模拟飞行条件下固体火箭发动机内弹道性能测试技术研究

付 宇，陈亚奇，仪建华，孙 美，解珍珍

(1.中国兵器工业实验测试研究院，陕西华阴 714200;2.西安近代化学研究所，西安 710065)

近年来，随着高机动性能战术导弹技术的发展，对高横向过载下发动机的工作稳定性和安全性提出了越来越高的要求。高过载会对火箭发动机内流场以及装药燃烧产生很大的影响，导致发动机内弹道性能的显著改变。

燃烧室压强是发动机工作的重要参数，与比冲、推力、燃烧特性、结构尺寸以及重量密切相关，通常燃烧室工作过程分为3 个阶段:点火起动段、稳态工作段和拖尾段。研究发动机燃烧室内压强随时间变化的规律，是固体火箭发动机工作过程分析的主要方面。

目前，固体火箭发动机内弹道性能测试基本只进行地面实验，某些性能参数在地面实验时无法获取，或者因不满足一定的激励条件其数值与实际飞行条件下有较大差异，如:某固体火箭发动机在特定飞行过载条件下出现燃烧不稳定现象，但进行地面实验时故障不复现，因此模拟高过载飞行条件进行内弹道性能测试尤为重要。如:某固体火箭发动机在特定飞行过载条件下出现燃烧不稳定现象，但进行地面实验时故障不复现，因此需要在模拟飞行过载条件下进行内弹道性能测试，并无损回收被试品发动机用以数据分析。

基于以上背景，本文通过设计模拟飞行试验(即:火箭橇试验)，在特定飞行过载条件下进行被试品发动机燃烧室内压强测试，实现了被试品发动机燃烧不稳定现象的故障复现，为该类型发动机的装药设计提供依据，进而改善发动机在高过载条件下的工作特性，提高发动机工作的安全性和可靠性。

1 火箭橇试验方法设计

火箭橇试验是武器研制过程中的一种重要的地面试验手段，是介于实验室试验与飞行试验之间的联系天地之间的一种试验系统，其最大的特点是模拟试验件所需的速度和加速度。利用这一试验方法，不仅能考核试验件整机、部件的性能，也能考核它们对飞行环境的适应性及可靠性。其飞行包络基本能涵盖飞行试验，是1:1 试验件所能考核的最有效试验系统，其可在轨无损回收经考核过的试验件，供进一步试验室分析。

固体发动机的火箭橇模拟飞行试验，是将被试品发动机安装在火箭橇橇体上，利用助推发动机使火箭橇橇体达到一定的速度和加速度，当橇体达到设定的过载条件时被试品发动机开始工作，从而达到模拟飞行试验特定过载条件下被试品发动机工作性能的目的。橇体上安装过载测试系统和压强测试系统，用来实时记录橇体的运行过载和被试品发动机燃烧室压强。火箭橇试验系统如图1 所示。

图1 火箭橇试验系统

2 测试系统构建

以火箭橇为平台的模拟飞行试验与地面实验不同，测试环境具有高过载、振动，高速气流扰动等特点且测试系统的安装空间有限。火箭橇试验时压力测试系统安装于火箭橇橇体上随火箭橇一起运行，因此测试系统需具备抗振动、过载能力，小型化，直流电源供电等特性，这也是地面试验使用的测试设备不能直接用于火箭橇试验的原因。测试系统主要由压力传感器、信号调理模块及数据记录仪组成，系统组成框图如图2 所示。

图2 测试系统组成框图

压力传感器感应发动机燃烧室内的压力信息，并将压力信息转换为与压力强弱成一定比例的微弱电信号;信号调理模块将传感器输出的微弱电信号通过放大电路进行放大后，输出0 ～5 V 的与压力强弱成比例关系的电压信号; 数据记录仪将信号调理模块输出的模拟电压信号经采集卡的A/D转换器转换成数字信号，并进行数据记录、存储，待试验结束后读取试验数据进行分析处理。

3 测试系统标定

测试系统中所使用的压力传感器、信号调理模块、数据记录仪都单独进行过计量检定，但为了验证系统的匹配性及系统精度，需要对电缆线在内的整套测试系统进行标定。

活塞式压力计是基于帕斯卡定律及流体静力学平衡原理产生的一种高准确度、高复现性和高可信度的标准压力计量仪器，主要用于计量室、实验室以及生产或科学实验环节作为压力基准器使用。本文采用活塞式压力计对测试系统进行标定，根据传感器的量程(20 MPa)选用YS -250 型压力计，该压力计的测量范围为0.5 ～25 MPa，准确度为0.05级(±0.05%)。

