專利名稱：火箭固體推進劑燃速測試系統的制作方法
技術領域：
本發明涉及測試儀器技術領域，具體地說是一種火箭固體推進劑燃速測試系統，可用于水下聲發射法和靶線法火箭固體推進劑燃速測量。
背景技術：
國內目前已有的火箭固體推進劑聲發射燃速測試方法始于80年代，而火箭固體推進劑靶線測試法則時間更早。詳見1997年徐再榮在《固體火箭技術》上發表的“高壓燃速聲發射測試技術研究”和1998年再榮在《推進技術》上發表的“特低燃速固體推進劑低壓下的燃速測試”。由于存在對推進劑燃燒所產生的聲信號測量范圍窄，數據處理方法誤差較大，測試精度低等問題。特別是對燃速大于27mm/s和小于4mm/s的藥條，難于獲得準確測試結果，有的配方不能獲得燃速壓強指數并且測試系統自動化程度低。控制燃燒室進、排水，進、排氣，壓力調節的閥門均為手動閥門，控制精度低。現有設備計時采用電秒表計時，測量周期長、精度低，測量人員勞動強度大。信號采集采用圖像記錄器、數字計數器等設備記錄聲發射信號，不僅誤差大，而且為后續的數據統計與處理帶來不便。在數據處理方法上，傳統數據處理方法在溫度敏感系數和壓強指數曲線的計算中采用單點平均計算的方法，導致計算時引入的誤差較大。因此，對火箭固體推進劑燃速測試系統的更新刻不容緩。
發明內容
本發明的目的是為了解決現有技術存在的問題，提供一種火箭固體推進劑燃速測試系統，以提高測試精度和測試效率，實現對測試數據進行管理與數據自動處理，并實現測試過程的自動化。
本發明的技術方案是在現有技術的基礎上采用了計算機技術，具體地說該系統包括燃燒室、信號采集裝置、氣路、水路與溫度調控裝置以及系統控制裝置。燃燒室是藥條燃燒的壓力容器，燃燒室可以為一個或多個，燃燒室上安裝有頂蓋、進/排水口、進/排氣口，頂蓋上安裝有銅電極；信號采集裝置包括聲發射信號接收傳感器、壓強傳感器、溫度傳感器、銅電極、信號放大器、A/D卡。上述的傳感器分別從燃燒室的工作狀態中獲得聲信號、壓強信號和溫度信號，銅電極獲得靶線通斷信號，同時將這些信號傳送給信號放大器進行放大，放大后的信號再傳送給A/D卡，由A/D卡將模擬信號轉變成數字信號。氣路、水路與溫度調控裝置包括高壓氮氣氣源、緩沖氮氣瓶、溫控裝置、高壓進氣閥、緩沖氣閥、排氣閥、進水閥、排水閥和分別與它們連接的水管與氣管，通過各閥門、氣管與水管將氣源、氣瓶、溫控裝置與燃燒室連接，使燃燒室滿足測試所需的環境要求。系統控制裝置包括計算機及軟件系統和機內安裝的I/O控制卡，還包括由閥門控制驅動電路和點火電路組成的控制柜。閥門控制驅動電路輸入端與I/O控制卡連接，輸出端分別與氣路、水路與溫度調控裝置中的各閥門連接。點火電路輸入端與I/O控制卡連接，輸出端與燃燒室頂蓋的銅電極連接。由信號采集裝置中安裝在計算機主板插槽上的A/D卡輸出的數字信號傳送給計算機進行數據處理后產生系統的控制信號。控制信號經I/O控制卡送給閥門控制驅動電路，分別去控制各閥門的開啟與關閉；點火信號經I/O控制卡送給點火電路，通過電纜給燃燒室頂蓋的銅電極加以點火電流，使點火絲發熱點燃固體推進劑藥條；計算機與打印機連接，打印測試報告單。
本發明與現有技術相比具有如下優點1、聲信號的采集采用寬帶聲發射信號接收傳感器。避免了傳統單體窄帶超聲波接收傳感器有效帶寬難以覆蓋所有被測試的信號，由此產生頻帶不匹配的問題。從而拓展了測量范圍并降低測試誤差，提高測試精度。
2、該系統在測試過程中所有閥門均采用電磁氣動閥，由計算機自動控制，降低測試人員勞動強度，并提高測試環境調節精度。
