孫得川， 權(quán)恩， 曹夢成

(1.大連理工大學(xué) 航空航天學(xué)院 工業(yè)裝備結(jié)構(gòu)分析國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 遼寧 大連 116024; 2.西安航天動(dòng)力技術(shù)研究所， 陜西 西安 710025)

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超聲波實(shí)時(shí)測量技術(shù)在固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中的應(yīng)用

孫得川1， 權(quán)恩2， 曹夢成1

(1.大連理工大學(xué) 航空航天學(xué)院 工業(yè)裝備結(jié)構(gòu)分析國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 遼寧 大連 116024; 2.西安航天動(dòng)力技術(shù)研究所， 陜西 西安 710025)

利用超聲波對(duì)固體推進(jìn)劑燃速進(jìn)行實(shí)時(shí)測量是先進(jìn)的燃速測量方法之一。針對(duì)超聲波技術(shù)在固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試車中的應(yīng)用，對(duì)典型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)材料進(jìn)行測試研究，獲得了發(fā)動(dòng)機(jī)材料的超聲波信號(hào)特征。將超聲波探頭直接安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)殼體外側(cè)部位，測量了固體推進(jìn)劑在常壓燃燒時(shí)的厚度變化。針對(duì)動(dòng)態(tài)燃速測試，提出了超聲波數(shù)據(jù)處理方法，對(duì)固體裝藥在常壓燃燒下的回波進(jìn)行處理，獲得了裝藥的厚度變化過程和燃速，并分析了燃面附近溫度分布對(duì)燃速測量的影響。結(jié)果表明：用超聲波測量金屬殼體固體發(fā)動(dòng)機(jī)的燃速必須在殼體上開窗使超聲波透過殼體和絕熱層界面，而對(duì)復(fù)合材料殼體發(fā)動(dòng)機(jī)可將超聲波探頭直接安裝在殼體外側(cè);燃燒引起的裝藥表面溫度變化對(duì)測量的影響可以忽略；該數(shù)據(jù)處理方法可以有效獲得裝藥厚度變化。

兵器科學(xué)與技術(shù)； 固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)； 燃速； 超聲波； 數(shù)據(jù)處理； 溫度

0 引言

國外從20世紀(jì)60年代將超聲波技術(shù)用于測試固體推進(jìn)劑的燃速，當(dāng)時(shí)主要是采用密閉燃燒器法，即利用推進(jìn)劑自身燃燒產(chǎn)生的燃?xì)庠诿荛]容器中增壓，通過一次實(shí)驗(yàn)測出燃速- 壓強(qiáng)關(guān)系曲線[1]。該方法的優(yōu)點(diǎn)是推進(jìn)劑用量少，實(shí)驗(yàn)次數(shù)少，可以獲得實(shí)時(shí)的燃速- 壓強(qiáng)函數(shù)關(guān)系，并且測試結(jié)果和發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際燃速有較好的一致性[2]。20世紀(jì)90年代，超聲波技術(shù)又用于非穩(wěn)態(tài)燃速的測量，即測量推進(jìn)劑燃速的壓強(qiáng)響應(yīng)函數(shù)，用來研究固體發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)彈道性能及不穩(wěn)定燃燒特性[3-4]。近年來，國外已將超聲探頭直接安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)外殼來研究實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)劑燃速特性[5-6]和絕熱層燒蝕情況[7]，以及固體發(fā)動(dòng)機(jī)不穩(wěn)定燃燒[8]，Daniel等還針對(duì)超聲波測量燃速開發(fā)了信號(hào)處理技術(shù)[9]。

