一種固體火箭推進劑燃面退移實時檢測系統及方法與流程
2023-05-29 10:24:06
本發明屬於固體火箭發動機的推進劑測試領域，特別涉及一種固體火箭推進劑燃面退移實時檢測系統以及實時確定推進劑燃面的位移和動態得到推進劑燃速的方法。
背景技術：
固體火箭發動機是採用固體推進劑的火箭動力裝置，其具有結構簡單、機動性能好、可靠性高及易於維護等優點，在火箭武器系統中的應用越來越廣泛，對於航空航天領域起著巨大的作用。
固體火箭發動機燃燒的可靠性將直接影響整個火箭系統的安全性，為此需要採用可靠的無損檢測手段對燃料的燃燒狀態和燃面退移情況進行實時測量。通過對推進劑燃面進行快速、準確定位和識別，以供技術人員對被測固體燃料發動機進行監測和評估，將大大有利於整個飛行器系統的使用安全性和可靠性。
傳統的固體推進劑燃速的超聲波測試方法是通過連續測量超聲波脈衝在推進劑中的往返時間，確定推進劑燃面的退移，進一步得到推進劑燃速的一種方法。該方法由於使用的有效信息是反射波，容易受到燃面不平整的影響，測量誤差較大。
技術實現要素：
本發明針對反射式超聲法測量存在的問題，提出了一種固體火箭推進劑燃面退移實時檢測系統及實時檢測方法，該檢測系統包括一個由多超聲換能器組成的平行陣列，通過在燃燒路徑上布置多對超聲換能器，利用每對超聲換能器接收到的透射波信號，從而獲得推進劑在燃燒路徑上各個點的燃燒情況。為了實現本發明的目的，本發明採用了如下技術方案：
本發明提供了一種固體火箭推進劑燃面退移實時檢測系統，具有這樣的技術特徵，包括：信號發生單元，用於產生作為原始脈衝信號的超聲波信號；前置放大單元，用於將超聲波信號進行放大；無損檢測單元，與固體火箭發動機的殼體相接觸，包括多組間隔一定間距設置的超聲換能器組，每組超聲換能器組具有發射放大後的超聲波信號的發射換能器以及接收穿過殼體的透射信號的接收換能器；後置放大單元，對透射信號進行放大；信號調理單元，將透射信號轉換成數位訊號；以及處理控制單元，對數位訊號進行處理得到推進劑燃面的位移以及推進劑的燃速，並控制信號發生單元、前置放大單元、無損檢測單元、後置放大單元以及信號調理單元的運行。
本發明提供的固體火箭推進劑燃面退移實時檢測系統，還可以具有這樣的技術特徵：數據採集單元，用於記錄保存數位訊號以及處理控制單元的處理結果。
本發明提供的固體火箭推進劑燃面退移實時檢測系統，還可以具有這樣的技術特徵：發射換能器以及接收換能器分別通過液態耦合劑與殼體相耦合。
進一步，本發明還提供了一種固體火箭推進劑燃面退移實時檢測方法，具有這樣的技術特徵，包括以下步驟：步驟1，信號發生單元產生作為原始脈衝信號的超聲波信號；步驟2，前置放大單元將超聲波信號進行放大；步驟3，無損檢測單元中的多個發射換能器同時發射放大後的超聲波信號，與每個發射換能器分別一一對應的多個接收換能器接收穿過所述殼體的透射信號；步驟4，後置放大單元對透射信號進行放大；步驟5，信號調理單元將透射信號轉換成數位訊號；步驟6，處理控制單元對數位訊號進行處理得到推進劑的燃面位置以及推進劑的燃速。
本發明提供的固體火箭推進劑燃面退移實時檢測方法，還可以具有這樣的技術特徵：處理控制單元採用聲衰減法根據下式得到所述推進劑的燃面位置：
其中，i、j表示的是發射換能器編號和接收換能器的編號，sti,rj為讀取i發射換能器到j接收換能器ti–rj路徑上透射波峰值矩陣，vti,rj是ti–rj路徑上的衰減後信號幅值與背景信號幅值的比值；vt是信號閾值。
若sti,rj＝0，表示發動機在ti–rj處已經開始燃燒；若sti,rj＝1，則表示發動機在ti–rj處並未燃燒。
本發明提供的固體火箭推進劑燃面退移實時檢測系統，還可以具有這樣的技術特徵：處理控制單元根據下式得到推進劑的燃速：
其中，l為殼體上任意兩點a和b之間的距離；△t為信號採集過程中所用的單次保存時間；m為燃面移動到b點時，所述數據採集單元所記錄的數位訊號的當前個數；n為燃面移動到a點時，所述數據採集單元所記錄的數位訊號的當前個數，ta為a點發生燃燒的時刻ta＝n*△t；tb為b點發生燃燒的時刻tb＝m*△t。
發明的作用與效果
根據本發明提供的固體火箭推進劑燃面退移實時檢測系統和方法，由於無損檢測單元中的多個發射換能器能夠同時發射放大後的超聲波信號，與每個發射換能器分別一一對應的多個接收換能器能夠同時接收穿過發動機外殼的透射信號，使得每組超聲換能器組之間構成一發一收的模式，不僅能夠實時根據穿過發動機殼體的透射信號獲悉殼體內推進劑的燃面情況，而且克服了現有技術中的檢測方法容易受到燃面不平整的影響的缺陷，從而減小了檢測誤差，提高了檢測精度。
附圖說明
圖1是本發明實施例中的固體火箭推進劑燃面退移實時檢測系統的結構示意圖；
