超声波法测试固体火箭发动机燃速

王凯，贺晓芳，沈飞，翟江源

（西安航天动力测控技术研究所，陕西西安710025）

超声波法测试固体火箭发动机燃速

王凯，贺晓芳，沈飞，翟江源

（西安航天动力测控技术研究所，陕西西安710025）

为测量固体火箭发动机燃烧过程中推进剂燃速变化情况，组建可用于固体发动机地面试验特殊环境的超声波测量平台，应用超声波连续脉冲反射法测量，获得发动机不同界面的超声回波波形数据。通过设置区域增益并观察分析实验数据，从复杂的回波数据中提取出推进剂的厚度变化量，通过计算得到不同时刻推进剂的燃速。回波图可以清晰反映出推进剂端面的燃烧退移过程，进而可获得推进剂的燃烧规律。利用超声波法实现固体火箭发动机地面试验条件下推进剂燃速测量，测得实时连续的发动机燃速，可为固体火箭发动机结构设计及装药设计提供重要参数。

固体火箭发动机；地面试验；超声波；推进剂；燃速

0 引言

20世纪60年代瑞典利用超声波测量了其混合火箭发动机固体燃料的燃速。20世纪80到90年代，法国的Cauty F等[1]对推进剂样品的燃速进行了测量，达到了一定的精度，并将超声燃速测量应用于固体发动机地面试验[2-3]。与此同时美国的几家研究机构也在火箭发动机地面试验中使用超声波进行测试[4]。21世纪初，法国阿里安5助推发动机地面试验中采用超声波法测量推进剂燃速，观测到70cm推进剂的燃烧端面退移数据，并计算出推进剂燃速的变化。近年来,国外超声波燃速测量方法已经趋于成熟[5-6]，研究重点转移到测量原理的创新[7]与数据处理的优化和改良[8-10]。国内超声燃速测量研究发展较晚，湖北航天化学技术研究所[11-12]和西北工业大学[13-14]都曾使用超声波进行实验室推进剂燃速测量，发动机地面试验测量的应用研究还处于探索阶段。

推进剂燃速是固体发动机设计的一项基本参数，更是预测发动机弹道性能的关键参数。由于推进剂配方及实际装药工艺过程的差异，理论模型需要通过试验测量参数加以修正。发动机燃速数据一直依靠配方药条的实验室测定以及地面静止点火试验的平均燃速测定两种方法得到。实验室药条燃烧环境与发动机的实际工作条件有别，加之浇注工艺和成型过程的化学变化等对推进剂燃速的影响，使得实验室数据与实际燃速存在一定的差异。而地面点火试验得到的推进剂平均燃速数据，不能反映推进剂在不同压强、不同时刻燃面实际的燃烧情况。本文利用超声波测试可得到实时连续的固体发动机燃速。

1 超声波测量燃速原理

1.1 超声波传播过程

地面试验超声燃速测量过程中，超声波探头直接安装在发动机壳体外。超声波探头既是发射器又是接收器，利用超声波的回波进行测量。超声波在穿过壳体、绝热层和推进剂的过程中，因为材料界面的声阻抗不同，声波在不同的界面上均会反射形成回波。如图1所示，探头发出的超声波穿过壳体，到达壳体与绝热层的界面处一部分波穿过界面，另一部分反射回去；穿过界面的超声波经过绝热层到达绝热层与推进剂的界面再次形成回波；最后到达推进剂底面的超声波反射回去。3个界面的反射波都被探头接收，并显示在波形图上。

图1 超声波传播过程

1.2 超声波燃速测量计算方法

超声波测量燃速方法的原理是利用超声波在推进剂燃烧端面的回波测量推进剂燃烧过程中的某一时刻推进剂厚度，根据提前测得的超声波在推进剂中的传播速度c和仪器记录的超声波脉冲传播时间

可以计算出此时推进剂的厚度：

然后根据不同时刻测量得到的推进剂厚度来计算燃速。若t2时刻测量出的推进剂厚度为l2，下一时刻t1测量推进剂厚度为l1，则可以通过计算得到此阶段的推进剂燃速r，即：