國內(nèi)使用超聲波測量燃速的研究起步較晚，工業(yè)部門仍然廣泛采用靶線法、水下聲發(fā)射法或者專門的測試發(fā)動(dòng)機(jī)來測量固體推進(jìn)劑燃速。在超聲波燃速測量方面，國內(nèi)有實(shí)質(zhì)性工作的是張勁民等在2006年將超聲波技術(shù)應(yīng)用于藥條測試[10]，孫得川等基于超聲波采集卡搭建了燃速測試系統(tǒng)[11]，并用于常壓下固體燃料的熱解速率測量[12]和固體推進(jìn)劑的密閉燃燒器測量[13]。但是在藥條測試和密閉燃燒器測試中，通常在探頭和推進(jìn)劑之間加裝一層特殊的耦合層，來保證回波信號(hào)較好，而將超聲波探頭直接作用于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體進(jìn)行測量時(shí)，探頭和裝藥之間的材料不僅不能選擇，而且還是殼體和絕熱層兩層以上的材料，這就給超聲波測量帶來了很大困難。

目前國內(nèi)的超聲波實(shí)時(shí)測量都是搭建專門的系統(tǒng)，避免了很多技術(shù)問題，在固體發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用研究還很薄弱，且已發(fā)表的文獻(xiàn)只是簡單介紹了某些應(yīng)用結(jié)果，沒有深入探討超聲波實(shí)時(shí)燃速測量技術(shù)本身的問題。本文根據(jù)超聲波探測的特點(diǎn)，研究了將超聲波應(yīng)用于固體發(fā)動(dòng)機(jī)試車時(shí)的難點(diǎn)與關(guān)鍵技術(shù)，重點(diǎn)對(duì)超聲波數(shù)據(jù)處理提出了相應(yīng)的解決方法并成功用于實(shí)際測試，可為該技術(shù)的進(jìn)一步應(yīng)用提供借鑒。

1 超聲波實(shí)時(shí)測量燃速的原理

超聲波因?yàn)轭l率高，所以具有普通聲波所不具備的幾個(gè)特點(diǎn)：1)定向性；2)功率大；3)能在聲阻抗界面上產(chǎn)生反射、折射、衍射和波形轉(zhuǎn)換。

超聲波燃速測量就是利用脈沖反射法，即超聲波在聲阻抗材料中的反射特性，來測量燃速。當(dāng)超聲波在工件中傳播，遇到聲阻抗不同的材料界面時(shí)，比如本研究中的固體推進(jìn)劑/燃?xì)饨缑?、絕熱層/推進(jìn)劑界面等，就會(huì)發(fā)生反射。通過接收燃面反射的超聲波信號(hào)，就可以探測到燃面的位置。

圖1顯示了超聲波在典型的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體和裝藥中的傳播和反射過程，并且在下方給出了超聲波信號(hào)波形的示例。因?yàn)橐r層和絕熱層的聲阻抗特性比較接近，且總厚度較小，所以略去了襯層，將發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)簡化為殼體、絕熱層、裝藥3層介質(zhì)。

圖1 超聲波在發(fā)動(dòng)機(jī)殼體和裝藥中的傳播Fig.1 Propagation of ultrasonic wave in solid rocket motor shell and propellant

圖1上部，實(shí)線表示超聲波從殼體外向內(nèi)傳播的超聲波，虛線表示各個(gè)界面向殼體外側(cè)反射的超聲波。圖1下部給出了超聲波探頭接收到的聲壓信號(hào)示意圖。顯然，每個(gè)反射的回波，甚至多次反射的回波，只要信號(hào)足夠強(qiáng)，都會(huì)使探頭接收到(當(dāng)然也取決于探頭的靈敏度)。圖1中第1個(gè)波是探頭發(fā)射并接收的波形，是強(qiáng)度最大的；隨后依次接收到各個(gè)材料界面的反射波，波形幅值越來越?。焕绲?個(gè)回波是殼體/絕熱層界面的回波，第3個(gè)回波是絕熱層/推進(jìn)劑界面的回波，第4個(gè)回波是殼體/絕熱層界面的2次反射回波；因?yàn)槌暡ń?jīng)過每個(gè)材料界面都會(huì)反射并損失能量，并且穿透材料時(shí)也會(huì)損失能量，所以從推進(jìn)劑燃面反射的回波信號(hào)可能很小，在實(shí)際測量中需要增大信號(hào)增益。