3、傳統數據處理方法在溫度敏感系數和壓強指數曲線的計算中采用單點平均計算的方法。在每一溫度點對燃速求平均得到該點的平均燃速，當求出所有測試點的平均燃速后再用這些點的平均燃速計算溫度敏感系數。而本發明在計算時，采用所有有效測試點的測量值參與溫度敏感系數和壓強指數的計算，提高了溫度敏感系數、壓強指數的測試精度。
4、該系統計時采用計算機時鐘計時，比傳統的電秒表計時精確度高。
5、在壓強控制中，采用壓強閉環模糊控制及聯動自鎖、互鎖技術，減少了壓強控制所需時間，提高了壓強控制的精度。
圖1是本發明的系統結構示意2是本發明軟件工作流程簡3是本發明實施例1水下聲發射法燃速測試系統結構示意4是本發明實施例2靶線法燃速測試系統結構示意圖具體實施方式
參照圖1，它是本發明的系統結構示意圖，該系統由燃燒室2、信號采集裝置、氣路、水路與溫度調控裝置1和系統控制裝置組成。燃燒室2有進/排水口、進/排氣口，燃燒室2配有燃燒室頂蓋3，燃燒室頂蓋3上安裝有銅電極。氣路、水路與溫度調控裝置1內有高壓氮氣氣源、緩沖氮氣瓶、高壓進氣閥、緩沖氣閥、排氣閥、進水閥、排水閥、溫控裝置及相應的氣管、水管。信號采集裝置包括壓強傳感器4、溫度傳感器5、聲發射信號接收傳感器22、燃燒室頂蓋3上的銅電極、信號放大器11和A/D卡13。氣路、水路與溫度調控裝置1通過氣路管線與燃燒室2上的進/排氣孔連接。在測試時，氣路、水路與溫度調控裝置1受閥門控制驅動電路7的控制信號控制，對燃燒室2充氮氣并控制燃燒室內壓強穩定于測試所需壓強范圍。在信號采集裝置中，壓強傳感器4安裝在進/排氣口與燃燒室2連接的管道上，壓強傳感器4測得燃燒室的壓強。溫度傳感器5安裝在燃燒室2的外側壁上，測得燃燒室的溫度。聲發射信號接收傳感器22采集火箭固體推進劑藥條燃燒時產生的聲發射信號，燃燒室頂蓋3上的銅電極采集火箭固體推進劑藥條燃燒時的靶線通斷信號。上述傳感器測得的壓強、溫度、聲發射信號或靶線通斷信號均送給放大器11放大后再送給A/D卡13，由A/D卡13將模擬信號轉變成數字信號后送給系統控制裝置進行數據處理。控制裝置由控制柜10和計算機及軟件系統9組成，控制柜10內裝有閥門控制驅動電路7和點火電路8，計算機9的主板插槽上裝有I/O控制卡12和信號采集裝置中的A/D卡13。計算機將A/D卡13送來的數字信號進行處理，產生控制命令，通過I/O控制卡12將控制信號送給控制柜10。控制柜10中的閥門控制驅動電路7接到控制信號后，控制氣路、水路與溫度調控裝置1中的各個閥門，使其開啟或關閉以調節燃燒室內的測試環境。點火電路8與燃燒室頂蓋的銅電極連接。當燃燒室環境調節滿足測試所需的環境要求后，點火電路8通過電纜給燃燒室頂蓋的銅電極加以點火電流，使點火絲發熱點燃固體推進劑藥條。計算機9與打印機6連接打印輸出測試數據。
在數據處理上，在采用格拉布斯(Grubbs)法則剔除無效數據后，直接將所有有效測試點的測量值參與溫度敏感系數和壓強指數的計算，以消除平均誤差。
參照圖2，它是本發明軟件工作流程簡圖，結合該流程簡圖和系統的結構示意圖說明其工作過程。
