超声波法测试固体火箭发动机燃速

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固体火箭发动机的声学分析及燃烧稳定性预估

固体火箭发动机的声学分析及燃烧稳定性预估摘要：本文提出了一种利用声学分析技术来评估固体火箭发动机燃烧稳定性的方法，该方法在传统的数值分析方法之外，可以迅速且精确地预测发动机燃烧稳定性，并且在火箭发动机开发、调试和控制中发挥重要作用。

首先，本文总结了固体火箭发动机声学分析技术，包括激波动力学理论、线性声学理论和管声学理论。

然后，利用声学分析技术，提出了一种预估固体火箭发动机燃烧稳定性的定量化方法。

最后，以鱼叉式固体火箭发动机为例，介绍了一种模块化的声学分析工具，及其在火箭发动机开发中起到的重要作用。

关键词：固体火箭发动机，声学分析，燃烧稳定性预估，鱼叉式发动机固体火箭发动机的声学分析及燃烧稳定性预估是一种重要的工程工艺。

它可以帮助火箭发动机开发者更快、更准确地进行火箭发动机燃烧稳定性预估，从而实现更高的可靠性和精度。

在火箭发动机开发中，声学分析及燃烧稳定性预估方法的应用及其重要性一直是火箭科学的重要研究主题。

因此，学术界和工业界都在不断地对以上方法进行不断深入地研究，并着力于寻求可靠的火箭发动机设计、开发与控制方案。

首先，声学分析可以帮助开发者迅速掌握关键技术信息，例如燃烧室内部的温度、压力等动态参数，以及随着燃烧时间而变化的摩擦系数、热扩散系数比值等，这些信息都可以用声学分析技术获得。

其次，声学分析可以帮助开发者对火箭发动机的结构、组件和材料的细节进行调整，以确保火箭发动机的燃烧稳定性。

此外，火箭发动机声学分析及燃烧稳定性预估的技术也可以应用在火箭发动机的控制中，以动态地监控发动机燃烧状态，以确保火箭发动机安全可靠地运行。

因此，声学分析及燃烧稳定性预估技术在火箭发动机开发、调试和控制中发挥着重要作用。

本文提出的一种定量化方法，有助于进一步完善火箭发动机燃烧稳定性预估技术，助力火箭发动机精准到达理想状态，从而实现更好的性能。

此外，声学分析技术还可以帮助开发者优化火箭发动机的工作参数和热物性，改善发动机性能。

固体火箭发动机黏接壳体超声C扫描检测系统研制与应用

某固体火箭发动机燃烧室采用壳体/绝热层/包覆层/推进剂的多界面结构形式，其中绝热层采用玻璃纤维缠绕成型后与钢质旋压壳体胶接而成。

在胶接过程中，若存在壳体内部多余物清理不干净、绝热层与壳体配合不严、胶层内部气体未排净等情况，黏接层易产生脱黏缺陷，尤其间隙型大面积脱黏缺陷对产品可靠性的危害极大，该类缺陷的存在往往会引起推进剂的碎裂、燃面的急剧增加，进而导致燃烧室压力失控、发动机壳体烧穿等情况，严重时甚至会引起发动机爆炸等灾难性后果。

因此，对发动机燃烧室黏接界面进行质量控制和检测显得尤为重要。

1试验对象及检测需求某型发动机燃烧室壳体为一个带有锥形过渡段的小直径柱体结构，壳体小端直径约为44mm，大端直径约为72mm，大小直径端通过锥形段过渡，固体火箭发动机燃烧室壳体与绝热层黏接结构示意如图1所示。

图1 固体火箭发动机燃烧室壳体与绝热层黏接结构示意上述产品在制造过程中，在壳体与绝热层胶接结束后，需要对其胶接质量进行超声检测。

目前，采用的检测方法为超声纵波多次反射法，其检测原理是当超声纵波垂直穿过钢壳体与绝热层黏接面时，由于两者的声阻抗不同，声波在界面处会产生反射和透射，若不考虑超声波在耦合剂及钢壳体中的声衰减，则在钢壳体与绝热层界面处产生的一次反射回波的声压P1可简化为式(1)：式中：P0为入射声波声压；T12,T21为耦合剂与钢壳体界面的透射系数；R23为钢壳体与黏接层界面的反射系数；Z2为钢的声阻抗；Z3为黏接层的声阻抗。

由式(1)可知，第n次反射回波声压只与反射系数R23有关，即P n∝R n23。

当界面脱黏时，|R23|≈1，超声反射回波声压(对应回波信号幅值)随反射次数的增加下降缓慢；当界面黏接良好时，|R23|<1，超声反射回波声压随反射次数的增加迅速下降。

这种差异在多次反射后可以明显区分，进而可实现壳体与绝热层界面黏接质量的检测。

2超声C扫描系统的组成及主要工作流程壳体/绝热层胶接质量的超声C扫描检测系统由x轴、y轴、z轴和r轴组成的4轴卧式系统。

超声波法测量燃速初探

ｓｕｎｅｏｉｙｉｈｅｍａｅｒａｓ，ｎｄｒａ—ｉｅｇｅｓｏａｅ、ｏｄｖｌｃｔｎｔｔｉｌａｅｌｔｍｅｒｒｓｉｎｒｔ
Ｋｅｒｓ：ｌａｏｉｖｂｒｉｇｒｔｒａ — ｍｅｍｅｓｒｍｅｔｙｗｏｄｕｔｓｎｃｗａｅ；ｕｎｎａｅ；ｅｔａｕｅｎｒｌｉ
Ｒｅｒｓｉｎｒｔｆｈｔｒｓｒｃａａｕｅｙｔｅｓｆｒ．Ａｎｈｉｇｅｓｏａｅｏｅｗａｅｕｆｅｗｓｍｅｓｒｄｂｈｏｔｅｔａｗａｄｔｅｍａｎ￣ｃｏｔａｆｃｈｅｅｓｎｒｔａｕｅｎｔｍｈｔａｆｔｔｅｒｇｓｉａｅｍｅｒｍｅｔｅｒｏｓｗｅｅａａｙｅ．ｈｅｕｔｓｏｔａａｕｉｇａｃｒｃｓｍａ￣ｙｒｓｒｉｅｏｎｅｏｉｎｔｅｍａｅａ，ｒｏｅｈｏｎｅｒｎｌｚｄＴｅｒｓｌｈｗｈｔｓｍｅｓｒｎｃｕａｙｉｉｅｔａｎｄｓｕｄｖｌｃｔｉｈｔｒｍｏｅｖｒｔｅｓｕｄｖ — ｙｉｌ
１引言
针对实际的固体火箭发动机，体燃料的燃速测固
量是比较困难的，常采用水下声发射法对推进剂药通
壳体强度的限制（需要在壳体上钻孔）和声速变化的
影响。
超声波方法不仅可被用来测量燃速，可进行侵还
绝缺陷扩展等方面的研究。本文针条进行测试，采用密闭燃烧器进行燃速测量，或这些方蚀燃烧、热层烧蚀、法都不够准确和直接，到的往往是平均燃速或是计对国内首次引进的超声波测试系统进行测试软件开得并应用该软件对测试件进行了退移速率测量。算值。目，前国外采用ｘ射线和超声波测量燃速已成发，为比较普遍的方法Ｊ而国内此方面研究尚少。，