通過聲波發(fā)射和接收所經(jīng)歷的時(shí)間間隔就可以求出材料的厚度。隨著推進(jìn)劑燃燒，通過不斷發(fā)射和接收的周期性聲波脈沖就可以連續(xù)監(jiān)測推進(jìn)劑厚度的變化，再將厚度參數(shù)對(duì)時(shí)間進(jìn)行微分就可以得到燃速。因?yàn)閷?shí)測中需要指定采集頻率f，采樣時(shí)間間隔Δt=1/f，所以燃速為

(1)

式中：L2、L1表示相鄰采樣時(shí)刻測得的推進(jìn)劑厚度；c表示超聲波在介質(zhì)中的傳播速度；t2和t1分別表示兩個(gè)相鄰測量中超聲波在介質(zhì)中傳播的時(shí)間長度；Δt表示相鄰測量的時(shí)間間隔。為了達(dá)到實(shí)時(shí)性，要求采集設(shè)備必須能夠精確測量時(shí)間。

2 超聲波在發(fā)動(dòng)機(jī)殼體結(jié)構(gòu)中的傳播

因?yàn)闇y量燃速主要利用的是縱波(垂直于探頭的波)的脈沖反射，所以這里僅考慮縱波的傳播。固體介質(zhì)中，縱波的聲速為

(2)

式中：E為介質(zhì)的楊氏彈性模量；ρ為介質(zhì)的密度；σ為介質(zhì)的泊松比。聲阻抗

Z=ρc.

(3)

而超聲波在多層介質(zhì)中傳播時(shí)，在不同材料的交界面會(huì)發(fā)生聲波反射和透射現(xiàn)象，且反射率和透射率與界面兩側(cè)介質(zhì)的聲阻抗相關(guān)(相關(guān)公式引用文獻(xiàn)[14])。當(dāng)超聲波從一種介質(zhì)(以下采用下標(biāo)a表示)傳播到另一種介質(zhì)(以下采用下標(biāo)b表示)時(shí)，在兩種介質(zhì)的分界面上，一部分能量反射回原介質(zhì)內(nèi)，稱為反射波；另一部分能量透過界面在另一種介質(zhì)內(nèi)傳播，稱為透射波。對(duì)應(yīng)的聲壓反射率為

(4)

聲強(qiáng)反射率

R=r2，

(5)

聲強(qiáng)透射率

T=1-R.

(6)

根據(jù)上述公式中，當(dāng)Za?Zb時(shí)，R≈1，T=0，說明聲壓幾乎全反射，沒有透射。例如在測試中，如果超聲波探頭和被測介質(zhì)之間不加耦合劑，就會(huì)形成固(探頭晶片)/空氣界面，因?yàn)榭諝獾穆曌杩购苄?，所以超聲波將無法進(jìn)入被測物。

為了說明超聲波在固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中的傳播特性，本文對(duì)典型的發(fā)動(dòng)機(jī)用材料的聲阻抗特性進(jìn)行了測量和計(jì)算，見表1.

表1 典型發(fā)動(dòng)機(jī)材料的聲學(xué)特性

顯然，鋼的聲阻抗顯著大于非金屬材料的聲阻抗，根據(jù)(3)式～(5)式可知，若發(fā)動(dòng)機(jī)采用鋼殼體/絕熱層/裝藥結(jié)構(gòu)，則超聲波在殼體/絕熱層界面的聲強(qiáng)反射率R=0.872，透射率T=0.128，僅為13%左右。顯而易見，若發(fā)動(dòng)機(jī)殼體采用鋼一類金屬材料，在利用超聲波測量燃速時(shí)，聲強(qiáng)透射率很低，為了獲得有效信號(hào)，就必須在殼體上開窗。

