弹簧(57)；

所述支撑框架(51)为中空结构，壳体(4)可从支撑框架(51)中间穿过；壳体(4)外壁的同一圆周上均布设置有4个吊点；

所述弹簧组件包括调节螺杆(52)、螺母(53)、拉力传感器(54)以及第一弹簧(55)；调节螺杆(52)上端穿过支撑框架(51)的过孔，由螺母(53)拧紧，下端连接拉力传感器(54)的一端，拉力传感器(54)的另一端连接第一弹簧(55)的一端，第一弹簧(55)的另一端连接到壳体(4)的吊点上；两个弹簧组件的两个第一弹簧(55)分别连接到壳体(4)上位于上部的吊点上；

两个第二弹簧(57)的一端连接在撑框架(51)的内壁上，另一端连接在壳体(4)下部的两个吊点上；

两个弹簧组件中的第一弹簧(55)与各自相对的第二弹簧(57)的拉力在同一直线上，且形成的两条直线互相垂直；

两端开口的圆柱形管腔作为固体火箭发动机燃烧室的壳体(4)，壳体(4)内部放置推进剂(8)，壳体(4)两端外侧各设置一个声源；

多个所述声压传感器沿壳体(4)内部轴向设置，多个所述加速度传感器设置在壳体(4)的内、外侧；

所述数据采集处理单元用于采集加速度传感器记录的壳体(4)的振动信息和声压传感器记录的声压信号，并分别得到结构振荡到燃烧室内部压强的传递函数以及燃烧室内压力振荡到发动机结构振荡的传递函数，用以分析固体火箭发动机声固耦合响应特性。

进一步的，所述支撑框架(51)的内壁上固定两个安装支架(56)，第二弹簧(57)通过安装支架(56)连接到支撑框架(51)上。

较佳的，所述主体固定组件(5)相对于壳体(4)中心对称固定在试验台架(10)上。

较佳的，所述主体固定组件(5)由三角支撑架(6)固定在试验台架(10)上并对其进行支撑。

较佳的，所述声源采用高低音喇叭(3)。

较佳的，所述高低音喇叭(3)的音响外壳(2)固定在三坐标滑台(1)上，三坐标滑台(1)设置在试验台架(10)上。

本实用新型具有如下有益效果：

本实用新型提供一种固体火箭发动机声固耦合响应特性的测量装置，通过设计主体固定组件，采用支撑框架和弹簧组件将壳体吊装在试验台架上，减小支撑框架的约束作用对试验模型振动特性的影响，壳体能被“相对自由”的吊起，因此可以精确模拟火箭发动机在工作时的自由边界条件，继而准确分析固体火箭发动机声固耦合响应特性；

声源固定在三坐标滑台上，三坐标滑台设置在试验台架上，并可带动高低音喇叭前后移动，以适应不同尺寸的外壳。

附图说明

图1(a)为本实用新型的一种模拟固体火箭发动机声固耦合响应特性的测量装置的示意图；

图1(b)为本实用新型的支撑框架和弹簧组件吊装壳体的结构示意图；

图2为声压传感器在壳体内分布示意图；

图3为测量装置的原理框图。

其中，1-三坐标滑台；2-音箱外壳；3-高低音喇叭；4-壳体；5-主体固定组件；6-三角支撑架；7-活动支架；8-推进剂；10-试验台架；51-支撑框架；52-调节螺杆；53-螺母；54-拉力传感器；55-弹簧组件；56-安装支架；57-第二弹簧组件。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本实用新型进行详细描述。

根据固体火箭发动机的实际情况，将燃烧室简化为两端开口的圆柱管腔，作为壳体4，并将壳体4两端开口处进行密封。为模拟真实的固体火箭发动机，根据固体火箭发动机燃烧室中的推进剂的浇筑形式，在壳内4表面设置相同结构及相同厚度的橡胶，用于模拟推进剂8，然后再搭建出用于声固耦合实验的装置。