超声法测试固体推进剂的燃速

适配的匹配层材料有所不同，作用是在探头和推其
究固体发动机内弹道性能以及不稳定燃烧特性。近
收稿日期：０７１ — ８修回日期：０８０ — ６２０ —２１；２０１１
进剂之间提供合适的声阻抗，以增加超声波穿透推
作者简介：张劲民（９９）男，士，级工程师，事推进剂燃烧性能和特征信号测试技术研究。１６一，硕高从
维普资讯
第３１卷第４期
张劲民，袁华，箭，张冯勇：声法测试固体推进剂的燃速超
几年来，出现了将超声探头直接安装在发动机外壳
引言
用超声法测试固体推进剂的燃速是通过连续测
的超声测量技术，以研究各种试验发动机（用包括装
药量达几吨的全尺寸发动机）推进剂的燃速特性和绝热层的热烧蚀行为口。国内的研究机构也于近年］开始了超声法燃速测试技术的研究ｊ本研究工作。建立了超声法燃速测试系统。
ＺＨＡＮＧｉ— ｉＪｎｒｎ，ＹＵＡＮＨｕ，ＺａａＨＡＮＧＪａｉｎ，ＦＥＮＧｎＹｏｇ
一～～一～一一
（ｕｅＩｓｉｕｅｏｒｓａｅＣｈｍｏｅｈｏｏｙ，ＸｉｎｆｎＨｕｅ４０３ＨｂｉｎｔｔｆＡｅｏｐｃｅｔｃｎｔｇｔａｇａｂｉ４１０，Ｃｈｎ）ｉａ

固液火箭发动机试验瞬时燃速分析方法

固液火箭发动机试验瞬时燃速分析方法
固液火箭发动机是实现空间运动的关键所在，其瞬时燃油速度的分析是火箭发动机试验的关键方法。

本文着重介绍固液火箭发动机试验瞬时燃速分析方法。

固液火箭发动机试验瞬时燃速分析方法主要采用热力学方法，根据火箭发动机燃烧过程中内部温度梯度、速度梯度等流体力学参数，求出火箭发动机内部流体状态，结合炎限理论，求出内部流体运动的最大速度。

该方法可以分析瞬时的燃油速度场、热力学参数场的变化，进而推导出火箭发动机瞬时的压力、燃速、燃烧热流及火焰速度等参数，最终评价火箭发动机瞬时的性能。

火箭发动机的燃速是最核心的参数，以内流动层的燃速作为火箭发动机瞬时燃速的衡量标准，根据燃速及压强梯度变化确定燃烧室内瞬时流动状态，从而判断火箭发动机瞬时热态。

为了实现对火箭发动机瞬时燃速的精确分析，首先要建立火箭发动机瞬时燃速的理论模型，然后基于燃烧室的结构特征和热力学数据，采用数值方法计算内流动层的瞬时燃速，并结合实验测量结果调整计算模型，以求得精确的火箭发动机瞬时燃速。

在实际火箭发动机试验应用中，为了准确评估火箭发动机瞬时燃速，人们还可以通过火箭发动机瞬时燃烧特性试验、湿度计测量等观测结果，便于对火箭发动机内部燃烧特性进行全面分析和研究。

总之，固液火箭发动机的瞬时燃速分析是空间运动的关键，采用热力学方法求出火箭发动机内部流体状态，基于燃烧室的结构特征和
热力学数据可以计算出内流动层的瞬时燃速，并结合实验测量结果，评估火箭发动机瞬时热态，以保证火箭发动机的高效安全运行。

航天推进理论基础_西北工业大学中国大学mooc课后章节答案期末考试题库2023年

航天推进理论基础_西北工业大学中国大学mooc课后章节答案期末考试题库2023年1.整体式固体火箭冲压发动机的关键技术之一是一次燃烧的燃气流量调节技术。

参考答案:正确2.离子推力器和霍尔推力器都需要中和器完成羽流中和功能。

参考答案:正确3.钡钨阴极和六硼化铼阴极是目前主要的电推力器中和器类型。

参考答案:正确4.在火箭发动机热力计算中，热力学数据是指比热、焓、熵等参数随温度的变化。

参考答案:正确5.常用的免费开源的热力计算软件是CHEMKIN.参考答案:错误6.在喷管流动过程中，产物热能转换为动能，转换过程中能量守恒但总焓不守恒。

参考答案:正确7.有关火箭发动机的喷气速度，下列描述正确的有：参考答案:火箭发动机的喷气速度就是喷管出口截面上燃气的流速。

8.液体火箭发动机再生冷却的特点有：参考答案:推力室结构质量大_热损失小_再生冷却推力室增加了推进剂供应系统的负担_对周围热影响小、发动机工作时间可以很长9.下列传热过程属于推力室再生冷却传热过程某环节的有：参考答案:高温燃气与推力室热壁之间的对流和辐射传热_推力室冷却通道与冷却液间的对流换热_冷却套外壁面与环境大气间的对流辐射10.燃气发生剂一般具有燃烧温度低、成气量小但燃烧残渣大的特点。

参考答案:错误11.影响火箭发动机推力的因素有：参考答案:喷管的质量流率_喷管的膨胀状态_发动机的工作高度12.推进剂燃烧产物的温度越高、平均分子量越小，则发动机的喷气速度越大。

参考答案:正确13.再生冷却是在推力室热壁的内表面采取的一种对流式冷却。

参考答案:错误14.贮箱增压系统的功能是为了保证推进剂贮箱内的压强维持在一定的水平。

参考答案:正确15.推进剂利用系统的功能是自动的进行推进剂组元混合比的调节，保证推进剂组元同时消耗完或者最小的剩余。

参考答案:正确16.根据吹除气源压力的高低，吹除系统可分为强吹和弱吹两大类。

参考答案:正确17.在热力计算中，1Kg推进剂总焓的国际制单位是：参考答案:千焦耳/公斤18.火箭发动机燃烧室热力计算遵循的基本原理有：参考答案:能量守恒原理_化学平衡原理_质量守恒原理19.对固体火箭发动机，将一维非定常内弹道计算方程组转化为一维准定常计算方程组的假设条件之一是：参考答案:燃气密度（推进剂密度）_装药通道横截面积的增量（装药通道横截面积）_装药通道内的燃气流速（当地声速）20.火箭推进剂的假定化学式：是把1kg推进剂看成是由基本元素组成的化合物的分子式。

