固體火箭發動機動態燃速-動態燒蝕測量技術研究

西安航天動力測控技術研究所 陜西 西安 710025

1 引言

固體發動機的燃速作為一項重要的固體推進劑內彈道參數,對推進劑的研制以及生產起著重要的指導作用。燒蝕率是評價熱防護材料和熱防護系統的一個重要指標,材料的燒蝕情況直接影響發動機的結構可靠性。因此多年來,國內外許多專家學者致力于固體推進劑燃燒特性的研究,力圖掌握固體發動機實際工作條件下的燃燒規律。為此,一些新的實驗裝置和測試技術隨著測量技術的發展相繼而出,并不斷發展完善。本文重點研究超聲波法在固體推進劑動態燃速測量上的應用以及RTR技術在發動機動態燒蝕測量上的應用。

2 固體火箭發動機動態燃速測量

發動機點火時的動態燃速是與發動動態特性密切相關的參數之一,當固體火箭發動機推進劑不穩定燃燒時,會使燃燒室壓強產生波動,從而導致推力波動,這有可能導致火箭偏離預定軌道,甚至會產生爆炸。另外,強烈的震蕩還會使火箭的某些零部件失靈和損壞,從而造成不可預估的事故。在固體火箭發動機研制過程中,為了準確分析和預估發動機性能,必須掌握發動機實際工作狀態下的動態燃燒特性。

2.1 超聲波 國外從20世紀60年代開展將超聲波技術應用于測量固體推進劑燃速的研究,其原理是推進劑自身燃燒產生的燃氣在密閉燃燒器中逐漸增壓,從而在一次實驗就可以測出燃速-壓強關系曲線,優點是推進劑用量少,實驗次數少,并且可以獲得實時的燃速-壓強函數關系,測試結果和發動機實際燃速有較好的一致性,20世紀90年代,該方法又用于非穩態燃速的測試(測量推進劑燃速的壓強響應函數),研究固體發動機內彈道性能及不穩定燃燒特性,近十年來,出現了將超聲探頭直接安裝在發動機外殼的超聲波測量技術,用來研究全尺寸發動機的推進劑燃速特性和絕熱層燒蝕情況。國內使用超聲波測量燃速的研究起步較晚,初步應用在藥條測試和固體燃料的熱解速率測量。

2.1.1 超聲波測量燃速原理 超聲波測量燃速的原理實際上是根據在不同時刻測量得到的推進劑厚度來得到燃速,即

式中:r為燃速;l為推進劑厚度;t為燃燒時間。

超聲波法是一種發射-回波方法。超聲波傳感器既是聲源,又是回波接收器,因此可使用單個超聲波探頭來測量燃速。實際測量過程中,在超聲波傳感器和推進劑之間用耦合材料作為過渡層。耦合材料的引入一方面可以使測量持續到零厚度(因燃面溫度很高會損壞探頭),另一方面也可以把傳感器與發動機內部惡劣的溫度、壓力環境隔離。

如圖1所示,超聲波通過探頭發出,在穿過耦合材料和推進劑的過程中,因為材料界面的聲阻抗不同,聲波會在界面上反射形成回波.第一個波形是超聲波傳感器發射的脈沖,中間的波形是耦合材料與推進劑界面的回波信號,第三個波形則是燃面的回波信號.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,通過周期性聲波脈沖就可以連續監測推進劑厚度的變化,再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

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。

圖1 超聲波測量燃速原理

2.1.2 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

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

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。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

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,表1列出了典型發動機材料的聲學特性。

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,根據式(4)式～(7)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。

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。

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5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5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20dB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)

2.1.3 超聲波試驗測量系統 測試系統由密閉燃燒器、點火控制器、壓強測量系統(壓力傳感器和測量軟件)、超聲燃速測量系統(超聲波探頭、數據采集卡、測量軟件)組成.首先根據需要確定需要測量的壓強范圍,通過計算給定黑火藥量和密閉燃燒器容積,待推進劑和點火藥安裝完畢后啟動壓強與燃速測試系統,最后進行點火測量。

實驗裝置如圖3所示,為密閉燃燒器.這樣在推進劑燃燒過程中壓力會隨之升高,從而一次實驗可以獲得不同壓強下對應的推進劑燃速.耦合層材料為環氧樹脂.泄壓孔接高壓電磁閥泄壓。推進劑開始點燃的初始壓力由點火藥和燃燒器容積共同控制.點火藥使用黑火藥,其燃氣特性(燃溫、比熱、氣體常數等)可以由發動機熱力計算獲得,這樣根據理想氣體狀態方程

