火箭分離端面壓力測試技術研究及應用①

尤文斌，馬鐵華，丁永紅，崔 敏

(1.中北大學 電子測試技術重點實驗室，太原 030051；2.中北大學 計算機與控制工程學院，太原 030051)

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火箭分離端面壓力測試技術研究及應用①

尤文斌1，2，馬鐵華1，2，丁永紅1，崔 敏1

(1.中北大學 電子測試技術重點實驗室，太原 030051；2.中北大學 計算機與控制工程學院，太原 030051)

利用抗惡劣環境的存儲測試技術，設計了一種火箭分離端面瞬態壓力記錄系統。對壓力傳感器采用的隔熱處理進行了理論分析、ANSYS數值仿真和實驗測試，結果表明在傳壓管道中填充硅脂可對1 s以內的瞬態高溫起到較好的隔熱效果。通過激波管校準實驗獲得系統固有頻率達到56 kHz，動態誤差小于5%，在火箭分離實驗中成功記錄了分離時一級火箭端面的壓力信號。通過仿真及實測證明了該系統具有良好的實用性和可靠性。

瞬態壓力；隔熱處理；記錄儀；動態性能

0 引言

火箭發動機一、二級分離過程是發射過程中的關鍵環節之一。火箭級間熱分離是指上面級(如二級)發動機點火后產生的噴流推開下面級(如一級)的分離方式[1]，級間分離過程涉及到空氣和燃氣流動以及兩級之間的相對運動，是流體力學和動力學問題相耦合的過程，級間噴流與外流相互作用形成的復雜干擾流場對一、二級箭體氣動特性影響嚴重[2]。近年來，人們對級間分離問題進行了很多數值模擬研究[3-6]，雖然采用數值模擬的辦法可以獲得理論的氣動力參數，為級間分離方案及火箭控制系統設計提供重要依據。但實際工作過程對理論設計具有檢驗作用，當前未有對一、二級分離過程中一級火箭端面壓力測試的報道。壓力傳感器在高溫下性能會發生改變甚至損壞，能用于火箭噴焰這種高溫條件下的壓力傳感器是測試中的關鍵，目前還未有能用于2 000 ℃條件下的高溫壓力傳感器[7]。同時，在解決能測試的基礎上，分離端面的壓力測試準確性也是一個難點。

本文采用抗惡劣環境的存儲測試技術[8-9]記錄火箭分離時的瞬態壓力信號。對壓力傳感器進行了隔熱理論分析和處理，并利用空氣激波管對測試系統進行了動態校準來保證系統的準確性。

1 系統總體設計

火箭分離端面壓力測試記錄系統的結構框圖如圖1所示，由壓力傳感器、信號調理電路、A/D變換器、CPLD、單片機、Flash存儲器、計算機接口組成。采集存儲電路每通道采樣頻率100 kHz，分辨率12 bit，記錄容量256 MB。壓力傳感器選用壓電型壓力傳感器CA-YD-205，量程為10 MPa，工作溫度-40～150 ℃，工作帶寬大于100 kHz。

圖1 系統總體框圖Fig.1 Block diagram of system

2 壓力傳感器的隔熱分析

2.1 傳感器理論溫升原理

壓力傳感器的升溫速度主要由傳感器殼體材料的熱導率決定。對于火箭噴管產生的高速流體，對流是主要的熱傳遞方式，在忽略熱輻射時，傳感器熱量的積累速度等于對流傳導率，即

(1)

式中A為面積，m2；c為比熱容，J/(kg·K)；h為對流換熱系數，W/(m2·K)；t為時間，s；Tg、Tp分別為高速流體和傳感器的溫度，K；V為傳感器體積，m3；ρ為密度，kg/m3。

令τ=ρcV/hA，則式(1)可寫成：

(2)

設Tp(t)和Tg(t)的傅立葉變換分別為τp(ω)和τg(ω)，則系統傳遞函數為

(3)

由式(3)知系統為一階系統，上升時間取決于時間常數τ。

傳感器的主體材料為不銹鋼，取c=460 J/(kg·K)，ρ=7 850 kg/m3，其結構為圓柱半徑r=0.005 m，V/A=r/2，由高速噴射火焰的Bartz 經驗公式[10]取導熱系數h=2 300 W/(m2·K)，計算得到τ=3.925 s。

直接將壓力傳感器與火焰熱流接觸，假設外部溫度為2 000 ℃，由系統傳遞函數計算得到壓力傳感器在19.86 ms就達到150 ℃的極限使用溫度。根據經驗，分離過程火焰作用時間大約1 s左右，計算得到此時溫度達到449.8 ℃。為此，必須采取隔熱處理，但同時還不能影響測試精度。根據熱傳遞函數要求隔熱材料具有較大的密度、比熱容，較小的導熱系數，同時還要保證良好的傳壓、耐高溫特征。根據以上條件，傳壓硅脂是一種理想材料。

2.2 隔熱性能分析

2.2.1 ANSYS數值仿真

在ANSYS/Mechanical/Emag/LS-dyna下建立ANSYS模型，由于傳感器為圓柱形，幾何模型簡化成軸對稱平面分析如圖2所示，硅脂高為5 mm，傳感器與殼體連接部分高6 mm，連接下端長也為6 mm，寬為4 mm，殼體尺寸比傳感器大很多，這里取殼體高度11 mm，寬度11 mm。模型中材料屬性如表1所示。

