超聲波實時測量技術在固體火箭發動機中的應用

孫得川， 權恩， 曹夢成

(1.大連理工大學 航空航天學院 工業裝備結構分析國家重點實驗室， 遼寧 大連 116024; 2.西安航天動力技術研究所， 陜西 西安 710025)

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超聲波實時測量技術在固體火箭發動機中的應用

孫得川1， 權恩2， 曹夢成1

(1.大連理工大學 航空航天學院 工業裝備結構分析國家重點實驗室， 遼寧 大連 116024; 2.西安航天動力技術研究所， 陜西 西安 710025)

利用超聲波對固體推進劑燃速進行實時測量是先進的燃速測量方法之一。針對超聲波技術在固體火箭發動機試車中的應用，對典型固體火箭發動機材料進行測試研究，獲得了發動機材料的超聲波信號特征。將超聲波探頭直接安裝在發動機殼體外側部位，測量了固體推進劑在常壓燃燒時的厚度變化。針對動態燃速測試，提出了超聲波數據處理方法，對固體裝藥在常壓燃燒下的回波進行處理，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燃速測量的影響。結果表明：用超聲波測量金屬殼體固體發動機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，而對復合材料殼體發動機可將超聲波探頭直接安裝在殼體外側;燃燒引起的裝藥表面溫度變化對測量的影響可以忽略；該數據處理方法可以有效獲得裝藥厚度變化。

兵器科學與技術； 固體火箭發動機； 燃速； 超聲波； 數據處理； 溫度

0 引言

國外從20世紀60年代將超聲波技術用于測試固體推進劑的燃速，當時主要是采用密閉燃燒器法，即利用推進劑自身燃燒產生的燃氣在密閉容器中增壓，通過一次實驗測出燃速- 壓強關系曲線[1]。該方法的優點是推進劑用量少，實驗次數少，可以獲得實時的燃速- 壓強函數關系，并且測試結果和發動機實際燃速有較好的一致性[2]。20世紀90年代，超聲波技術又用于非穩態燃速的測量，即測量推進劑燃速的壓強響應函數，用來研究固體發動機內彈道性能及不穩定燃燒特性[3-4]。近年來，國外已將超聲探頭直接安裝在發動機外殼來研究實際發動機的推進劑燃速特性[5-6]和絕熱層燒蝕情況[7]，以及固體發動機不穩定燃燒[8]，Daniel等還針對超聲波測量燃速開發了信號處理技術[9]。

國內使用超聲波測量燃速的研究起步較晚，工業部門仍然廣泛采用靶線法、水下聲發射法或者專門的測試發動機來測量固體推進劑燃速。在超聲波燃速測量方面，國內有實質性工作的是張勁民等在2006年將超聲波技術應用于藥條測試[10]，孫得川等基于超聲波采集卡搭建了燃速測試系統[11]，并用于常壓下固體燃料的熱解速率測量[12]和固體推進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，通常在探頭和推進劑之間加裝一層特殊的耦合層，來保證回波信號較好，而將超聲波探頭直接作用于固體火箭發動機殼體進行測量時，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。

目前國內的超聲波實時測量都是搭建專門的系統，避免了很多技術問題，在固體發動機上的應用研究還很薄弱，且已發表的文獻只是簡單介紹了某些應用結果，沒有深入探討超聲波實時燃速測量技術本身的問題。本文根據超聲波探測的特點，研究了將超聲波應用于固體發動機試車時的難點與關鍵技術，重點對超聲波數據處理提出了相應的解決方法并成功用于實際測試，可為該技術的進一步應用提供借鑒。

1 超聲波實時測量燃速的原理

超聲波因為頻率高，所以具有普通聲波所不具備的幾個特點：1)定向性；2)功率大；3)能在聲阻抗界面上產生反射、折射、衍射和波形轉換。

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。當超聲波在工件中傳播，遇到聲阻抗不同的材料界面時，比如本研究中的固體推進劑/燃氣界面、絕熱層/推進劑界面等，就會發生反射。通過接收燃面反射的超聲波信號，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動機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波形的示例。因為襯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，將發動機結構簡化為殼體、絕熱層、裝藥3層介質。