非金屬殼體材料的聲阻抗較小，受材料加工過程的影響較大，材料內(nèi)部的細(xì)微裂紋等缺陷(其中存在氣體)會(huì)較嚴(yán)重地影響超聲波的傳播。例如圖2測量了4種非金屬材料的超聲波回波信號(hào)。圖2中所示的碳纖維編織的殼體，需要較大的信號(hào)增益才能夠獲得圖示的清晰回波，而與之聲阻抗接近的高硅氧/酚醛樹脂材料就可以在較小增益的情況下獲得較好的回波信號(hào)。當(dāng)殼體材料含有缺陷時(shí)，例如基體材料不夠致密而形成微孔洞，甚至無法得到反射波形。另外，對(duì)于含有金屬粉末的復(fù)合推進(jìn)劑(如圖2中的HTPB基燃料含有15%的鋁粉)，因?yàn)椴牧现泻懈鞣N細(xì)觀上的不同物質(zhì)顆粒，所以超聲波在其中的散射較多，信號(hào)衰減比較明顯，當(dāng)信號(hào)增益調(diào)節(jié)到20 dB時(shí)，才能獲得清晰可見的回波。

圖2 非金屬材料的超聲波回波信號(hào)(左為實(shí)物照片，右為回波信號(hào)曲線)Fig.2 Echo waves from non-metallic materials (left: physical photos; right: echo signal curves)

根據(jù)表1的數(shù)據(jù)，當(dāng)固體發(fā)動(dòng)機(jī)采用復(fù)合材料 殼體/絕熱層/推進(jìn)劑(AP/HTPB/Al)結(jié)構(gòu)時(shí)，在殼體/絕熱層界面上的聲強(qiáng)透射率T=0.776，在絕熱層/推進(jìn)劑界面上的透射率T=0.618，總的透射率為0.480. 顯然絕熱層在很大程度上降低了超聲波的透射率，使得聲波到達(dá)燃面的能量減弱。

3 實(shí)驗(yàn)測量與數(shù)據(jù)處理

為了驗(yàn)證超聲波實(shí)時(shí)燃速測試系統(tǒng)對(duì)真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的適用性，對(duì)常壓燃燒的推進(jìn)劑進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)測試。實(shí)驗(yàn)中超聲波的脈寬為100 ns，重復(fù)頻率為1 000 Hz，信號(hào)增益為33 dB. 采集頻率設(shè)置為50 Hz，共采集100 s. 參數(shù)設(shè)置中，重復(fù)頻率應(yīng)為采集頻率的整數(shù)倍，信號(hào)增益根據(jù)現(xiàn)場監(jiān)測的燃面回波強(qiáng)度設(shè)置，以初始燃面回波可分辨為宜。

實(shí)驗(yàn)的推進(jìn)劑為圓柱帶凹腔結(jié)構(gòu)，肉厚15 mm. 推進(jìn)劑試件外部包覆有絕熱層，底部絕熱層厚度3 mm. 超聲波探頭和藥柱之間是10.2 mm厚的復(fù)合材料殼體(見圖2(a)). 探頭通過設(shè)計(jì)的工裝與殼體和藥柱貼合在一起，形成和實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)一樣的測量狀態(tài)，如圖3(a)所示。

圖3 復(fù)合材料殼體/絕熱層/高能推進(jìn)劑的回波Fig.3 Echo waves from shell/insulator/propellant

圖3(b)給出了點(diǎn)火前的回波信號(hào)?？梢姰?dāng)信號(hào)增益為33 dB時(shí)，殼體/絕熱層界面和絕熱層/裝藥界面的多次反射回波信號(hào)很強(qiáng)，其波峰值已經(jīng)明顯大于燃面的信號(hào)。所以當(dāng)推進(jìn)劑燃燒至較薄時(shí)，其信號(hào)必然淹沒在比它強(qiáng)度高的波形中。