固液火箭发动机试验瞬时燃速分析方法

固液火箭发动机试验瞬时燃速分析方法
火箭发动机是运载火箭和航天器在太空中移动的重要部件，其发动机的瞬时燃烧速度对其火箭性能影响很大。

为了准确分析瞬时燃烧速度，本文提出了固液火箭发动机瞬时燃烧速度分析方法。

首先，我们对固液火箭发动机进行了基本模型分析，确定其工作原理及动力学特性。

其次，根据发动机的特性，制定了固液火箭发动机的瞬时燃速度测试方案。

该方案中包括测试参数设置、助推器准备等测试准备工作，确保可以准确地测量火箭发动机的瞬时燃速度。

随后，采用用于计算瞬时燃速度的数学方法，计算瞬时燃度曲线和测试参数与瞬时燃速度之间的关系。

最后，结合固液火箭发动机工作状态，根据瞬时燃速度曲线，推导出发动机瞬时最大燃速度和最大动量流量变量之间的关系，进而评价和优化发动机性能。

经过以上分析，可以得出，利用上述方法可以更准确地分析固液火箭发动机的瞬时燃烧速度，从而更好地评价和优化发动机的性能。

此外，该方法也可以用于其他类型火箭发动机的分析，并且可以方便地被应用到实际试验中去。

因此，本文提出的固液火箭发动机瞬时燃速度分析方法具有较高的实用价值，可以为改善火箭发动机性能提供有效的技术支持。

此外，为了更好地利用该方法，还需要进行更多的计算机试验，进一步验证本文提出的方法的准确性和可行性。

综上所述，本文重点介绍了固液火箭发动机的瞬时燃速度分析方法，并建立了该方法的基本模型，使分析及测试更加准确、科学，为
改善火箭发动机性能提供了有效技术支持。

本方法还可以实现自动化测试和数据处理，为发动机改进提供实用的数据，有助于更好地利用固液火箭发动机，推动航天技术的进步。

【doc】固体火箭发动机喷管粘接界面的超声检测

固体火箭发动机喷管粘接界面的超声检测7■第出卷弟72期固体火箭技术JournalofSolidRockerTecobgyV oj.23No.21000婶…娌∞…占～.固体火箭发动机喷管粘接界面的超声检测'赵蒸鲞(中国航天科技集团公司四院四十三所,西安710025).端糙椰蜥饥主题词:鼍彗兰;损检验;盟;芒塑,锋匍I发动机中围分类号V4356文献标识码:A.J1引言固体火箭发动机喷管是由多种材料组成的复合结构,要承受高温,高速,高压的热烧蚀及冲刷,工作环境苛刻,因而要求每个部件都有高度的可靠性,喷管金l属壳体与非垒属牯接界面,由于枯接时工件清理不干净,内衬与外壳配合不严,胶层内部气体未排净等原因,极易产生脱粘,尤其是间隙型大面积脱枯,对产品可靠性危害极大,因而对其枯接界面粘接质量的无损检测也是固体火箭发动机生产中产品质量控制的关键工序,各国都投入了大量的^力物力开展固体火箭发动机各零,部组件无损检梗I技术的研究,对金属材料的超声波探伤已广为应用,而复台材料具有异向性高,声衰减大,结构复杂等特性,复合材料及其构件的超声波探伤是一个薄弱环节,据日本航空宇宙技术研究所"固体火箭发动机超声波探伤"中报导,他们曾采用超声波多次反射法成功地对非金属包覆层和钢壳体粘接面进行了检测,经过多年的研究,采用超声纵波多次反射法对喷管金属壳体与非金属枯接界面的枯按质量进行检浏,现已成功地用于产品的批量探伤.2检测原理超声波是频率高于20000Hz的弹性振动波,所谓纵波即波的传播方向与质点的运动方向相一致,粘接界面的脱粘伤是指不同材料界面未粘好而形成的空气间隙型缺陷,当超声纵波垂直穿过金属与非金属枯接面时,由于产品中两种介质的声阻抗不同,声波在界面会产生反射和透射,声波的传播路径如图1所示,图中厶是入射波;厶是反射渡:是透射渡.声波透过产品各层及界面,分别穿过三种介质即盘属,空气和非金属.在这三种介质中. 纵波声速分别为5900,344和2200m/s;声阻抗分别为466×1O和3.63×10sg?cm."-s面图1产品中声波传播路径Fig.1Pathofacousticvcav~ transmissioninproduct粘接界面存在脱粘时,相当于超声纵被垂直入射到金属与空气界面,此时界面的声压反射率为R一暑一IIIII一一式中P.为入射波声压;只为脱粘界面反射波声压;Z.为金属介质的声阻抗;Z为空气介质的声阻抗(D收稿日期:1999—11—17作者简介:赵慧蓉,女,29岁.助工.从事复台材料无损检测74—2000年6月赵慧蓉:固体火箭发动机喷管粘接界面的超声检测第2期代人声阻抗数据计算表明,R一1,即存在脱粘时,声压反射率趋于1,透射率趋于0,声波在此近乎1O0反射.但粘接良好时,界面的声压反射率不为0,计算式如下:l尸llZ一Z0lll—ll+l式中r为良好粘接界面的声压反射率;尸为良好粘接界面反射波声压;z为非金属介质的声阻抗.计算得到r=86,即反射波声压占人射波声压的86,透射波声压占14,声波除反射外,还有一部分透射.对于放大线性良好的超声波探伤仪,仪器荧屏上波高与声压戚正比,即任意相邻两波高之比等于相应的声压之比,二者的分贝差为p1△一2020一1dB通过一次脉冲反射后,脱粘区与良好粘接区波高相差ldB,采用多次反射法,当超声波垂直人射到产品中时,第一次反射回来的声压为Pl一(1一R1)(1+R】)RzP0￡第二次反射回来的声压为一(1～R)R.P'第次反射回来的声压为P一(1一R1)碍I1鹧P_"式中为到达金属层表面的声压;为次反射后被探头接收的声压;R.为A界面的声压反射率{R.为日面(粘接界面)的声压反射率;为金属件的衰减系数;f为金属件厚度.对于给定的金属材料,其厚度是一定的,因而图2含有圆形及椭圆脱粘伤的试块(I号)Fig.2Thetestblockcontainingcircularand ovaloidshapedbebonding(I)a,f是不变的,在选择了固定的耦台剂后,R也为常量,多次反射后的声压尸只与冠有关,卿只与金属层与非金属层的粘接情况有关,则1△dB—Zolg(P./P)一201gn一10时,B=13dB,即超声纵波经过10欢反射后,脱粘区与良好粘接区的反射波幅相差13dB以上,反映在仪器荧屏上,脱粘区比良好粘接区波幅增高,波次增多,据此可很容易地将脱牯区与良好粘接区分辨开来,进而评价牯接质量.3对比试块3.1设计与制做超声波探伤都是通过观察探伤仪荧光屏上反射回波的位置,波幅等特征束评判被撵件质量的优劣,考虑到实际中形成的缺陷形状各异,声学关系复杂,难以定量计算分析,因而实际探伤时只能借助于已知特定形状的人工缺陷来调节探伤灵敏度, 并以此为尺度评价缺陷,保证检验结果的再现,运用试块作为参考依据进行比较是超声波探伤的一个特点.为了避免试块与被探产品声学性能的差异,所研制的I号试块(图2)与被搽产品的材料类型,厚度,曲率,表面光洁度相同,并且用与被探产品相同的胶粘剂在金属粘接面上作出形状,大小不同的脱粘伤.图2中A为圆形脱粘(14ram.),B为椭圆形脱粘(330ram~).I号对比试块是从试验后的产品上切割下来的含自然缺陷的试块(图3).图3含自然缺陷的试块(Ⅱ号)Fig.3Thetestblockcontainingnaturaldebonding(I)—72000年6且固体火箭技术第23卷图3中C为不规则脱粘(850ram).3.2试块的检测3.2.1扫描速度的调节探伤所用仪器型号为CTS一22型,探头型号为5P14D,探伤前应根据探测范围调节扫描速度,使仪器示波屏上时基扫描线的水平刻度值与实际声程成一定的比例关系.