本实用新型采用橡胶材料模拟推进剂8，因为实际的推进剂为火工品，具有易燃易爆的特点，为了试验的安全需要采用物性参数相近的橡胶材料进行替代。虽然市面上销售的橡胶的物性参数和实际推进剂的参数不相同，但是两者的弹性模量整体还是在一个数量级上，同发动机的外壳的弹性模量相比仍然保持几个数量级的差别，因此使用市面上销售的橡胶进行替代推进剂。同时本实验的目的在于探究振动激励在经过两层具有较大力学属性差别的材料后的传递规律，而固体火箭发动机的燃烧室正是属于这种情况。因此实验中使用的材料只要保持弹性模量的差别在数量级上没有同实际的固体火箭发动机燃烧室没有明显差别就能够保证得到相同的规律。故实验将用结构钢加工壳体，用橡胶来代替推进剂。

具体的试验步骤如下：

(1)试验件的安置

如图1(a)和1(b)所示，壳体4由两个主体固定组件5安装在试验台架10上，两个主体固定组件5相对于壳体4中心对称固定在试验台架10上，并分别由一个三角支撑架6固定并支撑，主体固定组件5包括支撑框架51、两组弹簧组件以及两个第二弹簧57；

支撑框架51为中空结构，壳体4可从支撑框架51中间穿过；壳体4外壁的同一圆周上设置有4个均布的吊点；

弹簧组件包括调节螺杆52、螺母53、拉力传感器54以及第一弹簧55；调节螺杆52上端穿过支撑框架51的过孔，由螺母53拧紧，下端连接拉力传感器54的一端，拉力传感器54的另一端连接第一弹簧55的一端，第一弹簧55的另一端连接到壳体4的吊点上；两个弹簧组件的两个第一弹簧55分别连接到壳体4上位于上部的吊点上；

两个第二弹簧57的一端连接在撑框架51的内壁上，另一端连接在壳体4下部的两个吊点上；其中，撑框架51的内壁上固定两个安装支架56，第二弹簧57通过安装支架56连接到支撑框架51上。

两个弹簧组件中的第一弹簧55与各自相对的第二弹簧57的拉力在同一直线上，且形成的两条直线互相垂直，弹簧可以有效减小支撑框架51对壳体4的刚性约束，减小支撑框架51的约束作用对试验模型振动特性的影响。由此壳体4被“相对自由”的吊起，模拟火箭发动机在工作时的自由边界条件，但在地面上做不到完全自由边界，故称为“相对自由”边界条件。

(2)传感器的布置。

在壳体4内部沿轴向安放一定数量的声压传感器，以测定由声源振动激励起的压强振荡数据，图2为声压传感器的位置分布(传感器的数量和布置将在后期实验中根据实际需求进行修改)。声压传感器的灵敏度为50mv/pa，量程为20～146db；以2m长的壳体4为例，在壳体4的内外侧沿母线各设置一定数量加速度传感器，传感器的数量和布置将在后期实验中根据实际需求进行调整。可通过驻波方程的计算放置加速度传感器的位置，测点位置应避免放在振动的波节所在位置上，尽量选在变形量较大的位置，否则测量出的结果会很小，从而使测量结果的精度降低。

(3)声腔压强扰动作用下的结构响应实验

在声固耦合测量试验中，在壳体4两端安置一个规格相同的高低音喇叭3作为声源，用以发射指定频率和振幅的声波，以在壳体4的腔体中产生持续的声压振动，声压信号通过声压传感器测得。高低音喇叭3的音响外壳2固定在三坐标滑台1上，三坐标滑台1设置在试验台架10上，并可带动高低音喇叭3前后移动，以适应不同尺寸的外壳4。

在内部驻波声场作用下，壳体4会产生振动，加速度传感器会记录壳体4的振动信息，加速度信号和声压信号作为该系统的输出信号，信号经由数据采集系统传给电脑，此时记录试验数据。

(4)结构振动作用下的声腔声压响应实验

先去除声腔壳体4两端的声源，采用与壳体材料一致的圆盘封闭两端开口。然后用信号发生器产生白噪声信号，再经功率放大器增幅，作用在壳体4的一端外壁上，作为系统的输入信号。壳体4的结构振动通过加速度传感器测得，再由数据采集系统分析采集声源信号、加速度信号、声压信号。最后通过计算机中的软件进行记录和响应的分析处理。