在進行測試前，所有電磁氣動閥都處于關閉狀態。使用軟件設定各種測試參數。將燃燒室頂蓋3的銅電極上綁縛點火絲。將燃燒室頂蓋3插入燃燒室2并旋轉使其密封好。系統自動判斷點火絲是否連通，若點火絲不通則由操作人員更換點火絲后繼續以上過程。溫度傳感器5采集溫度信號并經過放大送入計算機9中，若燃燒室2溫度高于測試所需溫度，則由閥門控制驅動電路7控制氣路、水路、溫度調控裝置1對燃燒室進行降溫。若燃燒室2溫度低于測試所需溫度，則由閥門控制驅動電路7控制氣路、水路、溫度調控裝置1對燃燒室2升溫。當溫度調節滿足測試需要后，閥門控制驅動電路7控制氣路、水路、溫度調控裝置1對燃燒室2進行加壓。壓強傳感器4采集燃燒室2的壓強，當燃燒室2壓強大于測試所需壓強時，則由閥門控制驅動電路7控制氣路、水路、溫度調控裝置1對燃燒室排氣降壓。若燃燒室2壓強小于測試所需壓強，則由閥門控制驅動電路控制氣路、水路、溫度調控裝置1對燃燒室2增壓。當燃燒室2內的溫度、壓強等測試環境均符合測試所需的環境要求后，由操作人員控制計算機9發出點火命令時，I/O控制卡12向點火電路8發出控制信號使點火電路8通過電纜給燃燒室頂蓋3的電極加以點火電流，從而使點火絲發熱點燃固體推進劑藥條。同時各傳感器采集燃燒室2的溫度、壓強、聲發射信號或靶線通斷信號，并送入信號放大器11。信號放大器11將輸入的聲發射信號或靶線通斷信號、溫度電信號和壓強電信號放大成為A/D卡13能夠量化的模擬電信號，同時由A/D卡13將測得的模擬電信號轉換成數字信號供計算機9處理。計算機9實時采集溫度、壓強、推進劑藥條燃燒時的聲發射信號或靶線通斷信號，并顯示在軟件界面上，同時將測試數據存儲在硬盤上。在完成一組藥條的測試之后，由I/O控制卡12向閥門控制驅動電路7發出控制信號，控制氣路、水路、溫度調控裝置1對燃燒室2減壓排氣或減壓排水。軟件自動對測試數據進行篩選，剔除異常數據，并計算燃速、壓強指數、溫度敏感系數，并由打印機6打印測試報告單。
參照圖3，它是本發明實施例1水下聲發射法燃速測試系統結構示意圖。
火箭固體推進劑水下聲發射測試系統的原理是將已測知長度的固體推進劑藥條試樣置于耐壓燃燒室的水中，在達到規定的溫度、壓強測試條件下，點燃燃燒室內水中藥條試樣。藥條燃燒產生的聲信號通過聲發射信號接收傳感器接收后轉換為電信號，該電信號經放大并轉換成數字信號后送入計算機進行數據處理，從而精確測知固體推進劑試樣藥條的燃燒時間。試樣藥條的長度除以該時間，即可得到該測試壓強、溫度條件下的燃速值。
如圖3所示與圖1比較，本實施例的特點是靶線通斷信號和聲發射信號中僅采用了聲發射信號，即僅安裝了聲發射信號接收傳感器22。該傳感器22緊貼燃燒室外壁安裝。聲發射信號接收傳感器22的信號輸出端與前置放大器14的輸入端連接。前置放大器14的輸出端與信號放大器11的輸入端連接。氣路、水路、溫度調控裝置包括高壓氮氣氣源15、氮氣緩沖瓶16、高壓進氣閥17、緩沖氣閥18、排氣閥19、進水閥20、排水閥21和溫度調控裝置23。
測試前首先通過進水閥20對燃燒室注水，測試時聲發射信號接收傳感器22將推進劑藥條燃燒時采集到的聲發射信號傳給前置放大器14，前置放大器將信號放大后再傳給信號放大器11。A/D卡13將模擬信號轉換成數字信號后送給計算機9進行處理。計算機9根據聲發射信號持續時間和推進劑藥條長度計算出火箭固體推進劑的燃燒速率，再根據燃燒室壓強、溫度計算出壓力指數和溫度敏感系數。測試完成后再對燃燒室排氣降壓后通過排水閥21對燃燒室排水。
參照圖4，它是本發明實施例2靶線法火箭固體推進劑燃速測試系統結構示意圖。
靶線法測試系統的原理是將完全固化的推進劑藥條包覆后在已知長度兩端鉆孔穿靶線，在氮氣加壓和恒溫條件下點燃藥條后，測量燒斷該兩端靶線的時間間隔，用靶線間的距離除以時間間隔即可得到燃速值。
