[發明專利]固體火箭發動機推進劑燃速測量方法和裝置

有效

• 申請號: 202011593074.2
• 申請日: 2020-12-29
• 公開（公告）號: CN112664355B
• 公開（公告）日: 2022-07-01
• 發明（設計）人: 劉珩;候曉捷;卜祥元
• 申請（專利權）人: 北京理工大學
• 主分類號: F02K9/96
• 分類號: F02K9/96
• 代理公司: 北京眾元弘策知識產權代理事務所(普通合伙) 11462
• 代理人: 宋磊;王洪波

本發明公開了固體火箭發動機推進劑燃速測量方法和裝置。本發明一是在測軸向燃速時，利用多普勒效應，對入射信號與反射信號混頻后得到的中頻信號進行分析，從而計算推進劑軸向燃速，不用考慮電磁波在推進劑中的往返時間，在很大程度上減小了測量誤差，提高了測量精度；二是能對固體推進劑的軸向燃速和橫向燃速同時進行測量，在測量推進劑橫向燃速時，結合層析成像，對火箭發動機內部燃燒情況進行反演成像，得到推進劑橫向推移距離，從而計算得到推進劑的橫向燃速，進而達到多層檢測的目的，可以縮減成本，從而實現固體火箭發動機推進劑燃燒速度動態、快速、準確的測量。

技術領域

本發明屬于固體火箭發動機測量領域，特別是固體火箭發動機推進劑燃速測量方法、裝置、計算平臺及計算機可讀存儲介質。

背景技術

固體火箭發動機技術是航天運載與導彈武器的核心技術。固體推進劑燃燒特性影響火箭的飛行速度和射程，燃燒面推進的燃速是表征發動機內彈道性能的核心參數，也是推進劑配方設計和生產中需要嚴格控制的關鍵指標。因此計算固體推進劑的橫向燃速和軸向燃速，對發現推進劑燃燒的本質規律，提升固體火箭推進劑燃燒的可靠性和安全性，滿足我國不斷增長的航天和軍事動力的應用需求具有重要意義。

目前較成熟的燃速測試手段有藥條靜態測試和發動機動態測試，以及旋轉過載燃燒和壓強瞬變燃燒測試。其中，靶線法和聲發射法只能測試特定壓強下的平均燃速；光學攝像動態燃速測試受推進劑燃燒時的煙霧沉積影響可觀性需填氮氣流，X射線成像設備龐大有放射性，超聲波穿透能力有限且測量時間長。這些方法的時間分辨率低，很難實現對燃燒區域的動態實時測量，無法對整個燃燒過程實現全面復現，且都無法實現對推進劑燃速的多層次檢測，計算過程相對復雜，整體設備成本較高，計算得到的推進劑燃速存在較大的誤差。

發明內容

有鑒于此，本發明的目的在于實現固體火箭發動機推進劑燃燒速度動態、快速、準確的測量。

為實現上述目的，本發明提供了一種固體火箭發動機推進劑燃速測量裝置，包括探測陣列單元、探測陣列控制單元、信號發射單元、信號接收單元、燃速測量單元和測量時序控制單元；其中，

探測陣列單元，在固體火箭發動機周圍的布置探測節點，探測節點分布在與所述固體火箭發動機的軸向相垂直的M個平面上，每個平面上布置N個探測節點，探測陣列單元向固體火箭發動機發送調制信號，并接收調制信號經固體火箭發動機推進劑燃面反射后信號以及調制信號透射過固體火箭發動機衰減后的信號，其中M≥2，N≥2；

探測陣列控制單元，控制信號探測陣列單元中探測節點與信號發射單元連接或者信號接收單元的連接，探測節點與信號發射單元連接是作為發射節點，探測節點與信號接收單元連接是作為接收節點；

信號發射單元，產生調制信號一是送給探測陣列單元的發射節點發射，二是送給燃速測量單元用于測量；

信號接收單元，接收探測陣列單元的接收節點接收的信號，送給燃速測量單元用于測量；

燃速測量單元，至少包括軸向燃速測量單元，軸向燃速測量單元利用多普勒效應，對所述發射節點發射的入射信號與所述接收節點接收的反射信號混頻后得到的中頻信號進行分析，從而計算推進劑軸向燃速；

測量時序控制單元，根據測量任務要求得到上述各單元的工作時序，連續對固體火箭發動機推進劑的燃速進行測量，所述燃速至少包括軸向燃速。

進一步的，燃速測量裝置還包括橫向燃速測量單元，橫向燃速測量單元分析信號接收單元送來的調制信號透射過固體火箭發動機衰減后的信號，利用層析成像算法，對火箭發動機內部推進劑進行反演成像，得到推進劑橫向推移距離，進而得到推進劑的橫向燃速。

本發明還提供了一種固體火箭發動機推進劑燃速測量方法，采用上述裝置，包括步驟：

S1，燃燒前t₀時刻對固體推進劑的測量的步驟，在該步驟中，