被探喷管金属件厚4ram,采用汕头超声仪器研究所生产的BH50标准深度试块调节扫描速度,调节仪器面板上的水平旋钮及深度细调旋钮,扩大扫描量程,时基扫描线比例l:2.5.接收到多次反射回波3.2.2试块的检测结果及分析试块检测结果的照片见图4.试块检测结果的波形分析见表1.(a)试块良好粘接区(b)A脱粘区(圆形)一一(c)B脱粘区(椭圆形)fd)C脱粘区(不规则形)图4对比试块检测结果Fig.4Thetestresultsofcomparativetestblock从图4及表1可看出:a)反射波前几次高度相差无几,这是因为超声波束并不是从波源开始扩散的,而是在渡源附近存在一个不扩散的区域,在未扩散区,平均声压基本不变,圆晶片辐射的声场见图5所示;b)良好粘接区,声波除反射外,还存在进入非金属的透射波,喷管非金属绝热层与金属钢件相比,结构松散,组织不均匀,晶粒粗大,它对声能的衰减比钢严重的多,在5MHz频率下,通过计算,钢的衰减系数小于0.002dB,非金属绝热层达到6dB/mm,这使得良好粘接时,进入非金属件的透射渡被累次吸收,_能量衰减大,在仪器示渡屏水平刻度6格以内,反射渡包络线呈光滑弧线快速下降;c)在脱粘区,入射渡被百分之百反射,反射波f,th,r2000年6月赵慧蓉:固体火箭发动机喷管牯接界面的超声榆测第2期的波次增多,在仪器示波屏水平刻度8格处至满屏出波,比之良好牯接区,在示波屏同一水平刻度处,波幅增高,并随脱粘面积的增大,波次越多,波幅越高,反射波包络线呈锯齿状缓慢下降.表1试块检测结果分析Tab.1Analy~s0fthetestresultsofthetestMock区域探伤仪显示情况良好牯接区多次反射波在示渡屏水平刻度.6"格以内多次反射渡在示波屏水平射度"6"格A脱粘区处波幅选30%以上.在"8"格处波幅迭10多次反射渡在示波屏水平射度"8格B脱牯区处波幅达30%.在…lo格处波幅达20%c脱粘:嚣"格圈5圆晶片辐射的声场Fig.5Acousticfieldofcirca~rwa[erradmtion3.3试块法确定探伤灵敏度复合掏件是利用试块进行对比检畏I来确定探伤灵敏度的,根据试块检测结果,以I号试块A脱牯(@14mm圆形)为基准,将探头对准A脱牯,调节仪器衰减及增益旋钮,使来自A脱牯的多次反射波在仪器示波屏水平刘度"8格处波幅达l0,以此时仪器面版上的衰减器分贝值作为探伤灵敏度,灵敏度调节好后,分贝值固定不变.4喷管粘接界面的超声检测4.1检测过程被探产品金属件材料为30CrMnSiA,非金属件材料采用高硅氧/酚醛,被探部位曲率~P284mm,金属件厚4mm,金属件与非金属绝热层之间用944胶粘接,产品验收要求:脱粘面积不得大于总探伤面积的40.探伤灵敏度确定后,即可对喷管金属与非金属粘接界面进行探伤,以中l4ram圆形脱粘为基准.若发现某位置的多次反射波在仪器示波屏水平刻度8 格处波幅达1O以上,则判为脱牯,脱牯面积的确定采用半波高度法,其原理为:入射声压经过脱粘的十多次百分之百反射,已接近球面波,可用简化式P=P.蔫=P.A式中P.为韧始声压;d为晶片直径;^为波长;为距离;A为晶片面积.如果在同一条件下把它们的反射看作新的声源,脱牯区等于百分之百^面积发射,半波时等于÷A面积发射,则丢P专P01P^nA2分贝差值△=2Olg(]/2)一-zol~2=6dB.即在脱粘中心和脱粘避沿到晶片中心她的声压差为6dB,具体实施方法是:发现脱粘后,移动探头, 使荧光屏上的反射脉冲幅度达到最高,然后再上下左右移动探头,当反射波幅各降为原来的一半时,探头中心线之间的位置即为脱粘的面积,用l:l比例透明纸描出脱牯,用求积仪计算出脱牯的面积.表2 给出了某批次一些喷管粘接面探伤的检测结果. 4.2检则结果及分析对两个实际喷管金属与非金属牯接界面,采用本文介绍的超声纵波多次反射法进行检验,都能比较准确地发现其内部脱粘缺陷.经对喷管解剖对照, 脱粘位置和脱粘面积也与检测结果吻台.在以后的应用中,经过近百台产品的检测,证明本方法可较准确地发现下列工件的内部脱粘缺陷:a.间隙型大面积脱粘.这类脱粘多是由于工件清理不净,内衬与外壳配台不严,工件变形等原因造成,此时其粘接强度比良好粘接强度低,反映在仪器示渡屏上,多次反射波幅在水平刻度"l0"格处选一77—2OQO年8且固体火蕺技术第23卷3O左右.b.孔隙型小块脱粘.这类脱粘多是由于涂胶不均,腔层内部气体未排净和胶粘剂失效等原因造成,此时其粘接强度也低于良好粘接强度,反映在仪器示波屏上,多次反射波幅在水平刻度"8格处达10以上.表2喷管粘接面探伤的检测结果Tab.2Defectinspectionresultsof bondedinterfacejanozzIe6结束语采用超声波多次反射法,利用常规仪器设备,能较准确地发现粘接界面的各种脱粘缺陷.对固体火箭发动机喷管粘接界面的实际检测证明,本方法适用于生产线上的现场检测及阵地的探伤.参考文献[1]倪永红.无损柱馕I技术在航天复合材料及构件中的应用[c].航空航天部第十三情报网.1992.[2]J.克劳特克涪默着.李靖等译.超声检则技术[M].r东科技出版社,1984.[3]陈金根固体火箭发动机喷管复台结构胶接质量的声振检测Ec].全国无损拯测新技术学术会议论文集.1990一[4]AdumsRd,Caq]eyP.Areviewofdefecttypesand NDTtestingtechniquesforcompositesandbondedJoints[C]NDTInternationa[,1988.E53Shimi甜M.NohuchiY.TanemuraI.theuitrasbnicinspecdonof~parationinmlidprope[L~ntrocketrflotors[c].Pro=.17thJapanCongressonmaterialsresearchKyototJapan,1973.UItrasonicDetectionofBondedInterfacesforSolidMotorNozzlesZHAOHui—rong(The43rd[nstltuteoftheFourthAcademyofCASC,Xi'an710025,China)Abstract:Theprincipleoftheultrasoniclongitudinalwavemultiplereflectionmethodapplie dtonondesiructivedetectionofthebondedjnferfaofmetaIandnon—metaIcompositestructuraIpartsforsolidrocketmo—tornozzlesispresented.Thecomparasivetestblocksweredesignedandpreparedtotestthese nsitivityofthemethod.ThedetectionstothepracticalsampleswerecarriedOutandtheresultsshowthatthe methodisapplicabletoin—situtestandfielddefectinspection.SubjectTerms:ultrasonictest;nondestructivetesting;nozzle;bondingdefect78—。