可以得到初始壓強.其中黑火藥生成的燃氣量n可控,密閉燃燒器容積v可以通過在其中裝填石墨塊來調節。

圖3 超聲波測量燃速試驗裝置簡圖

3 固體火箭發動機動態燒蝕測量

固體火箭發動機絕熱層的厚度及其幾何形狀直接影響著發動機的質量比和結構可靠性,而絕熱層的設計是根據其燒蝕情況來確定的,因此絕熱層的燒蝕一直是人們關注的問題。絕熱層的工作環境十分惡劣,它要經受高溫高壓燃氣的燒蝕和凝相顆粒的沖刷,尤其是高過載或某些裝藥形式造成的高溫稠密兩相流進一步惡化了發動機絕熱層的工作環境,嚴重時甚至會導致內絕熱層防護失效,發動機殼體燒穿。由于燒蝕嚴重所造成的發動機失效,在導彈飛行試驗和發動機地面試車中已經屢有發生。通過對發動機殘骸內絕熱層的檢測發現,燒蝕最嚴重的區域是那些暴露在燃氣中時間較長、顆粒沖刷最嚴重的區域。

通常絕熱材料的燒蝕率是通過測量發動機點火前后絕熱層的厚度變化然后除以燒蝕時間來獲得的,這只能獲得平均燒蝕率,不能反映真實的燒蝕過程。如對采用擺動噴管的發動機來說,當噴管動作時,發動機內流場的變化會導致某些部位的燒蝕情況出現異常,此時就需要對絕熱層的動態燒蝕情況進行測量以采用相應的防護措施。數值計算表明絕熱材料在燒蝕過程中燒蝕率隨時間是變化的,尤其是起始階段變化更為明顯,但由于目前常規的測試手段無法對絕熱層燒蝕過程進行動態測量,因此無法對該結果進行驗證。另外由于高過載條件下絕熱層燒蝕規律有其特殊性,高溫稠密兩相流沖刷造成的機械剝蝕占據了主導地位,絕熱層各位置燒蝕率相差很大,顆粒沖刷中心部位甚至能夠形成一個凹坑。本文開發的RTR絕熱層燒蝕動態測試技術可以對絕熱層的燒蝕進行實時測量,從而解決了燒蝕結束后絕熱層被完全燒掉和燒蝕后絕熱層發生膨脹變形等無法采用傳統的燒蝕測量方法獲得燒蝕率的問題,具有創新性。

絕熱層燒蝕的動態測試技術不僅可以為發動機的熱防護設計提供幫助,對其進行適當的變化后也可用于大長徑比裝藥的侵蝕燃燒研究、固體發動機固體推進劑的燃速影響因素研究以及高過載對裝藥的燃燒影響研究等領域,從而為提高發動機的總體設計水平提供強有力的技術支持。

3.1 RTR 實驗系統

3.1.1 RTR系統布局 圖4是整個RTR系統總體布局示意圖。X射線由X射線發生器發出,呈30°的圓錐向外輻射,試驗發動機處于輻射錐內,其軸線與X射線錐中心線位于同一平面。射線穿過發動機后由碘化艷接收屏接收,不同的強度的X射線將使接收屏發射不同能量的電子,這些電子經過加速、聚焦后打在熒光屏上,便可以輸出亮度不同的可見光圖像,這個過程一般小于1μs,因此有足夠的時間響應特性,從而在觀察高速運動過程時不會產生圖像拖影。圖像采集與處理系統的任務是實時記錄并保存絕熱層燒蝕界面退移的情況以便以后的分析討論。圖像采集與處理設備采用的是美國EPix公司為科研和企業開發研制的圖像處理系統—PIXCI。PXICI可以提供交互式圖像處理(如分析圖像的尺寸、象素值和色彩等),并且可以處理其他圖像。PIXCI可以人為地調節錄像格式、分析形式和錄像頻率等參數,實現長時間實時錄像和處理,并將結果以BMP和AVI格式存盤。CCD攝像頭為美國KODAK公司的ES310。該系統最高拍攝速度為85幅/秒,圖像分辨率為640x480,適合于絕熱層燒蝕的動態分析。攝像頭得到的圖像信號由圖像采集卡直接轉換為數字信號,存儲在計算機內存中,拍攝結束后可以利用EPIX的圖像采集及分析軟件對內存中的圖像進行分析和紀錄。攝像頭通過100英尺的信號線同圖像采集卡相連,可以實現遠距離的控制和采集。壓強信號由DH—5937動態應變測試儀采集。多回路時間控制器用于控制點火信號和高速運動分析儀的觸發。