随着推进剂燃烧，通过周期性声波脉冲就可以连续监测推进剂厚度的变化，则对时间进行微分就可以得到燃速。

超声波测量燃速原理简单清晰，通过计算测得的参数可以得到燃烧过程中每个时刻的推进剂燃速。但地面试验时的特殊环境和超声波复杂的传播过程增加了试验的难度。首先，发动机各部分材料声阻抗不同使超声波一部分能量被各结构间的界面反射，尤其是壳体和绝热层之间声阻抗差异较大，超声波在此界面会反射大部分能量，同时超声波传播过程中会不断衰减使得超声波在推进剂燃烧端面的回波能量很低；其次，超声波的反射波会在相邻两个界面间不断反射，壳体中的反射尤为严重，这些反射波也会被探头接收，导致接收到的波形更加复杂，推进剂燃烧端面不平整也增加了超声波反射的复杂程度；此外，地面试验环境恶劣，高温、震动可能损坏探头和仪器，试验过程中的噪声也会造成干扰。

2 超声波燃速测量试验系统

在考虑到上述问题的基础上，组建了一套推进剂燃速超声测量系统，应用于某固体发动机地面试验中，整个试验系统包括发动机、试验工装、点火控制系统、参数测量设备、超声波探头、超声波采集仪和计算机，框图见图2。

超声波传感器与超声波仪器相连，受仪器控制周期性地发射和接收超声波脉冲。超声波仪器负责产生电脉冲激励超声波传感器，并将超声波传感器接收到的声信号转换为电信号。超声波仪器还集成了数据采集功能，接收到的数据可以采集下来并传输至计算机中。超声波仪器可同时搭载4个超声波传感器以满足后续试验的需要。试验工装包括试验台、传感器固定工装等，用于固定固体发动机及发动机上安装各类型传感器。点火控制系统用于控制发动机点火。计算机是整个系统的后台处理中枢，在相关软件的导引下按照预定的程序自动进行信号的采集与存储工作，分析与处理数据，并以适当的形式进行输出、显示或记录测试结果。

图2 超声波燃速测量试验平台

试验使用的发动机为内孔药柱，发动机工作时药柱从内孔点燃，由内侧面燃烧到外侧面，超声波探头安装在发动机壳体筒段的壁面，测量推进剂燃烧时的厚度变化，发动机横截面如图3所示。

图3 发动机横截面

超声波探头的选择对测量有很大影响，超声波探头直接决定了试验中超声波的频率。频率高的超声波波长短、波形分辨率高，但在材料中传播时衰减大，穿透能力较差；频率低的超声波波长长、穿透能力强，但波形分辨率低。通过对比不同频率的超声波探头的试验效果后选择了一种适合发动机试验的探头，在保证对不同材料的穿透性的基础上，保持了较高的波形分辨率。

所选的超声波采集仪可以支持4个探头同时进行测试，并且有增益调整、信号滤波、频率设置、数据传输等功能，采集的数据可传输至PC中，进行后续数据分析与处理。

超声波探头与壳体之间涂抹高温耦合剂排除探头和壳体之间的空气，不仅能使超声波有效地传入发动机，达到检测目的，还能在发动机工作结束绝热层分解或碳化失效后起到防护探头的作用。发动机工作时会产生振动和高温燃气，使用抗震抗噪海绵保护现场的超声采集仪，使用高温防火胶带对电缆和探头进行防护，并对超声波测量系统进行有效的隔热防护，防止试验场地中高温燃气回流损坏设备。

3 测试和分析

推进剂中声速c计算公式为

式中：E——杨氏模量；

σ——泊松系数；

ρ——材料密度。

通过计算得到声波在推进剂中的声速约为钢的0.32倍。

经选择，试验中的超声波探头选用纵波探头，发动机试验的测量过程中声波需穿过几种不同的材料，每种材料中声波的传播速度不同。试验以钢的声速为参照，所以试验过程中测得的推进厚度以及燃速都是以钢的声速为基准，实际上推进剂中的声速约为钢的0.32倍，所以推进剂厚度及燃速的实际测量值也应乘以此倍率。

由于接收到的推进剂端面回波能量较小，为了使信号更加容易识别、读数，试验设置了随时间增加的增益，如图4所示，增益幅度由最开始的22.7%逐渐增加到73.7%。试验过程中对超声波采集仪器进行调试可以得到更好的测试结果，相关参数如表1所示。