火箭发动机专业综合实验(2.4.1)--固体推进剂燃速与燃速测量

固体推进剂燃速的定义一般有两种：
—— 线性燃速 r ：在单位时间内，推进剂燃面沿
其法线方推进的位移。
r
=
de dt
r
=
D）； t 代表时间。
在给定工作条件下，测出烧去△ e 所需的
时间△ t 之后，即可算出在△ t 时间内的
—— 质量燃速平均m燃p速：r 在单位时间内单位燃面上沿燃面法线方向所烧掉的推进剂质量。
燃速压强指数
北京航空航天大学宇航学院 403 教研室
单位时间内燃烧掉的推进剂质量：
m& p = r p Abr
r = a ￗpn
rp 为固体推进剂的密度， Ab 为燃烧面积， r
燃速 m& p = r p �Ab�a�pcn
固体火箭发动机的喷管流量公式
③ 如果 n﹥1 ，压强升高造成的燃气生成率增量会小于排气质量流量增量，燃烧室内的燃气质量存在这减少的趋势，这样会抑制压强的进一步升高，促使压强恢复到先前平火衡箭状发动态机，专因业而综合可实以验保持稳定状态。
埃里（ Vieille ）r 公=式a：ￗpn
a 为燃速系数，是推进剂初温的函数；
p 是燃烧室压强，单位 MP ；
n 为燃速压强指数，是压强和推进剂初温的函
数。
火箭发动机专业综合实验
燃速压强指数
北京航空航天大学宇航学院 403 教研室
燃速压强指数体现了燃速对压强变化的敏感程度，因此也是表征固体推进剂燃烧稳定性能的一个重要参数。
稳态燃烧性能是其中的基础，这是因为从使用上讲，在设计
条件下的要求固体火箭发动机中的燃烧过程呈现稳定状态，不能发生不可控制的变化；从研究上讲，只有充分理解与掌握了固体推进剂的稳态燃烧性能，才能进一步地研究其他燃烧特性。

固体推进剂燃速的超声波测量

国外从２０世纪６０年代开展将超声波技术用
国内使用超声波测量燃速的研究起步较晚，初步应用在药条测试Ｉ和固体燃料的热解速率测６］量Ｉ．７文中针对从法国引进的超声波数据采集卡，］进行了固体推进剂燃速测量软件的开发［，８并设计］了相应的测量系统，对某类推进剂进行了测试，分析了影响测量精度的主要因素，提出了超声波数据处理方法．
第１期
孙得川等：固体推进剂燃速的超声波测量
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传感器和推进剂之间用耦合材料作为过渡层．耦合材料的引入一方面可以使测量持续到零厚度（因燃
面温度很高会损坏探头）另一方面也可以把传感，器与发动机内部恶劣的温度、压力环境隔离．如图１所示，超声波通过探头发出，穿过耦在合材料和推进剂的过程中，因为材料界面的声阻抗不同，波会在界面上反射形成回波．一个波形声第
法、声发射法等属于药条静态测试，成本较低．这两种方法的缺点都是每次只能测量某个工作压强下的平均燃速，不仅效率低，而且受燃烧室、阀门等装
置的限制，强上限较低；压另外，测试贫氧推进在剂、燃速、燃温推进剂的燃速时，低低由于药条截面积较小，燃烧的热反馈不强，导致药条不稳定燃烧，对燃速测试精度有较大的影响＿．１］
厚度测量值偏小，对燃速测量没有影响；在点火初期，燃面高温层建立的非稳态过程影响超声波声速；在接近试件燃尽的时刻，推进剂两个端面的回波信号产生干扰．

固体火箭发动机实际燃速常数的计算

固体火箭发动机实际燃速常数的计算火箭发动机实际燃速常数的计算摘要：火箭发动机实际燃速常数是火箭发动机定义效能参数之一，它可以用来衡量发动机在特定环境条件下的性能。

本文旨在提供一个可靠的和详细的方法来计算火箭发动机实际燃速常数，以支持火箭性能设计和分析工作。

首先，根据流体力学和涡轮动力学原理，建立了实际燃速常数的数学模型，该模型还考虑了燃烧室的热容和发动机的内损失。

然后，提出了一种新型的计算方法，将内损失项用量化的方法融合到参数估算中，这有助于提高参数估算的准确度。

最后，通过反向动态模拟方法，采用反馈控制手段实现发动机压力参数的精确测量，以实现准确的实际燃速常数的计算结果。

关键词：火箭发动机；实际燃速常数；参数估算；反向动态模拟；反馈控制火箭发动机实际燃速常数的计算有多种应用。

一方面，它可以用于火箭性能参数的准确估算，从而更有效地设计新型火箭发动机。

例如，通过计算实际燃速常数，可以根据火箭性能和空气动力学性能进行精确计算，以便确定最佳的推进装置组件部署、发动机参数设置以及火箭总体设计架构。

另一方面，它还可以帮助识别和监测火箭发动机在实际应用中可能存在的问题，以便及时发现或预防性地解决。

除了上述用例之外，实际燃速常数也可以用于进行火箭性能调试实验，以验证和校准火箭发动机参数设置。

此外，实际燃速常数的计算还给火箭发动机燃料组合设计提供了重要参考。

通过将实际燃速常数计算结果作为条件，燃料组合设计者可以在燃料的分子结构特性，包括碳氢比、烷烃比以及烃类，密度，蒸汽压等方面灵活操作，以优化火箭发动机的效能。

因此，火箭发动机实际燃速常数的计算可以应用于多种场景，为火箭发动机技术的发展提供了坚实的基础。

在计算火箭发动机实际燃速常数时，可以运用仿真技术对发动机的性能参数进行有效优化。

通过引入质量流量，温度和压力的仿真参数，以及考虑发动机内部结构及附件的变形、摩擦系数和发生器等，可以模拟火箭发动机流固耦合动力学过程，从而更好地理解发动机的工作原理。