(5)将收集的数据进行处理，做出两种试验下的压力振荡频率、结构振动频率图，进行数值分析研究，得出结论。

为了在试验中使用圆柱空腔体来模拟实际的固体火箭发动机的实际的情况，本实用新型设计的试验，将使用不同厚度的橡胶，模拟不同肉厚(即不同工作时间)的推进剂8。还可以进行两组不同长度(2m和3m)的声腔的声固耦合试验，每组不同长度的声腔模拟4种不同橡胶厚度的推进剂4的试验，因此预计将进行8组试验，每组试验都采用两种不同的固定方式进行测量。因此，试验加工了8组带有不同长度、厚度的试验器材。

综上所述，以上仅为本实用新型的较佳实施例而已，并非用于限定本实用新型的保护范围。凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种固体火箭发动机声固耦合响应特性的测量装置，其特征在于，包括声源、信号发生器、声压传感器、加速度传感器、两个主体固定组件(5)、试验台架(10)以及数据采集处理单元；

待测试的壳体(4)由两个主体固定组件(5)安装在试验台架(10)上；

所述主体固定组件(5)包括支撑框架(51)、两组弹簧组件以及两个第二弹簧(57)；

所述支撑框架(51)为中空结构，壳体(4)可从支撑框架(51)中间穿过；壳体(4)外壁的同一圆周上均布设置有4个吊点；

所述弹簧组件包括调节螺杆(52)、螺母(53)、拉力传感器(54)以及第一弹簧(55)；调节螺杆(52)上端穿过支撑框架(51)的过孔，由螺母(53)拧紧，下端连接拉力传感器(54)的一端，拉力传感器(54)的另一端连接第一弹簧(55)的一端，第一弹簧(55)的另一端连接到壳体(4)的吊点上；两个弹簧组件的两个第一弹簧(55)分别连接到壳体(4)上位于上部的吊点上；

两个第二弹簧(57)的一端连接在撑框架(51)的内壁上，另一端连接在壳体(4)下部的两个吊点上；

两个弹簧组件中的第一弹簧(55)与各自相对的第二弹簧(57)的拉力在同一直线上，且形成的两条直线互相垂直；

两端开口的圆柱形管腔作为固体火箭发动机燃烧室的壳体(4)，壳体(4)内部放置推进剂(8)，壳体(4)两端外侧各设置一个声源；

多个所述声压传感器沿壳体(4)内部轴向设置，多个所述加速度传感器设置在壳体(4)的内、外侧；

所述数据采集处理单元用于采集加速度传感器记录的壳体(4)的振动信息和声压传感器记录的声压信号，并分别得到结构振荡到燃烧室内部压强的传递函数以及燃烧室内压力振荡到发动机结构振荡的传递函数，用以分析固体火箭发动机声固耦合响应特性。

2.如权利要求1所述的一种固体火箭发动机声固耦合响应特性的测量装置，其特征在于，所述支撑框架(51)的内壁上固定两个安装支架(56)，第二弹簧(57)通过安装支架(56)连接到支撑框架(51)上。

3.如权利要求2所述的一种固体火箭发动机声固耦合响应特性的测量装置，其特征在于，所述主体固定组件(5)相对于壳体(4)中心对称固定在试验台架(10)上。

4.如权利要求2或3所述的一种固体火箭发动机声固耦合响应特性的测量装置，其特征在于，所述主体固定组件(5)由三角支撑架(6)固定在试验台架(10)上并对其进行支撑。

5.如权利要求2或3所述的一种固体火箭发动机声固耦合响应特性的测量装置，其特征在于，所述声源采用高低音喇叭(3)。

6.如权利要求5所述的一种固体火箭发动机声固耦合响应特性的测量装置，其特征在于，所述高低音喇叭(3)的音响外壳(2)固定在三坐标滑台(1)上，三坐标滑台(1)设置在试验台架(10)上。

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