压力传感器的静态标定，是指给定多个不同的压力点，获取相应的压力传感器的输出电压读数，并形成一条静态标定曲线。为了标定压力传感器存在的回程误差，分别进行升程和回程两次标定。标定时将压力计加压到某一给定值，等到压力传感器进入稳态状态后用测试系统对该压力值进行采集。标定系统组成框图如图3 所示，标定数据如表1所示。

图3 标定系统组成框图

表1 标定数据

将理论输出电压与升程、回程实测电压值进行画图比较，图中直线为压强-理论输出电压关系曲线，圆圈代表升程电压值，星号代表回程电压值。从图4 中可以看出，测试系统精度满足要求，压强与实测电压值满足线性关系。标定曲线比对图如图4 所示。

图4 标定曲线比对

4 试验验证

某型固体火箭发动机地面实验时燃烧室压力曲线正常，但在飞行试验时出现燃烧不稳定现象，为了复现该型号发动机的燃烧不稳定现象并对改进措施进行验证，需要进行特定过载条件下的模拟飞行试验，并对燃烧室压力曲线进行测试。

4.1 试验设计

根据某型固体火箭发动机在飞行试验中出现的故障，初步判定不稳定燃烧出现的条件为过载值达到16 g 且持续时间大于2 s。根据此情况进行火箭橇试验弹道设计，试验开始时助推发动机工作，橇体开始沿滑轨运动，过载值上升至设定值16 g 并持续2 s 后被试品发动机工作，橇体到达轨道设定位置时，采用水刹车技术无损回收被试品，橇体逐渐减速至静止。火箭橇试验测得过载曲线如图5 所示。

过载测试系统与压强测试系统安装于橇体预留测试舱内，为了获取统一零时刻，当被试品发动机开始工作时，两套测试系统同时开始记录，试验结束后随橇体回收。

图5 过载曲线

4.2 结果与讨论

针对该项试验任务共进行了3 次试验，第1 次为地面试验，第2 次、第3 次为特定过载条件下的火箭橇试验，其中第2 次试验为故障复现，第2 次试验为对改进措施进行验证。地面试验时燃烧室压力曲线正常，如图6 所示，说明没有过载激励的条件下故障不能复现。第2 次火箭橇试验模拟特定过载条件下(飞行过载达到轴向约20 g，大于16 g 过载持续时间大于2 s)被试品发动机出现燃烧不稳定现象，燃烧室压力曲线如图7 所示，故障复现。对被试品发动机装药改进后进行第3 次火箭橇试验模拟同上的特定过载条件，试验测得燃烧室压力正常，曲线如图8 所示，说明改进措施有效。

图6 地面试验时燃烧室压力曲线

图7 故障复现

图8 改进后燃烧室压力曲线

5 结论

本文通过进行的3 次火箭橇试验得出:①通过特定过载条件下的模拟飞行试验压力测试，复现了某型号发动机的燃烧不稳定现象，并验证了改进措施的成功有否，为试验提供了数据支撑;②试验保证了被试产品的无损回收;③模拟飞行试验条件下发动机燃烧室压力测试技术是可行的，测试重复性较好。

［1］曹军.高过载条件下固体火箭发动机工作稳定性研究［J］.航空兵器，2014(1):13-15.

［2］吴蜀豫.某小型固体火箭发动机内弹道数值仿真探究［J］.电子测试，2014(3):9-11.

［3］裴东兴.内弹道多参数同步测试［J］.火力与指挥控制，2014(3):155-158.

［4］兰光武.某火炮系统弹道一致性影响因素分析［J］.四川兵工学报，2014(1):13-16.

［5］田建明.高超声速飞行器地面试验方法［J］.弹箭与制导学报，2013(6):56-58.

［6］张瑜.基于存储测试技术的弹底压力测试技术［J］.火力与指挥控制，2014(1):172-175.

［7］陈军.固体火箭发动机零维两相内弹道研究［J］.弹道学报，2013(2):39-43.

［8］陈军，封锋，余陵.固体火箭发动机一维两相内弹道研究［J］.弹道学报，2010(3):16-20.

［9］钱礼华，陈亚奇，申晓敏，等.火箭橇过载测试系统的设计与应用［J］.四川兵工学报，2014，34(2):32-34.

［10］李金河，庞勇，赵继波.火箭橇试验加载技术研究［J］.弹箭与指导技术研究，2010(5):137-139.