火箭发动机专业综合实验(11.1)--固体推进剂燃速测定实验指导书

别。
2. 燃速与燃速测量
2.1 燃速及燃速公式
固体推进剂燃速的定义一般有两种，即：线性燃速和质量燃速。固体推进剂线性燃速的
定义是在单位时间内，推进剂燃面沿其法线方推进的位移，线性燃速一般用符号 r 表示，
其数学式为：
r
=
de dt
式中 e 代表位移（cm 或 mm），t 代表时间。对上式改用有限差分式，即得时间△t 内的平均
为了保证固体火箭发动机稳定工作，一般要ห้องสมุดไป่ตู้推进剂的压强指数小于 1。一般情况下，大多数推进剂的燃速压强指数 n 都在 0～1 之间，n 值越大，燃速对压强越敏感。对于 n 值在 0～0.2 之间的推进剂，通常称为平台推进剂，其燃速对燃烧室压强不太敏感。若 n 值小于 0 时，则称为负压强指数推进剂，也称为麦沙推进剂。复合推进剂的 n 值一般在 0.2～ 0.65 之间。
固体推进剂燃速测定实验指导书
1. 实验目的
1) 了解水下声发射燃速仪的测量原理与设备构成。 2) 在选定的初温下以及给定的压强范围内，测定推进剂药条的燃速，并根据实验数
据整理出燃速关系式 r = a ￗpn 。
3) 根据不同初温测得推进剂燃速，求出推进剂的燃速温度敏感系数。 4) 通过实验掌握在燃速仪中测定燃速的方法，并分析与实际发动机工作时燃速的差
燃速为：
r
=
De Dt
对某一指定的推进剂，在给定工作条件下，测出烧去△e 所需的时间△t 之后，即可算
出 r 值。
质量燃速是指在单位时间内单位燃面上沿燃面法线方向所烧掉的推进剂质量，一般用
符号 mp 表示。质量燃速与线性燃速的关系如下：
mp = rp gr
式中 p 为推进剂密度。如无特殊声明，本实验中所指的推进剂燃速都是推进剂稳态燃烧下的线性燃速。