圖1 超聲波在發動機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，實線表示超聲波從殼體外向內傳播的超聲波，虛線表示各個界面向殼體外側反射的超聲波。圖1下部給出了超聲波探頭接收到的聲壓信號示意圖。顯然，每個反射的回波，甚至多次反射的回波，只要信號足夠強，都會使探頭接收到(當然也取決于探頭的靈敏度)。圖1中第1個波是探頭發射并接收的波形，是強度最大的；隨后依次接收到各個材料界面的反射波，波形幅值越來越小；例如第2個回波是殼體/絕熱層界面的回波，第3個回波是絕熱層/推進劑界面的回波，第4個回波是殼體/絕熱層界面的2次反射回波；因為超聲波經過每個材料界面都會反射并損失能量，并且穿透材料時也會損失能量，所以從推進劑燃面反射的回波信號可能很小，在實際測量中需要增大信號增益。

通過聲波發射和接收所經歷的時間間隔就可以求出材料的厚度。隨著推進劑燃燒，通過不斷發射和接收的周期性聲波脈沖就可以連續監測推進劑厚度的變化，再將厚度參數對時間進行微分就可以得到燃速。因為實測中需要指定采集頻率f，采樣時間間隔Δt=1/f，所以燃速為

(1)

式中：L2、L1表示相鄰采樣時刻測得的推進劑厚度；c表示超聲波在介質中的傳播速度；t2和t1分別表示兩個相鄰測量中超聲波在介質中傳播的時間長度；Δt表示相鄰測量的時間間隔。為了達到實時性，要求采集設備必須能夠精確測量時間。

2 超聲波在發動機殼體結構中的傳播

因為測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。固體介質中，縱波的聲速為

(2)

式中：E為介質的楊氏彈性模量；ρ為介質的密度；σ為介質的泊松比。聲阻抗

Z=ρc.

(3)

而超聲波在多層介質中傳播時，在不同材料的交界面會發生聲波反射和透射現象，且反射率和透射率與界面兩側介質的聲阻抗相關(相關公式引用文獻[14])。當超聲波從一種介質(以下采用下標a表示)傳播到另一種介質(以下采用下標b表示)時，在兩種介質的分界面上，一部分能量反射回原介質內，稱為反射波；另一部分能量透過界面在另一種介質內傳播，稱為透射波。對應的聲壓反射率為

(4)

聲強反射率

R=r2，

(5)

聲強透射率

T=1-R.

(6)

根據上述公式中，當Za?Zb時，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之間不加耦合劑，就會形成固(探頭晶片)/空氣界面，因為空氣的聲阻抗很小，所以超聲波將無法進入被測物。

為了說明超聲波在固體火箭發動機中的傳播特性，本文對典型的發動機用材料的聲阻抗特性進行了測量和計算，見表1.

表1 典型發動機材料的聲學特性

顯然，鋼的聲阻抗顯著大于非金屬材料的聲阻抗，根據(3)式～(5)式可知，若發動機采用鋼殼體/絕熱層/裝藥結構，則超聲波在殼體/絕熱層界面的聲強反射率R=0.872，透射率T=0.128，僅為13%左右。顯而易見，若發動機殼體采用鋼一類金屬材料，在利用超聲波測量燃速時，聲強透射率很低，為了獲得有效信號，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，材料內部的細微裂紋等缺陷(其中存在氣體)會較嚴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。圖2中所示的碳纖維編織的殼體，需要較大的信號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。當殼體材料含有缺陷時，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，對于含有金屬粉末的復合推進劑(如圖2中的HTPB基燃料含有15%的鋁粉)，因為材料中含有各種細觀上的不同物質顆粒，所以超聲波在其中的散射較多，信號衰減比較明顯，當信號增益調節到20 dB時，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(左為實物照片，右為回波信號曲線)Fig.2 Echo waves from non-metallic materials (left: physical photos; right: echo signal curves)

根據表1的數據，當固體發動機采用復合材料 殼體/絕熱層/推進劑(AP/HTPB/Al)結構時，在殼體/絕熱層界面上的聲強透射率T=0.776，在絕熱層/推進劑界面上的透射率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，使得聲波到達燃面的能量減弱。

3 實驗測量與數據處理

為了驗證超聲波實時燃速測試系統對真實發動機的適用性，對常壓燃燒的推進劑進行了實驗測試。實驗中超聲波的脈寬為100 ns，重復頻率為1 000 Hz，信號增益為33 dB. 采集頻率設置為50 Hz，共采集100 s. 參數設置中，重復頻率應為采集頻率的整數倍，信號增益根據現場監測的燃面回波強度設置，以初始燃面回波可分辨為宜。

