中北大学信息与通信工程学院, 山西 太原 030051
衬层是连接固体火箭发动机壳体和推进剂的重要组成部分,其粘接状态决定着推进剂-衬层-壳体粘接界面的完整性,进而影响固体发动机的安全可靠性。针对衬层粘接结构的混合态和非连续阻抗特性,研究了激光超声在衬层结构中的传播规律,搭建了实验装置;以烧蚀机制激发超声波为手段,通过提取超声波在衬层中的传播时间和相对声衰减量,采用超声波透射法对衬层的固化过程进行状态表征,提出了用于求解衬层中纵波渡越时间的标定时间差值法,建立了非连续阻抗的相对声衰减模型。实验结果表明,采用标定时间差值法获得的渡越时间,以及采用相对声衰减模型计算得到的声衰减量能够很好地表征衬层的固化过程。
激光器 激光超声 激光发射器 激光接收器 固体火箭发动机 衬层
1 西安航天动力机械有限公司 陕西 西安 710038
2 西安交通大学 金属材料强度国家重点实验室，陕西 西安 710049
激光焊接技术是提高超高强钢固体火箭发动机加工精度、加工效率和服役安全性的重要技术手段。梳理了国内外超高强钢中厚壁结构全位置激光焊接、单道全穿透焊接、功率调制激光焊接和激光焊熔池动力学仿真模拟等关键技术的研究进展,系统地展示了这些新进展在超高强钢固体火箭发动机壳体激光焊接质量控制方面的潜在应用价值。所述的研究进展可为我国超高强钢固体火箭发动机壳体的优质高效制造提供参考。
超高强钢 固体火箭发动机壳体 激光焊接 全位置焊接 厚板单道穿透焊接 功率调制 ultra-high strength steel solid rocket motor shell laser welding all-position welding thick plate single pass welding power modulation
以不锈钢薄板、三元乙丙橡胶和硅胶层建立的固体火箭发动机（SRM）壳体为对象, 研究了由压电陶瓷片(PZT)激励和接收的兰姆(Lamb)波在壳体中的传播问题。首先通过设置多组压电传感器检测路径, 对不同脱粘尺寸下椭圆定位法和结合椭圆法的基于概率成像（PDI）法（即改进PDI法）定位结果进行对比; 其次对不同位置, 不同概率取值下的改进PDI法成像进行对比;最后通过试验验证了成像情况。研究结果表明, 与椭圆定位法相比, 基于PZT的改进PDI法具有更高的精度和灵敏度, 且该方法可以实现对SRM钢壳体和绝热层不同脱粘位置的检测。
压电陶瓷 固体火箭发动机 兰姆波 概率成像（PDI）法 脱粘检测 piezoelectric ceramic solid rocket motor Lamb wave PDI method debonding detection
固体火箭发动机羽流具有高温、 高速与强辐射特征, 羽流温度是发动机工作状态与性能的重要表征参数。 准确测量固体火箭发动机羽流温度对了解发动机内部燃烧情况以及发动机综合性能具有重要的参考价值。 随着激光与光谱学的发展, 激光光谱技术逐步应用于固体推进剂燃烧及发动机羽流温度测量。 辐射光谱测温法通过测量火焰辐射光谱来实现温度的非接触在线测量, 具有测温范围宽、 响应快及可靠性高等优点, 可应用于固体火箭发动机羽流温度测量。 在此提出了基于火焰辐射光谱的固体火箭发动机羽流温度测量方法, 采用350~1 000 nm波段光纤光谱仪搭建了发动机羽流火焰辐射光谱测量系统, 利用标准辐射黑体炉开展光谱仪响应系数标定, 获得响应系数随波长的变化曲线, 并以此用作羽流辐射光谱数据修正。 之后将该测量系统应用于标准?118固体火箭发动机地面试验, 开展典型12%铝质量含量推进剂发动机羽流辐射光谱实验测量, 选取不同时刻羽流辐射光谱分析了发动机羽流辐射光谱特征, 并利用双色法灰性判断原理对羽流火焰灰体特性进行讨论, 验证在675~745 nm波段发动机羽流火焰辐射可近似认为灰体, 该波段辐射率随波长变化最大相对偏差为4.01%, 相对均方差为1.53%。 