綜合來看，信號(hào)識(shí)別與處理的難度主要體現(xiàn)在兩個(gè)方面：1)每個(gè)材料層的粘接界面都會(huì)反射超聲波，實(shí)測中必須準(zhǔn)確分辨出各個(gè)界面的反射波形，并且能夠跟蹤燃面反射波形的位置變化；2)當(dāng)推進(jìn)劑肉厚比較小時(shí)，即推進(jìn)劑燃燒末段，燃面回波信號(hào)可能和絕熱層、襯層的回波信號(hào)疊加，這就給信號(hào)處理帶來了較大的難度，如何從混合的回波信號(hào)中識(shí)別出各種信號(hào)就非常關(guān)鍵。

因?yàn)槌暡ǖ幕夭ㄐ畔]有固有頻率，故無法通過濾波等信號(hào)處理的方法進(jìn)行處理。為此作者提出了一種簡單易行的處理方法：考慮到燃面回波前的所有波形在沒有和燃面波形發(fā)生干擾前都是原位小幅度變化，因此首先對(duì)采集到的所有時(shí)間序列的波形進(jìn)行時(shí)間平均處理，得到時(shí)均值，再將采集到的每一幀數(shù)據(jù)減去對(duì)應(yīng)的時(shí)均值，就可以削弱各反射波形的影響。

下面的實(shí)驗(yàn)給出了實(shí)際測試和數(shù)據(jù)處理的曲線。因?yàn)橥七M(jìn)劑從采集開始時(shí)刻約18 s后開始點(diǎn)火燃燒，至約47 s后燃盡，所以為了節(jié)約篇幅，圖4僅給出了推進(jìn)劑開始燃燒約10 s、20 s、30 s(燃盡)時(shí)的采集波形。對(duì)照圖3(b)可知，燃面波形只有在燃燒初期明顯可見，而后由于殼體和絕熱層的界面反射波形干擾，已經(jīng)難以在原始數(shù)據(jù)中觀察到燃面位置。在圖4中，采集時(shí)刻為38 s左右，燃面波恰好與這里的反射波形疊加，波動(dòng)幅度增大，而在此前后將很難自動(dòng)判斷燃面波的位置。

圖4 推進(jìn)劑燃燒時(shí)的回波Fig.4 Echo waves when propellant burning

圖5給出了數(shù)據(jù)處理后的波形，可見通過本文的方法進(jìn)行數(shù)據(jù)處理后，燃面波比較清晰，這就可以比較容易地識(shí)別燃面回波。需要指出，盡管數(shù)據(jù)處理后干擾波形較少，但是仍然可能存在與燃面回波相似的信號(hào)，例如圖5中顯示的真實(shí)燃面波形前后的回波，這些回波通常不穩(wěn)定，明顯與實(shí)際規(guī)律不符，可以通過人工識(shí)別排除。

圖5 數(shù)據(jù)處理后的波形Fig.5 Echo waves after data processing

圖6給出了實(shí)驗(yàn)獲得的燃面厚度變化曲線。根據(jù)該曲線，可以獲得裝藥在常壓下的燃速為0.53 mm/s. 從圖6中注意到，厚度曲線在燃燒開始前是逐漸上升的。這是因?yàn)榻橘|(zhì)中的聲速隨著介質(zhì)溫度的升高而降低，所以推進(jìn)劑著火前臨近燃面的推進(jìn)劑薄層溫度升高會(huì)使接收到的回波信號(hào)延遲，表現(xiàn)出厚度增大的假象。所以下面分析溫度變化引起的聲波速度變化對(duì)燃速測量的影響。

圖6 燃面厚度隨時(shí)間的變化Fig.6 Burning surface vs. time

假設(shè)波速是材料溫度的函數(shù)，而溫度是空間的函數(shù)，聲速c=c[T(x)]，則

(7)

式中：t、t′為兩個(gè)相鄰測量時(shí)刻，t-t′=Δt.