實驗的推進劑為圓柱帶凹腔結構，肉厚15 mm. 推進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厚的復合材料殼體(見圖2(a)). 探頭通過設計的工裝與殼體和藥柱貼合在一起，形成和實際發動機一樣的測量狀態，如圖3(a)所示。

圖3 復合材料殼體/絕熱層/高能推進劑的回波Fig.3 Echo waves from shell/insulator/propellant

圖3(b)給出了點火前的回波信號?？梢姰斝盘栐鲆鏋?3 dB時，殼體/絕熱層界面和絕熱層/裝藥界面的多次反射回波信號很強，其波峰值已經明顯大于燃面的信號。所以當推進劑燃燒至較薄時，其信號必然淹沒在比它強度高的波形中。

綜合來看，信號識別與處理的難度主要體現在兩個方面：1)每個材料層的粘接界面都會反射超聲波，實測中必須準確分辨出各個界面的反射波形，并且能夠跟蹤燃面反射波形的位置變化；2)當推進劑肉厚比較小時，即推進劑燃燒末段，燃面回波信號可能和絕熱層、襯層的回波信號疊加，這就給信號處理帶來了較大的難度，如何從混合的回波信號中識別出各種信號就非常關鍵。

因為超聲波的回波信息沒有固有頻率，故無法通過濾波等信號處理的方法進行處理。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生干擾前都是原位小幅度變化，因此首先對采集到的所有時間序列的波形進行時間平均處理，得到時均值，再將采集到的每一幀數據減去對應的時均值，就可以削弱各反射波形的影響。

下面的實驗給出了實際測試和數據處理的曲線。因為推進劑從采集開始時刻約18 s后開始點火燃燒，至約47 s后燃盡，所以為了節約篇幅，圖4僅給出了推進劑開始燃燒約10 s、20 s、30 s(燃盡)時的采集波形。對照圖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，已經難以在原始數據中觀察到燃面位置。在圖4中，采集時刻為38 s左右，燃面波恰好與這里的反射波形疊加，波動幅度增大，而在此前后將很難自動判斷燃面波的位置。

圖4 推進劑燃燒時的回波Fig.4 Echo waves when propellant burning

圖5給出了數據處理后的波形，可見通過本文的方法進行數據處理后，燃面波比較清晰，這就可以比較容易地識別燃面回波。需要指出，盡管數據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，例如圖5中顯示的真實燃面波形前后的回波，這些回波通常不穩定，明顯與實際規律不符，可以通過人工識別排除。

圖5 數據處理后的波形Fig.5 Echo waves after data processing

圖6給出了實驗獲得的燃面厚度變化曲線。根據該曲線，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。這是因為介質中的聲速隨著介質溫度的升高而降低，所以推進劑著火前臨近燃面的推進劑薄層溫度升高會使接收到的回波信號延遲，表現出厚度增大的假象。所以下面分析溫度變化引起的聲波速度變化對燃速測量的影響。

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

假設波速是材料溫度的函數，而溫度是空間的函數，聲速c=c[T(x)]，則

(7)

式中：t、t′為兩個相鄰測量時刻，t-t′=Δt.

當推進劑穩定燃燒時，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，且溫度分布函數在Lc內保持不變，未受燃燒影響的Lc層外保持初溫T0，Lc層內的傳播時間為Δtc，則

(8)

因此，

(9)

由此可知，在該假設下，燃速測量結果只受到遠離燃面的裝藥初溫影響。因為固體推進劑的導熱系數小，傳熱較慢，所以可以認為燃面附近的溫度薄層 不影響燃速測量結果，但是如果在發動機工作過程中燃速有變化，導致燃面附近的空間溫度分布發生變化，則上述假設不成立，必須尋找新的溫度修正方法。

4 結論

本文針對超聲波燃速測量技術在固體火箭發動機中的應用，實測了發動機常用材料的聲學特性和發動機裝藥在常壓燃燒時的超聲波回波信號，提出了處理超聲波燃速數據的方法，并分析了實測數據，得到如下結論：

1) 當固體火箭發動機采用金屬殼體時，不適于直接在殼體外側進行燃速測量，應該開窗口處理；

2) 對于復合材料殼體的發動機，超聲波探頭可以直接安裝在殼體外側，但是探測到的裝藥肉厚有限；

3) 本文提出的數據處理方法可以有效地獲得推進劑厚度變化；

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

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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”計劃項目(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