圖2是本發明實施例中的固體火箭推進劑燃面退移實時檢測方法的流程圖。
具體實施方式
以下結合附圖來說明本發明的具體實施方式。
圖1是本實施例中的固體火箭推進劑燃面退移實時檢測系統的結構示意圖。
如圖1所示，固體火箭推進劑燃面退移實時檢測系統100採取超聲換能器非接觸測量的工作方式。包括信號發生單元11、前置放大單元12、無損檢測單元13、後置放大單元14、信號調理單元15、數據採集單元16以及處理控制單元17。
信號發生單元11用於產生作為原始脈衝信號的超聲波信號；前置放大單元12用於將該超聲波信號進行放大。
無損檢測單元13設置在固體火箭發動機20的附近，包括五組相同的超聲換能器組131。這些超聲換能器組131在火箭發動機20的殼體201附近上下間隔一定間距設置，分別設置在燃燒方向的a、b、c、d、e五個位置，每組包括設置在殼體201右側的發射換能器ti以及設置在殼體201左側的接收換能器ri，每一組中的發射換能器ti和接收換能器ri分別一一對應，構成一發一收的模式，即、發射換能器ti將放大後的超聲波信號發射進殼體201內，接收換能器ri接收穿過殼體201的透射信號。
在本實施例中，推進劑在固體火箭發動機20的殼體內沿著三角箭頭所指示的方向推進，即從上向下推進。
由於超聲波在空氣中的衰減很強，傳播距離很短，為實現能量在換能器與火箭殼體間的順利傳遞，需要在兩者之間設置合理的耦合方式，使超聲波能有效地穿入被測物達到有效檢測目的。採用在測量段與探頭之間要加液態耦合劑用來排除探頭和發動機殼體之間的空氣，該方法適應性強，入射角調節方便，耦合效果好，換能器不易磨損。
後置放大單元14接收透射信號並對其進行放大；信號調理單元15將該透射信號轉換成數位訊號；數據採集單元16用於記錄、保存上述數位訊號以及處理控制單元17的處理結果；處理控制單元17對數據採集單元16所記錄的數位訊號進行處理，得到推進劑燃面的位移以及推進劑的燃速。
本實施例還提供了一種固體火箭推進劑燃面退移實時檢測方法，如圖2所示，包括以下步驟：
步驟1，信號發生單元11產生作為原始脈衝信號的超聲波信號；
步驟2，前置放大單元12將所述超聲波信號進行放大；
步驟3，無損檢測單元13中的五個發射換能器ti同時發射放大後的超聲波信號，與每個發射換能器ti分別一一對應的多個接收換能器ri接收穿過殼體201的透射信號；
步驟4，後置放大單元14對透射信號進行放大；
步驟5，信號調理單元15將所述透射信號轉換成數位訊號；
步驟6，數據採集單元16實時採集該數位訊號，分別得到五個在發動機不同位置的信號數據，並將其傳遞給處理控制單元17；
步驟7，處理控制單元17對數位訊號進行處理得到推進劑的燃面位置以及所述推進劑的燃速。
處理控制單元17採用聲衰減法根據下式得到推進劑的燃面位置：
其中，i、j表示的是發射換能器編號和接收換能器的編號，sti,rj為讀取i發射換能器到j接收換能器ti–rj路徑上透射波峰值矩陣，vti,rj是ti–rj路徑上的衰減後信號幅值與背景信號幅值的比值；vt是信號閾值。
若sti,rj＝0，表示發動機在ti–rj處已經開始燃燒；若sti,rj＝1，則表示發動機在ti–rj處並未燃燒。
此外，處理控制單元根據下式得到推進劑的平均燃速，以a點和b點之間的間隔為例：
其中，l為殼體上a點和b點之間的距離(單位為米)；△t為信號採集過程中所用的單次保存時間(單位為s)；m為燃面移動到b點時，數據採集單元所記錄的數位訊號的當前個數，即第m-1個信號沒有燃燒到b點，第m個信號燃燒到b點；n為燃面移動到a點時，數據採集單元所記錄的數位訊號的當前個數，ta為a點發生燃燒的時刻，ta＝n*△t；tb為b點發生燃燒的時刻，tb＝m*△t。
此外，在超聲測試中，需考慮推進劑材料的性質及探測的範圍。加大探頭直徑可以提高超聲探頭的發射能量，在保證探頭正常工作的前提下，增大超聲探頭面積有助於提高檢測能量。
實施例的作用與效果
根據本實施例提供的固體火箭推進劑燃面退移實時檢測系統和方法，由於無損檢測單元中的多個發射換能器能夠同時發射放大後的超聲波信號，與每個發射換能器分別一一對應的多個接收換能器能夠同時接收穿過發動機外殼的透射信號，使得每組超聲換能器組之間構成一發一收的模式，不僅能夠實時根據穿過發動機殼體的透射信號獲悉殼體內推進劑的燃面情況，而且克服了現有技術中的檢測方法容易受到燃面不平整的影響的缺陷，從而減小了檢測誤差，提高了檢測精度。
在上述實施例中，設置在固體火箭發動機外殼外的超聲換能器組為五組，作為本發明的固體火箭推進劑燃面退移實時檢測系統，作為無損檢測單元組成部分的超聲換能器組並不限於五組，可根據發動機殼體的實際高度來設置超聲換能器組的組數。