尤文斌，馬鐵華，丁永紅，崔 敏

(1.中北大學(xué) 電子測(cè)試技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，太原 030051；2.中北大學(xué) 計(jì)算機(jī)與控制工程學(xué)院，太原 030051)

?

火箭分離端面壓力測(cè)試技術(shù)研究及應(yīng)用①

尤文斌1，2，馬鐵華1，2，丁永紅1，崔 敏1

(1.中北大學(xué) 電子測(cè)試技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，太原 030051；2.中北大學(xué) 計(jì)算機(jī)與控制工程學(xué)院，太原 030051)

利用抗惡劣環(huán)境的存儲(chǔ)測(cè)試技術(shù)，設(shè)計(jì)了一種火箭分離端面瞬態(tài)壓力記錄系統(tǒng)。對(duì)壓力傳感器采用的隔熱處理進(jìn)行了理論分析、ANSYS數(shù)值仿真和實(shí)驗(yàn)測(cè)試，結(jié)果表明在傳壓管道中填充硅脂可對(duì)1 s以內(nèi)的瞬態(tài)高溫起到較好的隔熱效果。通過(guò)激波管校準(zhǔn)實(shí)驗(yàn)獲得系統(tǒng)固有頻率達(dá)到56 kHz，動(dòng)態(tài)誤差小于5%，在火箭分離實(shí)驗(yàn)中成功記錄了分離時(shí)一級(jí)火箭端面的壓力信號(hào)。通過(guò)仿真及實(shí)測(cè)證明了該系統(tǒng)具有良好的實(shí)用性和可靠性。

瞬態(tài)壓力；隔熱處理；記錄儀；動(dòng)態(tài)性能

0 引言

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)一、二級(jí)分離過(guò)程是發(fā)射過(guò)程中的關(guān)鍵環(huán)節(jié)之一。火箭級(jí)間熱分離是指上面級(jí)(如二級(jí))發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火后產(chǎn)生的噴流推開(kāi)下面級(jí)(如一級(jí))的分離方式[1]，級(jí)間分離過(guò)程涉及到空氣和燃?xì)饬鲃?dòng)以及兩級(jí)之間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)，是流體力學(xué)和動(dòng)力學(xué)問(wèn)題相耦合的過(guò)程，級(jí)間噴流與外流相互作用形成的復(fù)雜干擾流場(chǎng)對(duì)一、二級(jí)箭體氣動(dòng)特性影響嚴(yán)重[2]。近年來(lái)，人們對(duì)級(jí)間分離問(wèn)題進(jìn)行了很多數(shù)值模擬研究[3-6]，雖然采用數(shù)值模擬的辦法可以獲得理論的氣動(dòng)力參數(shù)，為級(jí)間分離方案及火箭控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供重要依據(jù)。但實(shí)際工作過(guò)程對(duì)理論設(shè)計(jì)具有檢驗(yàn)作用，當(dāng)前未有對(duì)一、二級(jí)分離過(guò)程中一級(jí)火箭端面壓力測(cè)試的報(bào)道。壓力傳感器在高溫下性能會(huì)發(fā)生改變甚至損壞，能用于火箭噴焰這種高溫條件下的壓力傳感器是測(cè)試中的關(guān)鍵，目前還未有能用于2 000 ℃條件下的高溫壓力傳感器[7]。同時(shí)，在解決能測(cè)試的基礎(chǔ)上，分離端面的壓力測(cè)試準(zhǔn)確性也是一個(gè)難點(diǎn)。

本文采用抗惡劣環(huán)境的存儲(chǔ)測(cè)試技術(shù)[8-9]記錄火箭分離時(shí)的瞬態(tài)壓力信號(hào)。對(duì)壓力傳感器進(jìn)行了隔熱理論分析和處理，并利用空氣激波管對(duì)測(cè)試系統(tǒng)進(jìn)行了動(dòng)態(tài)校準(zhǔn)來(lái)保證系統(tǒng)的準(zhǔn)確性。

1 系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)

火箭分離端面壓力測(cè)試記錄系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)框圖如圖1所示，由壓力傳感器、信號(hào)調(diào)理電路、A/D變換器、CPLD、單片機(jī)、Flash存儲(chǔ)器、計(jì)算機(jī)接口組成。采集存儲(chǔ)電路每通道采樣頻率100 kHz，分辨率12 bit，記錄容量256 MB。壓力傳感器選用壓電型壓力傳感器CA-YD-205，量程為10 MPa，工作溫度-40～150 ℃，工作帶寬大于100 kHz。