當(dāng)推進(jìn)劑穩(wěn)定燃燒時(shí)，燃速接近恒定，若假定垂直于燃面的溫度梯度只存在于燃面附近的固定薄層厚度Lc內(nèi)，且溫度分布函數(shù)在Lc內(nèi)保持不變，未受燃燒影響的Lc層外保持初溫T0，Lc層內(nèi)的傳播時(shí)間為Δtc，則

(8)

因此，

(9)

由此可知，在該假設(shè)下，燃速測量結(jié)果只受到遠(yuǎn)離燃面的裝藥初溫影響。因?yàn)楣腆w推進(jìn)劑的導(dǎo)熱系數(shù)小，傳熱較慢，所以可以認(rèn)為燃面附近的溫度薄層 不影響燃速測量結(jié)果，但是如果在發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程中燃速有變化，導(dǎo)致燃面附近的空間溫度分布發(fā)生變化，則上述假設(shè)不成立，必須尋找新的溫度修正方法。

4 結(jié)論

本文針對(duì)超聲波燃速測量技術(shù)在固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中的應(yīng)用，實(shí)測了發(fā)動(dòng)機(jī)常用材料的聲學(xué)特性和發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥在常壓燃燒時(shí)的超聲波回波信號(hào)，提出了處理超聲波燃速數(shù)據(jù)的方法，并分析了實(shí)測數(shù)據(jù)，得到如下結(jié)論：

1) 當(dāng)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)采用金屬殼體時(shí)，不適于直接在殼體外側(cè)進(jìn)行燃速測量，應(yīng)該開窗口處理；

2) 對(duì)于復(fù)合材料殼體的發(fā)動(dòng)機(jī)，超聲波探頭可以直接安裝在殼體外側(cè)，但是探測到的裝藥肉厚有限；

3) 本文提出的數(shù)據(jù)處理方法可以有效地獲得推進(jìn)劑厚度變化；

4) 當(dāng)溫度變化僅存在燃面附近的薄層且分布曲線不變時(shí)，溫度對(duì)超聲波燃速測量的影響可以忽略。

References)

[1] Cauty F, Demarais J C. Ultrasonic measurements of the uncured solid propellants burning rate [C]∥Proceedings of the 21th International Congress of ICT. Karlsruhe, Germany: ICT, 1990:110-114.

[2] Frederick R J, Traineau J C. Popo M. Review of ultrasonic technique for steady state burning rate measurements [C]∥36th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. Las Vegas, NV, US:AIAA, 2000.

[3] Demarais J C I, Cauty F, Erades C. Determination of solid propellant burning rate sensitivity to the initial temperature by the ultrasonic method [J]. International Journal of Energetic Materials and Chemical Propulsion,1994, 3(1-6):642-653.

[4] Murphy J J, Krier H. Ultrasound measurements of solid propellant burning rates: theory and application[C] ∥AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. Cleveland, OH, US: AIAA,1998.

[5] Sinclair A N, Jastrzebski M, Safavi-Ardebili V. Ultrasonic evaluation of weak liner/propellant bonding in a rocket motor[C] ∥16th World Conference on NDT. Montreal, Canada:[s.n.] , 2004.

[6] McLean C H, Deininger W D, Marotta B M, et al. Green propellant infusion mission program overview, status, and flight operations [C]∥51st AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. Orlando, FL, US: AIAA,2015.

[7] Redden J J. SLS booster development [C]∥51st AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. Orlando, FL, US: AIAA, 2015.

[8] Anthoine J, Jézéquel P, Prévost M, et al. Variable fuel grains Burn velocities to reduce solid-rocket-motor pressure oscillations[J]. Journal of Propulsion and Power, 2015, 31(1):342-351.

[9] Jones D A, Mascaro M D, Lineberry D M, et al. An advanced digital cross correlation method for solid propellant burning rate determination [C]∥51st AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. Orlando, FL, US:AIAA,2015.