因此, 基于普朗克辐射定律开展辐射光谱拟合参数获得不同时刻羽流温度与辐射率参数, 并讨论测量结果与发动机工作状态的关系。 最后, 开展12%, 15%与19%铝质量含量的不同推进剂配方固体火箭发动机羽流辐射光谱测量, 将辐射光谱法温度测量值与理论热力计算值进行比较, 两者最大偏差值为5.40%, 讨论了不同铝含量推进剂发动机羽流辐射光谱特征, 并结合温度与辐射率测量结果, 分析了固体推进剂铝含量对辐射光谱、 羽流温度及辐射率的影响。 通过固体火箭发动机羽流辐射光谱测温方法研究, 为固体火箭发动机性能评估及推进剂配方优化等研究提供了有效的羽流参数测量手段。 分析获得的推进剂铝含量对发动机羽流辐射光谱、 温度及辐射率参数的影响, 为降低固体发动机羽流特征信号提供了重要的实验数据支撑。
辐射光谱 燃烧诊断 测温方法 固体火箭发动机 羽流温度 Radiation spectrum Combustion diagnostics Thermometry Solid rocket motor Plume temperature
1 中国科学院安徽光学精密机械研究所 中国科学院环境光学与技术重点实验室, 安徽 合肥 230031
2 中国科学技术大学, 安徽 合肥 230026
3 光学辐射重点实验室, 北京 100854
火箭发动机喷焰涉及复杂的流动、复燃和辐射效应, 并对喷焰辐射的光学探测跟踪有着重要的影响。以固体火箭发动机为研究对象, 建立喷焰化学反应复燃数值模拟方法和视线光辐射传输数值计算方法, 对不同飞行条件下的喷焰流动、辐射特性进行计算分析, 重点考察复燃效应对不同高度喷焰辐射特性的影响。研究结果表明: 复燃效应引起喷焰温升可达到1 000 K, 并使得喷焰谱带辐射强度有10倍以上的增强; 对于不同谱带辐射强度会随高度先升后降, 最大的高度在20~30 km, 短波2.7 μm波段有约17倍的辐射增强, 中波4.3 μm波段约有16倍增强, 可见复燃引起辐射增强作用H2O分子的贡献大于CO2分子的贡献。研究结果可为进一步的理论研究和工程应用提供参考。
固体火箭发动机 复燃效应 红外辐射 数值模拟方法 solid rocket motor afterburning effect infrared radiation numerical simulation methods 红外与激光工程
2018, 47(9): 0904003
1 华南理工大学，广东 广州 510641
2 北京航空航天大学，北京 100083
为研究固体火箭发动机地面和高空飞行过程中羽流红外辐射随飞行高度的变化，计算了某型固体火箭发动机在地面试车和7.5～80 km 之间一系列高度工况下，发动机内、外流场和红外波段2～6 μm的辐射。发动机内流和羽流流场采用非平衡化学冻结模型计算，高温Al2O3 颗粒和燃气组分混合的羽流辐射场采用FVM 模型计算，其中燃气组分的光谱特性用WSGG 模型计算，Al2O3 颗粒的光谱特性用Mie 理论计算。研究了2.7～2.95 μm、3.6～3.85 μm 和4.2～4.45 μm 三个波段，羽流高温核心区表面的辐射强度；以及高温核心区在轴向主平面和法平面上，0°、45°和90°三个视角的辐射亮度。研究发现：随飞行高度上升，环境压力下降，羽流体积膨胀，其中高温核心区气相温度迅速下降，Al2O3颗粒浓度也所有下降，但颗粒温度仍比较高。发动机在地面工作时，羽流的强辐射带沿其轴线呈连续状分布；但在高度小于22.5 km 的低空飞行时，羽流的强辐射带除了出口区域以外，还在出口下游的后燃区出现。羽流的红外辐射亮度在纵截面上具有轴对称性。在光谱分布方面，发动机飞行高度小于40 km 时，羽流辐射呈现燃气辐射的光谱差异性，但发动机在40 km 高度以上飞行时，羽流辐射呈现高温颗粒辐射的光谱连续性。
固体火箭发动机 羽流 红外辐射 地面试验 飞行工况 solid rocket motor plume infrared radiation ground test flight condition