圖1 系統(tǒng)總體框圖Fig.1 Block diagram of system

2 壓力傳感器的隔熱分析

2.1 傳感器理論溫升原理

壓力傳感器的升溫速度主要由傳感器殼體材料的熱導(dǎo)率決定。對(duì)于火箭噴管產(chǎn)生的高速流體，對(duì)流是主要的熱傳遞方式，在忽略熱輻射時(shí)，傳感器熱量的積累速度等于對(duì)流傳導(dǎo)率，即

(1)

式中A為面積，m2；c為比熱容，J/(kg·K)；h為對(duì)流換熱系數(shù)，W/(m2·K)；t為時(shí)間，s；Tg、Tp分別為高速流體和傳感器的溫度，K；V為傳感器體積，m3；ρ為密度，kg/m3。

令τ=ρcV/hA，則式(1)可寫(xiě)成：

(2)

設(shè)Tp(t)和Tg(t)的傅立葉變換分別為τp(ω)和τg(ω)，則系統(tǒng)傳遞函數(shù)為

(3)

由式(3)知系統(tǒng)為一階系統(tǒng)，上升時(shí)間取決于時(shí)間常數(shù)τ。

傳感器的主體材料為不銹鋼，取c=460 J/(kg·K)，ρ=7 850 kg/m3，其結(jié)構(gòu)為圓柱半徑r=0.005 m，V/A=r/2，由高速噴射火焰的Bartz 經(jīng)驗(yàn)公式[10]取導(dǎo)熱系數(shù)h=2 300 W/(m2·K)，計(jì)算得到τ=3.925 s。

直接將壓力傳感器與火焰熱流接觸，假設(shè)外部溫度為2 000 ℃，由系統(tǒng)傳遞函數(shù)計(jì)算得到壓力傳感器在19.86 ms就達(dá)到150 ℃的極限使用溫度。根據(jù)經(jīng)驗(yàn)，分離過(guò)程火焰作用時(shí)間大約1 s左右，計(jì)算得到此時(shí)溫度達(dá)到449.8 ℃。為此，必須采取隔熱處理，但同時(shí)還不能影響測(cè)試精度。根據(jù)熱傳遞函數(shù)要求隔熱材料具有較大的密度、比熱容，較小的導(dǎo)熱系數(shù)，同時(shí)還要保證良好的傳壓、耐高溫特征。根據(jù)以上條件，傳壓硅脂是一種理想材料。

2.2 隔熱性能分析

2.2.1 ANSYS數(shù)值仿真

在ANSYS/Mechanical/Emag/LS-dyna下建立ANSYS模型，由于傳感器為圓柱形，幾何模型簡(jiǎn)化成軸對(duì)稱平面分析如圖2所示，硅脂高為5 mm，傳感器與殼體連接部分高6 mm，連接下端長(zhǎng)也為6 mm，寬為4 mm，殼體尺寸比傳感器大很多，這里取殼體高度11 mm，寬度11 mm。模型中材料屬性如表1所示。

圖2 橫截面ANSYS模型Fig.2 ANSYS model of cross section 表1 材料屬性表Table 1 Material property sheet

材料密度/(kg/m3)比熱容/[J/(kg·K)]熱導(dǎo)率/[W/(m·K)]硅脂88016304不銹鋼785046080硬鋁2700960150

在硅脂頂層表面和火箭分離硬鋁殼體表面上施加2 000 ℃的熱流，得到各表面中心位置的溫度上升時(shí)間仿真曲線如圖3(a)所示，由圖可知硅脂表面溫度上升速度最快，1 s后達(dá)到1 000 ℃；火箭外殼表面上升速度次之，1 s后達(dá)到236 ℃；壓力傳感器頂面和側(cè)面溫度變化較一致，1 s后達(dá)到100 ℃左右。在相同條件下，去除硅脂得到傳感器表面的溫度上升時(shí)間仿真曲線如圖3(b)所示，由圖可知傳感器頂層表面溫度上升速度最快，1 s后達(dá)到265 ℃；傳感器面上升速度次之，1 s后達(dá)到219 ℃；從仿真數(shù)據(jù)可以看出，采用硅脂隔熱達(dá)到了預(yù)期要求。