固体推进剂燃速的超声波测量

固体推进剂燃速的超声波测量孙得川;万宏强【摘要】为了实时测量固体推进剂燃速与燃烧室压强的关系,利用超声波数据采集卡搭建了超声波实时燃速测量系统,通过调节点火药量和密闭燃烧器容积可以调节密闭燃烧器的压强范围.经过实验得到了低压范围内的实时燃速数据以及燃速与压强的对应关系.结果表明,利用超声波燃速测量系统可以一次性获得给定压强范围内的实时燃速;燃面附近的高温层会使厚度测量值偏小,对燃速测量没有影响;在点火初期,燃面高温层建立的非稳态过程影响超声波声速;在接近试件燃尽的时刻,推进剂两个端面的回波信号产生干扰.%A burning rate measurement system based on the ultrasonic technique is established for solid propellant. The range of pressure can be adjusted by changing the mass of ignition powder and the volume of combustor. Based on the experiment, real-time burning rate of a composite propellant is measured under lower pressure, and the relation between burning rate and pressure is obtained through data processing. The burning rate of solid propellant within certain pressure range can be obtained. By using ultrasonic measurement system the high-temperature layer on burning surface has negative effect on thickness measurement but neglectable effect on burning rate measurement. In the ignition period,the unstable establishment process of high temperature thin layer affects the sound speed. And in the burning out period of the test sample, the echo pulses of both the burning surface and the couple material interface meet and interfere each other.【期刊名称】《西安工业大学学报》【年(卷),期】2011(031)001【总页数】5页(P40-43,52)【关键词】固体推进剂;燃速;非稳态过程;实时测量【作者】孙得川;万宏强【作者单位】西北工业大学,航天学院,燃烧流动和热结构国家重点实验室,西安710072;西安工业大学,机电工程学院,西安710032【正文语种】中文【中图分类】TB55国内一般将固体推进剂燃速的稳态测试分为发动机动态测试和药条静态测试.发动机动态测试成本高、周期长,不适合在配方研制阶段使用.靶线法、声发射法等属于药条静态测试,成本较低.这两种方法的缺点都是每次只能测量某个工作压强下的平均燃速,不仅效率低,而且受燃烧室、阀门等装置的限制,压强上限较低;另外,在测试贫氧推进剂、低燃速、低燃温推进剂的燃速时,由于药条截面积较小,燃烧的热反馈不强,导致药条不稳定燃烧,对燃速测试精度有较大的影响[1].国外从20世纪60年代开展将超声波技术用于测试固体推进剂的燃速研究,其方法是利用推进剂自身燃烧产生的燃气在密闭燃烧器中逐渐增压,从而在一次实验中就可以测出燃速-压强关系曲线[2].优点是推进剂用量少,实验次数少,并且可以获得实时的燃速-压强函数关系,测试结果和发动机实际燃速有较好的一致性[3].20世纪90年代,该方法又用于非稳态燃速的测试(测量推进剂燃速的压强响应函数),研究固体发动机内弹道性能及不稳定燃烧特性[4].近几年来,出现了将超声探头直接安装在发动机外壳的超声波测量技术,用来研究全尺寸发动机的推进剂燃速特性和绝热层烧蚀情况[5].国内使用超声波测量燃速的研究起步较晚,初步应用在药条测试[6]和固体燃料的热解速率测量[7].文中针对从法国引进的超声波数据采集卡,进行了固体推进剂燃速测量软件的开发[8],并设计了相应的测量系统,对某类推进剂进行了测试,分析了影响测量精度的主要因素,提出了超声波数据处理方法.1 超声波测量燃速原理超声波测量燃速的原理实际上是根据在不同时刻测量得到的推进剂厚度来得到燃速,即式中:为燃速;l为推进剂厚度;t为燃烧时间.超声波法是一种发射-回波方法.超声波传感器既是声源,又是回波接收器,因此可使用单个超声波探头来测量燃速.实际测量过程中,在超声波传感器和推进剂之间用耦合材料作为过渡层.耦合材料的引入一方面可以使测量持续到零厚度(因燃面温度很高会损坏探头),另一方面也可以把传感器与发动机内部恶劣的温度、压力环境隔离. 如图1所示,超声波通过探头发出,在穿过耦合材料和推进剂的过程中,因为材料界面的声阻抗不同,声波会在界面上反射形成回波.第一个波形是超声波传感器发射的脉冲,中间的波形是耦合材料与推进剂界面的回波信号,第三个波形则是燃面的回波信号.通过声波发射和接收所经历的时间间隔就可以求出材料的厚度.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,再对时间进行微分就可以得到燃速.图1 超声波测量燃速原理Fig.1 The princip le of burning ratemeasurement by means of u ltrasonic wave2 实验测量系统测试系统由密闭燃烧器、点火控制器、压强测量系统(压力传感器和测量软件)、超声燃速测量系统(超声波探头、数据采集卡、测量软件)组成.首先根据需要确定需要测量的压强范围,通过计算给定黑火药量和密闭燃烧器容积,待推进剂和点火药安装完毕后启动压强与燃速测试系统,最后进行点火测量.实验装置如图2所示,为密闭燃烧器.这样在推进剂燃烧过程中压力会随之升高,从而一次实验可以获得不同压强下对应的推进剂燃速.耦合层材料为环氧树脂.泄压孔接高压电磁阀泄压.推进剂开始点燃的初始压力由点火药和燃烧器容积共同控制.点火药使用黑火药,其燃气特性(燃温、比热、气体常数等)可以由发动机热力计算获得,这样根据理想气体状态方程可以得到初始压强.其中黑火药生成的燃气量n可控,密闭燃烧器容积V可以通过在其中装填石墨块来调节.图2 实验装置简图Fig.2 Experimental facility device燃速测试软件中的超声波信号如图3所示,横坐标为时间(μs),纵坐标为接收到的电压(μV).信号采集过程中通过两个门(Gate1、Gate2)分别读取两个回波信号的峰值时刻,这样再通过给定的声速就可以直接计算出燃面回波(向左)移动时各个时刻的推进剂厚度,进而差分得到燃速.图3 超声波信号测量界面Fig.3 Measurement interface of ultrasonic echo pu lse3 实验测量与分析采用超声波测量复合推进剂的燃速需要注意:1)耦合材料致密性和均匀性影响超声波信号的强度,需要严格筛选.因为气体对超声波信号的衰减作用很大,因此要特别防止耦合层中存在气孔;2)包覆层需要薄且均匀.不均匀的包覆层会影响超声波的聚焦;3)复合推进剂由于一般含有铝等金属粉末,所以对超声波信号的衰减比较大,需要控制推进剂试件厚度;4)推进剂燃烧的末期,燃面回波信号靠近推进剂与耦合层的界面回波信号,由于波形具有一定宽度,所以会相互干扰.以下给出点火药量为5 g,推进剂试件初始厚度为10.8 mm的测试结果.实验前测得试件中的声速为1609.25 m/s.图4给出了压力传感器测得的压力曲线,图5是对应的推进剂厚度和燃速曲线.从压力图可以看到在0.25 s时黑火药点燃,因为黑火药燃烧迅速,压力迅速上升到约1.75MPa,并维持一个短暂的平台(推进剂的点燃过程)然后上升;压力的再次上升说明复合推进剂已经点燃,从而使密闭燃烧器压力持续升高.在2.6 s左右,压力开始保持一短暂的平台,这说明推进剂试件在2.6 s时燃尽,之后由于燃气温度下降,压强随之降低.图4 密闭燃烧器压力曲线Fig.4 Pressure of combustor图5的厚度曲线和图4的压力曲线在时间上是同步的(起始时刻相同),注意到0.25 s(黑火药点燃)后,当推进剂点燃时推进剂的厚度出现跳跃变化,这主要是因为推进剂燃烧后在燃面附近存在一很薄的高温层,温度升高会使声速较常温变大,因此超声波信号在该层内传播变快,在测量中就好像推进剂的厚度减薄了一样,所以,测量得到的正在燃烧的推进剂厚度会与实际厚度有一定的差异.但是实验关心的是推进剂的燃速而非厚度,图6给出了推进剂稳定燃烧时燃面附近的温度和声速变化情况.高温层厚度为L t,基层的厚度为Lx,高温层内声速是温度 T 的函数c(T).所以由于在推进剂稳定燃烧过程中,燃面附近的高温层厚度L t基本不变,其中的温度分布也基本保持稳定,即声速函数c(T)也保持不变,这样声波通过高温层的时间也不变. 图5 推进剂的厚度变化Fig.5 Thicknessmeasurement of so lid p ropellant图6 燃面附近的参数分布Fig.6 Distribution of parameters near burning surface假设L为推进剂实际厚度,t为测量得到的超声波通过整个推进剂厚度的时间,th为超声波经过高温层的时间,两次测量的时间间隔为Δt.如果不考虑高温层的存在,即认为整个推进剂中的声速都为c,则这与不考虑高温层时一致.因此,当高温层厚度不变且温度分布恒定时,其存在不影响燃速的测量.图7给出了测量的推进剂燃速曲线,显然点火初期的曲线存在较大误差.另外由于多种干扰存在,例如燃面不可能是完全平滑的,在测量得到的燃速曲线上有许多噪声. 经典的燃速公式为式中:˙r为燃速;p为压强;a为系数;n为压强指数.显然,可以将式(7)变形为可以根据线性拟合求得a和n.图7 复合推进剂燃速曲线Fig.7 Burning rate of solid propellant图8给出了(去除点火初期和推进剂试件即将燃尽时的数据)燃速和压强对应的曲线.经过线性拟合得到燃速与压强的关系式为图8 燃速与压强的关系Fig.8 Relation between burning rate and pressure由上述实验及数据处理过程可以看出,应用超声波实时燃速测量系统,一次可以得到燃速与压力的关系.4 结论文中针对固体推进剂搭建了超声波燃速测量系统,建立的数据分析方法可以在给定的压强范围内通过单次实验获得燃速与压强的对应关系.燃面附近的高温层会对厚度数据的测量产生负面影响,但是在假设温度分布不变的前提下对燃速测量没有影响.实验得到如下结论:1)燃面附近的高温层会对厚度数据的测量产生负面影响,但是在假设温度分布不变的前提下对燃速测量没有影响.2)在推进剂点火初期,高温层的非稳态建立过程会影响厚度测量;在试件接近燃尽时,燃面回波信号和耦合界面回波信号叠加,测得的燃速数据不能使用.参考文献:【相关文献】[1] 薛群,徐向东.固体火箭发动机测试与试验技术[M].北京:宇航出版社,1994.XUE Qun,XU Xiang-dong.Solid Rocket Motor Test Technology[M].Beijing:China Aerospace Press,1994.(in Chinese)[2] Cauty F,Demarais JC.Ultrasonic Measurements of the Uncured Solid Propellants Burning Rate[C]//Proceedings of the 21th International Congress ofICT.Karlsruhe:ICT,1990:110.[3] Frederick R J,Traineau JC,Marthe Popo.Review of Ultrasonic Technique for Steady State Burning Rate Measurements[J].American Institute of Aeronautics andAstronautics,2000:34.[4] Frank Cauty et al.Determ ination of Solid Propellant Burning Rate Sensitivity to the Initial Temperatureby the U ltrasonic Method[J].International Journal of Energetic Materials and Chemical Propu lsion,1994(3):642.[5] Sinclair A N,JastrzebskiM,Safavi-A rdebili V.U ltrasonic Evaluation ofW eakLiner/propellantBonding in A Rocket Motor[C].6th World Conference onNDT,Montreal,Canada Aug 30-Sep 3,2004.[6] 张劲民,王志强,袁华.超声波燃速测试技术在固体推进剂研制中的应用[J].火炸药学报,2006,29(3):9.ZHANG Jin-m in,WANG Zhi-qiang,YUAN Hua.A pplication of Ultrasonic Measurement for Burning Rate in Solid Propellant Development[J].Chinese Journal of Explosives&Propellants,2006,29(3):9.(in Chinese)[7] 孙得川,张研,王贺,等.固液火箭发动机中燃料热解速率的测量与分析[J].推进技术,2010(1):74.SUN De-chuan,ZHANG Yan,WANG He,et al.Regression Rate Measurement and Analysis for Solid Fuel in H ybrid Rocket Motor[J].Journal of Propu lsion Technology,2010(1):74.(in Chinese)[8] 孙得川,周伟,汪亮.超声波法测量燃速初探[J].固体火箭技术,2007,30(4):362.SUN De-chuan,ZHOU W ei,WANG Liang.Burning Rate Measurementby Means of U ltrasonic Technique[J].Journal of Solid Rocket Techno logy,2007,30(4):362.(in Chinese)。