圖4 RTR測試系統布局圖

3.1.2 RTR圖像處理技術 通過RTR技術獲得絕熱層燒蝕的動態圖像只是這種動態測試技術的第一步,定量的燒蝕率數據還需要通過對圖像進行進一步加工處理才能獲得。針對RTR圖像的特點,應用了背景減影、圖像增強、圖像分割、噪聲過濾、圖像疊加等圖像處理手段對其進行處理,獲得了較清晰的顆粒運動軌跡圖像。其結果表明圖像處理技術是開展利用TRR技術進SRM兩相流研究的關鍵環節之一。實際上,根據希望獲得的結果不同需要對RTR圖像采用不同的處理方法,結合使用MATLAB6.5和通用圖形圖像處理軟件PhotoshopCS來對試驗圖像進行處理。由于拍攝得到的圖像為灰度模式,灰度圖像中的每個像素都有一個0(黑色)到255(白色)之間的亮度值(共256級灰度)。從原始圖像中可以看出,觀測窗中無試件部位亮度較高,絕熱層試件部位亮度較低,觀測窗以外區域則亮度最小。但由于各部分之間的界面灰度變化梯度較小,這給圖像處理帶來了較大的難度。

MATLAB強大的圖像處理工具箱可以方便的用來對RTR系統采集的圖像進行處理。MATLAB的Imgae Processing Toolbox提供了大量用于圖像處理的函數,利用這些函數可以分析圖像數據,獲取圖像細節信息,并且設計相應的濾波算法,濾除圖像數據所包含的噪聲。濾波器的設計是通過MATLAB產品提供的交互式工具完成的,這些工具還能夠完成選取圖像區域,測量圖像誤差和獲取、統計象素信息等功能。圖像處理工具箱還提供了Radon變換來重構X射線斷層拍攝的圖像,而離散余弦變換可以作為實現新的壓縮算法的核心。工具箱中包含的邊緣檢測算法(如Cannny、sobel和Roberts方法等)可以用于表示圖像中具體物體的邊緣。圖像處理工具箱中還包含了眾多數學形態學函數,這些函數可以用于處理灰度圖像或二進制圖像,可以快速實現邊緣檢測、圖像去噪、骨架抽取(skeletonization)和粒度測定(granulometry)等算法。

經過多次試驗得到一個較好的處理流程如下:首先使用對比度調整函數提高原始圖像的亮度,并使原始圖像灰暗部分的動態變化范圍大大增加,從而突出細節;第二步將圖像旋轉到方便測量的位置并裁切至合適的大小;第三步是對圖像進行多次中值濾波,在保護圖像邊緣的同時去除噪聲;最后采用canny算子進行邊緣檢測,獲得感興趣的邊緣圖像。在Photoshop中對提取出來的邊緣圖像進行測量就可獲得試件燒蝕的變化情況。上述過程中有一些參數需要人為給定調整,因此不可避免的存在燒蝕率測量誤差,但其反映的規律性結果不會受到影響。更精確的結果必須采取其它輔助措施來獲得。

圖5和圖6分別是原始圖像和其經過處理后獲得的邊緣圖像,可以看出圖像的邊緣很清晰,而且連續性比較好。

圖5 原始圖像

圖6 處理后的圖像

4 總結

目前世界上的固體發動機動態燃速-動態燒蝕測量方法有很多,本文著重分析了超聲波動態燃速測量方法的原理、應用狀況以及關鍵技術和難點,特別是超聲波在發動機殼體結構中的傳播特性,對提高超聲波的透射率作出了一定研究;分析了RTR測量動態燒蝕的關鍵技術,并給出初步的測量布局和思路。

然而上述方案更多是基于理論分析,能否真正應用于固體火箭發動機地面靜態點火試驗中并取得理想的效果還有待于試驗驗證。

進一步研究的建議:

(1)針對超聲波動態燃速測量技術,對常用發動機材料的聲學特性進行實測,提出處理超聲波燃速數據的方法,并分析實測數據。

(2)設計合理的燒蝕試驗裝置,通過開展單因素強化條件下絕熱層燒蝕過程動態測量,研究各沖刷狀態參數對燒蝕的貢獻,為燒蝕模型建立提供幫助。

(3)基于熱能量守恒建立初步的動態燒蝕測量的數學模型,以用于對獲得數據的分析。