(a)有硅脂

(b)無(wú)硅脂 圖3 傳感器溫度曲線Fig.3 Temperature curves of sensor

2.2.2 隔熱效果測(cè)試

乙炔焰的焰心溫度可達(dá)4 000 ℃以上。將傳感器安裝到長(zhǎng)寬為50 mm，厚為11 mm的硬鋁板上，管道深度5 mm，填充西班牙鷹牌傳壓硅脂，使用乙炔焰作用硅脂表面時(shí)間約為1 s，傳感器功能正常，未出現(xiàn)基線漂移,證明采用傳壓硅脂的方法能有效隔熱。

2.3 隔熱管道對(duì)固有頻率的影響

硅脂具有良好的隔熱效果，在硅脂頂層和火箭分離硬鋁殼體表面上施加2 000 ℃的熱流，1 s時(shí)刻不同硅脂厚度對(duì)應(yīng)的傳感器表面溫度如表2所示。由表2可知，當(dāng)硅脂厚度大于3 mm時(shí)能滿足隔熱要求，當(dāng)隔熱硅脂厚度超過(guò)5 mm時(shí)，由火箭外殼傳熱使得傳感器側(cè)面溫度高于頂面。硅脂填充到隔熱管道中，隔熱管道的長(zhǎng)度會(huì)改變測(cè)試系統(tǒng)的固有頻率，從而影響測(cè)量精度。

表2 不同管道長(zhǎng)度的溫度變化對(duì)比Table 2 Temperature contrast of different pipe length

分離端面壓力測(cè)量系統(tǒng)的傳壓管道是短管道，假設(shè)傳壓管道和空腔外壁是剛性的，傳感器的頻響特性是理想的，其慣性質(zhì)量可忽略不計(jì)，流體在傳壓管道中流動(dòng)是層流，在工程上計(jì)算時(shí)忽略液體流動(dòng)所產(chǎn)生的摩擦阻力及其熱損失，測(cè)壓時(shí)填充硅脂，傳壓管道的固有頻率fn為[11]

fn=c/4l

(4)

(5)

式中l(wèi)為傳壓管道的長(zhǎng)度，m；C為傳壓管道中的音速，m/s；Ea為傳壓介質(zhì)的體積彈性模量，GPa；ρ為傳壓介質(zhì)密度，kg/m3。

硅脂的彈性模量Ea=1.3 GPa，將參數(shù)代入式(4)和式(5)得到不同管道長(zhǎng)度對(duì)應(yīng)的固有頻率如表3所示。由文獻(xiàn)[12]知火箭噴氣速度在2 000 m/s左右，其瞬間作用到分離端面的頻率在5 kHz以內(nèi)，管道對(duì)測(cè)試精度無(wú)顯著影響。

表3 不同管道長(zhǎng)度對(duì)應(yīng)的管道固有頻率Table 3 Different pipeline length corresponding natural frequency

綜合隔熱效果和管道頻譜特性選擇隔熱管道長(zhǎng)度5 mm，該長(zhǎng)度保證了較好的隔熱效果，又有較高的管道固有頻率。

3 記錄系統(tǒng)激波管動(dòng)態(tài)校準(zhǔn)

為了獲取整個(gè)系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)特性，利用激波管對(duì)記錄系統(tǒng)進(jìn)行了動(dòng)態(tài)校準(zhǔn)，將被測(cè)傳感器安裝在低壓室端面，如圖4所示。

圖4 激波管實(shí)驗(yàn)原理示意圖Fig.4 Experiment principle diagram of shock tube

校準(zhǔn)時(shí)對(duì)高壓室充壓縮氣體，當(dāng)氣體壓強(qiáng)超過(guò)膜片強(qiáng)度極限時(shí)膜片突然破裂。這時(shí)一個(gè)平面沖擊波沿低壓室方向傳播，到達(dá)傳感器端面時(shí)形成上升沿 s級(jí)的階躍激波，該壓力將激起傳感器的固有頻率。對(duì)傳感器以5 mm管道填充硅脂和無(wú)管道形式進(jìn)行校準(zhǔn)，得到的典型曲線如圖5所示。將圖5壓力上升部分展開(kāi)如圖6所示，通過(guò)響應(yīng)曲線振蕩周期得到?jīng)]有管道時(shí)的系統(tǒng)固有頻率為120.7 kHz，填充硅脂5 mm管道的系統(tǒng)上升時(shí)間為12 μs，固有頻率為56.8 kHz。有5 mm管道的系統(tǒng)幅頻、相頻曲線如圖7所示，由圖7可知測(cè)量系統(tǒng)在16 kHz內(nèi)具有穩(wěn)定增益，較小相位差，滿足分離端面壓力測(cè)量的要求。