测试波形与增益如图4所示，图中可以观察到测试得到的波形，经过反复对试验测试结果的统计分析和比较，确定了各界面反射波在回波图中的位置。其中波峰A是壳体与绝热层界面的回波，此回波能量较大并且会在壳体中不断反射，波峰B即为壳体与绝热层界面的第2次回波，同理波峰C为第3次回波，燃烧过程中波峰A、B、C均保持不变，故发动机壳体的厚度没有发生变化，回波稳定。波峰D为绝热层与推进剂界面的回波。波峰E为推进剂端面的回波，测试过程中就根据波峰E的移动速度来计算推进剂燃速。

图4 测试波形与增益

表1 参数设置

推进剂端面回波的移动过程如图5所示，分别是3个不同时刻测得的波形，通过对比可以观察到推进剂端面回波随时间向左平移，即推进剂厚度随时间逐渐减小。

图5 推进剂端面回波移动过程

图6 试验结果分析

为了更清晰的表现发动机试验过程中推进剂燃烧端面退移过程，可将整个过程每个时刻采集到的回波波形整合到一张图来分析。图6为试验结果分析，横坐标为测试时间，纵坐标为试验仪器测得的距离，条纹的颜色为波的振幅，颜色越深则波的振幅越大。从图中可以明显的看到发动机工作的起始时间和结束时间，图中超声波的振幅明显变化的一条斜线即为推进剂燃烧端面回波变化过程。

根据连续采集到的波形图，可以读出不同时刻推进剂端面回波的时间和该时刻的推进剂厚度，再对时间微分可得到该时刻的燃速，也可通过将读出的数据进行最小二乘法拟合得到，拟合出的直线的斜率就是推进剂燃速，结果如图7所示。

图7 数据处理

为了验证超声波燃速测试的准确性，本文使用发动机试验平均燃速法与之进行对比，使用同一组实验数据所计算出的平均燃速与超声波燃速测试测得的燃速接近。

4 结束语

1）通过对超声波测试结果分析和理论计算可获得固体发动机地面试验条件下推进剂燃速实时动态燃速数据。推进剂燃烧端面回波清晰，实时连续地反映出推进剂燃烧端面的位移变化。燃速测试结果与计算获得的平均燃速吻合，准确性较好。

2）推进剂燃烧前段波形清晰稳定，但燃烧后半段推进剂端面回波会与多层界面的回波叠加，影响测量结果。此外，地面试验时发动机内温度、压强的升高会对超声波传播速度有影响，进而影响测试结果，对于这些环境参数的影响程度还需进一步分析研究。

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[2]CAUTYF，DEMARAIS J，ERADES C，et al.Internal insulation and solid propellant behavior measured by ultrasonic methodonsolid rocket motors[C]∥33rd AIAA/SAE/ASME/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit.Washington DC：American Institute of Aeronautics and Astronautics，1997.

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[12]张劲民，袁华，张箭，等.超声法测试固体推进剂的燃速[J].火炸药学报，2008，31（4）：64-66.

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（编辑：刘杨）

Burning rate measurement of solid rocket motor by ultrasonic technology

WANG Kai，HE Xiaofang，SHEN Fei，ZHAI Jiangyuan
（Xi’an Aerospace Propulsion Test Institute，Xi’an 710025，China）

In order to measure changes in the burning process of solid rocket motor propellant burning rate，seting up an ultrasonic measurement platform for special environment of the engine ground test，and get the echo data from three interfaces of solid rocket motor by continuous pulse reflection measurement.Extract the propellant thickness from complex echo data by seting regional gain and analyzing experimental data.Thus，the burning rate of propellant can be acquired.Regress of burning propellant can be reflected in waveforms.It confirmed the feasibility of the experimental program.Further，can get the burning regular of propellant.The burning rate of solid rocket motor was measured by ultrasonic method，and the burning is real-time and continuous.It can provide important parameters for structural design and charge design of solid rocket motor.

solid rocket motor；ground test；ultrasonic；propellant；burning rate

A

1674-5124（2017）08-0019-05

2017-02-23；

2017-03-20

王凯（1990-），男，硕士研究生，专业方向为固体火箭发动机试验测控技术。

10.11857/j.issn.1674-5124.2017.08.005