超声波法测试固体火箭发动机燃速

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）
摘
要：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
ｇａｉｎａｎｄａｎａｌｙｚｉｎｇｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｌｄａａｔａ．Ｔｈｕｓ，ｔｈｅｂｕｒｎｉｎｇｒａｔｅｏｆｐｒｏｐｅｌｌａｎｔｃａｎｂｅａｃｑｕｉｒｅｄ．
ｒｅｌｆｅｃｔｉｏｎｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ．Ｅｘｔｒａｃｔｔｈｅｐｒｏｐｅｌｌａｎｔｔｈｉｃｋｎｅｓｓｒｆｏｍｃｏｍｐｌｅｘｅｃｈｏｄａｔａｂｙｓｅｔｉｎｇｒｅｇｉｏｎａｌ
ＷＡＮＧＫａｉ，ＨＥＸｉａｏｆａｎｇ，ＳＨＥＮＦｅｉ，ＺＨＡＩＪｉａｎｇｙｕａｎ

固体火箭发动机装药动态燃速辨识方法

固体火箭发动机装药动态燃速辨识方法刘宗魁1,2，汪太琨1,2，王鸿丽1,2，李鹏永1,2(1. 中国船舶重工集团公司第七一三研究所，河南郑州 450015；2. 河南省水下智能装备重点实验室，河南郑州 450015)摘要: 针对固体火箭发动机改性双基固体推进剂静态燃速和动态燃速存在差异的普遍现象，分析了影响固体推进剂燃速的主要因素，提出基于最小二乘法固体火箭发动机装药动态燃速辨识方法。

通过辨识的动态燃速计算得到的理论计算压强曲线与测试压强曲线对比分析可知，该方法提高了理论计算模型的预示精度，具有较强的工程应用价值。

关键词：燃速辨识；静态燃速；动态燃速中图分类号：V512 文献标识码：A文章编号： 1672 – 7649(2020)02 – 0181 – 04 doi：10.3404/j.issn.1672 – 7649.2020.02.035Dynamic burning rate identification of solid rocket motor propellantLIU Zong-kui1,2, WANG Tai-kun1,2, WANG Hong-li1,2, LI Peng-yong1,2(1. The 713 Research Institute of CSIC, Zhengzhou 450015, China;2. Henan Key Laboratory of Underwater Intelligence Equipment, Zhengzhou 450015, China)Abstract: Aiming at the common phenomenon that the static burning rate and the dynamic burning rate of modified double-base propellant for solid rocket motor were different. The main factors affecting the burning rate of solid propellant were analyzed. A method identifying the dynamic burning rate of solid rocket motor based on least square method is pro-posed. Comparisons between theoretical pressure curves calculated by identifying dynamic burning rate and test pressure curves, which show that this method improves the prediction accuracy of theoretical calculation model and has strong engin-eering application value.Key words: burning rate identification；static burning rate；dynamic burning rate0 引　言推进剂是固体火箭发动机的能源，推进剂在固体火箭发动机燃烧室内燃烧产生高温高压的燃气，燃气通过拉法尔喷管以高速向后喷出，从而获得反作用推力，使飞行器克服飞行中各种阻力，达到一定的飞行速度或射程，完成预定任务[1]。

铱铑合金超声导波方法的固体火箭发动机燃烧室温度测试

铱铑合金超声导波方法的固体火箭发动机燃烧室温度测试魏艳龙;王高;王兴起;张可;杨录;王凯;吕建刚;梁海坚;周汉昌
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2018(39)8
【摘要】固体火箭发动机试车时温度参数是重要的测试物理量,国内外对于这种复杂环境的温度测试,除热电偶外尚无可靠的原位测试方法。

为了研究固体火箭发动机试车时温度测试问题,用超声导波测温方法,设计出一套基于Ir Rth40(铱铑合金)超声导波测温系统,测试了该系统在室温~1600℃的运行情况。

结果表明,超声测温系统可以在高温环境下稳定运行,并且室温~1600℃范围内校准曲线重复性良好。

将获得的数据进行95置信度评估,绘制出95置信条件下的误差带。

在温度大于1000℃时,灵敏度的变化幅度逐渐增大,达到0.0035μs/℃。

常温常压下,传感器响应时间为1.2s。

设计了传感器封装结构,完成了固体火箭发动机温度测试实验,测得温度-时间曲线,峰值温度为1492℃。

【总页数】7页(P1856-1862)
【作者】魏艳龙;王高;王兴起;张可;杨录;王凯;吕建刚;梁海坚;周汉昌
【作者单位】中北大学信息与通信工程学院;内蒙古动力机械研究所
【正文语种】中文
【中图分类】V235.211
【相关文献】
1.一种固体火箭发动机燃烧室凝相产物粒径在线测量方法
2.铱及铱铑合金的高温氧化性能研究
3.铂—铱,钯—铱和铂—铑—金合金中金的火焰原子吸收分光光度测定
4.压力和温度对铱铑合金热等静压致密化的影响
5.建筑工程大体积混凝土温度裂缝控制研究
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超声法测试固体推进剂的燃速

超声法测试固体推进剂的燃速
张劲民;袁华;张箭;冯勇
【期刊名称】《火炸药学报》
【年(卷),期】2008(031)004
【摘要】通过连续测量超声脉冲在推进剂中的反射时间,确定推进剂燃烧端面的位移,从而得到推进剂的燃烧速度.研制的测试系统由燃烧室、超声探头、匹配层、压力传感器、超声发射接收单元和计算机数据处理单元组成.试验采用低燃速推进剂.在预增压的条件下,试验压强从3 MPa增加到8 MPa,燃速从4.2 mm/s增加到6.4 mm/s,根据燃速压力曲线分段计算出各自的燃速压强指数.测试系统的超声信号清晰,燃速数据准确可靠.
【总页数】3页(P64-66)
【作者】张劲民;袁华;张箭;冯勇
【作者单位】湖北航天化学技术研究所,湖北,襄樊,441003;湖北航天化学技术研究所,湖北,襄樊,441003;湖北航天化学技术研究所,湖北,襄樊,441003;湖北航天化学技术研究所,湖北,襄樊,441003
【正文语种】中文
【中图分类】TJ55;TQ560
【相关文献】
1.超声波法测试固体火箭发动机燃速 [J], 王凯;贺晓芳;沈飞;翟江源
2.密闭自升压式固体推进剂动态燃速的测试方法 [J], 刘科祥;赵露;李博
3.虚拟仪器技术在高压强及高燃速固体推进剂燃速测试中的应用 [J], 刘宏成;李葆萱;李逢春
4.冲量法测试固体推进剂高压动态燃速及压强指数 [J], 王英红;刘长义;薛兆瑞;张昊;祝庆龙
5.特低燃速固体推进剂低压下的燃速测试 [J], 徐再荣
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