[10] 張勁民, 王志強(qiáng), 袁華. 超聲波燃速測試技術(shù)在固體推進(jìn)劑研制中的應(yīng)用[J].火炸藥學(xué)報(bào), 2006, 29(3): 9-12. ZHANG Jin-min, WANG Zhi-qiang, YUAN Hua. Application of ultrasonic measurement for burning rate in solid propellant development[J]. Chinese Journal of Explosives and Propellants, 2006, 29(3) :9-12.(in Chinese)

[11] 孫得川, 周偉, 汪亮. 超聲波法測量燃速初探[J]. 固體火箭技術(shù), 2007, 30(4): 362-364. SUN De-chuan,ZHOU Wei, WANG Liang. Burning rate measurement by means of ultrasonic technique[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2007, 30(4)：362-364.(in Chinese)

[12] 孫得川, 張研, 王賀,等. 固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中燃料熱解速率的測量與分析[J]. 推進(jìn)技術(shù), 2010,31 (1): 74-77. SUN De-chuan, ZHANG Yan, WANG He, et al. Regression rate measurement and analysis for solid fuel in hybrid rocket motor[J]. Journal of Propulsion Technology, 2010 ,31(1):74-77.(in Chinese)

[13] 孫得川, 萬宏強(qiáng). 固體推進(jìn)劑燃速的超聲波測量[J]. 西安工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào), 2011,31 (1): 40-43, 52. SUN De-chuan, WAN Hong-qiang. Ultrasonic technique for burning rate measurement of solid propellant[J]. Journal of Xi’an Technology University, 2011,31(1): 40-43, 52.(in Chinese) [14] 鄭暉, 林樹清. 超聲檢測[M]. 第2版. 北京：中國勞動(dòng)社會(huì)保障出版社,2008. ZHENG Hui, LIN Shu-qing. Ultrasonic inspection and measurement [M]. 2nd ed. Beijing: China Labor and Social Security Publishing House, 2008.(in Chinese)

Application of Ultrasonic Real-time Measurement Technology in Solid Rocket Motor

SUN De-chuan1, QUAN En2, CAO Meng-cheng1

(1.State Key Laboratory of Structural Analysis for Industrial Equipment, School of Aeronautics and Astronautics, Dalian University of Technology, Dalian 116024, Liaoning, China; 2.The Institute of Xi’an Aerospace Solid Propulsion Technology, Xi’an 710025, Shaanxi, China)

Ultrasonic measurement of burning rate is an advanced technique. For application of ultrasonic measurement in solid rocket motor test, some typical materials used in solid rocket motor (SRM) are measured by ultrasonic technique, and their ultrasonic signal signatures were obtained. The real-time thickness variation of solid propellant at ordinary pressure is measured by an ultrasonic transducer mounted on the outside of the motor shell. A data processing method is proposed to manipulate the echo wave for real-time measurement of burning rate. The proposed method was successfully used in a hot fire test in which the propellant burns at ordinary pressure. The variation in thickness of propellant and its burning rate at ordinary pressure was obtained. The influence of temperature distribution near burning surface on burning rate test is analyzed. The results show that for motor with metal shell, a window must be made on the metal shell to let enough ultrasonic wave energy penetrate the interface between shell and isolator, and for composite shell motor the probe can be mounted outside the shell directly. The influence of temperature variation near burning face caused by combustion on measurement is negligible. The proposed data processing method can be used effectively to obtain the variation of grain thickness.

ordnance science and technology; solid rocket motor; burning rate; ultrasonic; data processing; temperature

2016-04-20

國防“973”計(jì)劃項(xiàng)目(613239020201)

孫得川(1973—)， 男， 教授。 E-mail: dechuans@dlut.edu.cn

TB559

A

1000-1093(2016)11-1969-07

10.3969/j.issn.1000-1093.2016.11.001