如圖4所示與圖1比較，本實施例的特點是在靶線通斷信號和聲發射信號中僅采用了靶線通斷信號，即僅安裝了燃燒室頂蓋3上的銅電極。氣路、水路、溫度調控裝置包括高壓氮氣氣源15、氮氣緩沖瓶16、高壓進氣閥17、緩沖氣閥18、排氣閥19和溫度調控裝置23。
測試時在燃燒室頂蓋3的銅電極上綁縛點火絲、靶線一、靶線二。在待測推進劑藥條上按規定距離打孔，按順序將點火絲和靶線一、靶線二穿入待測推進劑藥條。將燃燒室頂蓋3插入燃燒室2并旋轉使其密封好。靶線一、靶線二及點火絲通斷信號通過信號放大器放大后送給計算機。計算機用靶線一和靶線二之間的長度除以靶線一和靶線二燒斷信號的時間間隔以計算出火箭固體推進劑的燃燒速率。再根據燃燒室壓強、溫度計算出壓力指數和溫度敏感系數。
權利要求
1.火箭固體推進劑燃速測試系統，包括燃燒室[2]、信號采集裝置、氣路、水路與溫度調控裝置[1]，燃燒室[2]是藥條燃燒的壓力容器，燃燒室上安裝有頂蓋[3]、進/排水口、進/排氣口，頂蓋[3]上安裝有銅電極；信號采集裝置包括聲發射信號接收傳感器[22]、壓強傳感器[4]、溫度傳感器[5]、頂蓋[3]上的銅電極、信號放大器[11]、A/D卡[13]，三個傳感器從燃燒室的工作狀態中分別獲得聲發射信號、壓強信號和溫度信號，銅電極獲得靶線通斷信號，同時將這些信號傳送給信號放大器[11]進行放大，放大后的信號再傳送給A/D卡(13)，由A/D卡(13)將模擬信號轉變成數字信號；氣路、水路與溫度調控裝置[1]包括高壓氮氣氣源、緩沖氮氣瓶、溫控裝置、高壓進氣閥、緩沖氣閥、排氣閥、進水閥、排水閥和分別與它們連接的水管與氣管，通過各閥門、氣管與水管將氣源、氣瓶、溫控裝置與燃燒室連接，使燃燒室保持正常的工作狀態；其特征在于該系統還包括系統控制裝置，系統控制裝置包括計算機及軟件系統[9]和機內設置的I/O控制卡[12]，還包括由閥門控制驅動電路[7]和點火電路[8]組成的控制柜[10]；閥門控制驅動電路[7]輸入端與I/O控制卡[12]連接，輸出端分別與氣路、水路與溫度調控裝置[1]中的各閥門連接；點火電路[8]輸入端與I/O控制卡[12]連接，輸出端與燃燒室頂蓋[3]上的銅電極連接；由信號采集裝置中安裝在計算機主板插槽上的A/D卡[13]輸出的數字信號傳送給計算機[9]進行數據處理后產生系統的控制信號，控制信號經I/O控制卡[12]送給閥門控制驅動電路[7]，分別去控制各閥門的開啟與關閉；同時經I/O控制卡[12]送給點火電路[8]，通過電纜給燃燒室頂蓋[3]上的銅電極加以點火電流，使點火絲發熱點燃固體推進劑藥條；計算機及運行專用軟件與打印機[6]連接，打印測試報告單。
全文摘要
本發明公開了一種火箭固體推進劑燃速測試系統，它涉及測試儀器技術領域，其目的是采用該系統以提高對固體推進劑燃速的測試精度和測試效率，實現對測試數據進行管理與數據自動處理，并實現測試過程的自動化。該系統是在現有技術的基礎上采用了計算機技術，系統由燃燒室、信號采集裝置、氣路、水路與溫度調控裝置和特別設計的系統控制裝置組成。系統控制裝置包括計算機及控制軟件和由閥門控制驅動電路與點火電路組成的控制柜。信號采集裝置從燃燒室的工作狀態中獲得測試信號，經放大變換后傳送給系統控制裝置，由計算機進行數據處理并發出控制信號經閥門控制驅動電路和點火電路控制閥門通、斷和點燃固體推進劑藥條。本系統主要用于固體推進劑燃速測量。
文檔編號G01N33/22GK1888897SQ20061004316
公開日2007年1月3日 申請日期2006年7月13日 優先權日2006年7月13日
發明者劉科祥, 李楠, 趙吉成 申請人:西安電子科技大學