圖5 校準(zhǔn)曲線對(duì)比圖Fig.5 Comparison of calibration curves

圖6 校準(zhǔn)對(duì)比曲線展開(kāi)圖Fig.6 Enlarge comparison of calibration curves

圖7 幅頻、相頻特性Fig.7 Amplitude-frequency,phase-frequency characteristics

表4為其中一個(gè)有管道測(cè)量通道進(jìn)行3次動(dòng)態(tài)標(biāo)定實(shí)驗(yàn)的結(jié)果。由表4可知，系統(tǒng)誤差均小于5%，說(shuō)明測(cè)試系統(tǒng)是穩(wěn)定可靠的，能夠保證實(shí)驗(yàn)的準(zhǔn)確性。

表4 動(dòng)態(tài)標(biāo)定結(jié)果Table 4 Dynamic calibration result

4 火箭分離壓力實(shí)驗(yàn)

壓力傳感器在一級(jí)火箭分離端面的布置如圖8所示，傳感器布置在徑向線上，從中心位置開(kāi)始每隔150 mm安裝1個(gè)壓力傳感器。記錄儀記錄的4個(gè)測(cè)點(diǎn)壓力曲線如圖9所示，4條壓力曲線均在第一個(gè)峰值后出現(xiàn)第二個(gè)最大值的波峰，整個(gè)噴氣壓力作用時(shí)間約為600 ms。中心位置的傳感器壓力最小，其最高峰值為3.45 MPa，并依次增加到邊緣的最高峰值壓力5.27 MPa，第一個(gè)壓力峰值上升時(shí)間均在29 ms左右。壓力曲線沒(méi)有由于傳感器溫度過(guò)高產(chǎn)生漂移，壓力曲線與火箭設(shè)計(jì)單位的理論計(jì)算接近，證明隔熱效果良好。

圖8 傳感器結(jié)構(gòu)布局圖Fig.8 Structure layout of sensors

圖9 分離端面壓力曲線Fig.9 Pressure curve of separation face

5 結(jié)論

(1)利用存儲(chǔ)測(cè)試技術(shù)，設(shè)計(jì)了一種火箭分離端面瞬態(tài)壓力記錄系統(tǒng)。在傳壓管道中填充硅脂可對(duì)1 s以內(nèi)的瞬態(tài)高溫起到較好的隔熱效果。

(2)利用激波管對(duì)加有隔熱管道的記錄系統(tǒng)進(jìn)行動(dòng)態(tài)校準(zhǔn)表明系統(tǒng)固有頻率滿足測(cè)試要求，系統(tǒng)誤差小于5%。

(3)在實(shí)際測(cè)試中，該系統(tǒng)成功地獲取了分離端面壓力數(shù)據(jù)，為分離設(shè)計(jì)提供了依據(jù)。該記錄儀及隔熱方法可應(yīng)用到火箭發(fā)射、燃爆場(chǎng)等瞬態(tài)高溫條件下的壓力測(cè)試中。

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(編輯：呂耀輝)

Rocket separation face pressure testing technologyresearch and application

YOU Wen-bin1，2，MA Tie-hua1，2，DING Yong-hong1，CUI Min1

(1.Science and Technology on Electronic Test & Measurement Laboratory,Taiyuan 030051，China;2.School of Computer and Control Engineering, North University of China,Taiyuan 030051，China)

A transient pressure recording system was designed for rocket separation face transient pressure measurement. It uses storage testing technology to resist bad environment.The thermal insulation for pressure sensor was performed by theoretical analysis,ANSYS simulation and experiments,the results show the silicon grease filling in the pressure pipeline has good heat insulation effect for transient high temperature in 1s.The shock tube calibration experiment shows system inherent frequency is 56 kHz and dynamic error is less than 5%.The system successfully records the separation face pressure signal in rocket separation experiment.Simulation and test show that the system has good practicability and reliability.

transient pressure；thermal insulation；recorder；dynamic performance

2013-01-18；

2013-11-20。

國(guó)防科技點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室基金(9140C120409)；山西省青年科技研究基金(2013021015)。

尤文斌(1981—)，男，博士生，主要研究領(lǐng)域?yàn)閻毫訔l件下的動(dòng)態(tài)測(cè)試技術(shù)與智能儀器等。E-mail：youwenbin@live.nuc.edu.cn

V441

A

1006-2793(2014)02-0267-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2014.02.024