圖2 橫截面ANSYS模型Fig.2 ANSYS model of cross section 表1 材料屬性表Table 1 Material property sheet

材料密度/(kg/m3)比熱容/[J/(kg·K)]熱導率/[W/(m·K)]硅脂88016304不銹鋼785046080硬鋁2700960150

在硅脂頂層表面和火箭分離硬鋁殼體表面上施加2 000 ℃的熱流，得到各表面中心位置的溫度上升時間仿真曲線如圖3(a)所示，由圖可知硅脂表面溫度上升速度最快，1 s后達到1 000 ℃；火箭外殼表面上升速度次之，1 s后達到236 ℃；壓力傳感器頂面和側面溫度變化較一致，1 s后達到100 ℃左右。在相同條件下，去除硅脂得到傳感器表面的溫度上升時間仿真曲線如圖3(b)所示，由圖可知傳感器頂層表面溫度上升速度最快，1 s后達到265 ℃；傳感器面上升速度次之，1 s后達到219 ℃；從仿真數據可以看出，采用硅脂隔熱達到了預期要求。

(a)有硅脂

(b)無硅脂 圖3 傳感器溫度曲線Fig.3 Temperature curves of sensor

2.2.2 隔熱效果測試

乙炔焰的焰心溫度可達4 000 ℃以上。將傳感器安裝到長寬為50 mm，厚為11 mm的硬鋁板上，管道深度5 mm，填充西班牙鷹牌傳壓硅脂，使用乙炔焰作用硅脂表面時間約為1 s，傳感器功能正常，未出現基線漂移,證明采用傳壓硅脂的方法能有效隔熱。

2.3 隔熱管道對固有頻率的影響

硅脂具有良好的隔熱效果，在硅脂頂層和火箭分離硬鋁殼體表面上施加2 000 ℃的熱流，1 s時刻不同硅脂厚度對應的傳感器表面溫度如表2所示。由表2可知，當硅脂厚度大于3 mm時能滿足隔熱要求，當隔熱硅脂厚度超過5 mm時，由火箭外殼傳熱使得傳感器側面溫度高于頂面。硅脂填充到隔熱管道中，隔熱管道的長度會改變測試系統的固有頻率，從而影響測量精度。

表2 不同管道長度的溫度變化對比Table 2 Temperature contrast of different pipe length

分離端面壓力測量系統的傳壓管道是短管道，假設傳壓管道和空腔外壁是剛性的，傳感器的頻響特性是理想的，其慣性質量可忽略不計，流體在傳壓管道中流動是層流，在工程上計算時忽略液體流動所產生的摩擦阻力及其熱損失，測壓時填充硅脂，傳壓管道的固有頻率fn為[11]

fn=c/4l

(4)

(5)

式中l為傳壓管道的長度，m；C為傳壓管道中的音速，m/s；Ea為傳壓介質的體積彈性模量，GPa；ρ為傳壓介質密度，kg/m3。

硅脂的彈性模量Ea=1.3 GPa，將參數代入式(4)和式(5)得到不同管道長度對應的固有頻率如表3所示。由文獻[12]知火箭噴氣速度在2 000 m/s左右，其瞬間作用到分離端面的頻率在5 kHz以內，管道對測試精度無顯著影響。

表3 不同管道長度對應的管道固有頻率Table 3 Different pipeline length corresponding natural frequency

綜合隔熱效果和管道頻譜特性選擇隔熱管道長度5 mm，該長度保證了較好的隔熱效果，又有較高的管道固有頻率。

3 記錄系統激波管動態校準

為了獲取整個系統的動態特性，利用激波管對記錄系統進行了動態校準，將被測傳感器安裝在低壓室端面，如圖4所示。

圖4 激波管實驗原理示意圖Fig.4 Experiment principle diagram of shock tube

校準時對高壓室充壓縮氣體，當氣體壓強超過膜片強度極限時膜片突然破裂。這時一個平面沖擊波沿低壓室方向傳播，到達傳感器端面時形成上升沿 s級的階躍激波，該壓力將激起傳感器的固有頻率。對傳感器以5 mm管道填充硅脂和無管道形式進行校準，得到的典型曲線如圖5所示。將圖5壓力上升部分展開如圖6所示，通過響應曲線振蕩周期得到沒有管道時的系統固有頻率為120.7 kHz，填充硅脂5 mm管道的系統上升時間為12 μs，固有頻率為56.8 kHz。有5 mm管道的系統幅頻、相頻曲線如圖7所示，由圖7可知測量系統在16 kHz內具有穩定增益，較小相位差，滿足分離端面壓力測量的要求。

圖5 校準曲線對比圖Fig.5 Comparison of calibration curves

圖6 校準對比曲線展開圖Fig.6 Enlarge comparison of calibration curves

圖7 幅頻、相頻特性Fig.7 Amplitude-frequency,phase-frequency characteristics

表4為其中一個有管道測量通道進行3次動態標定實驗的結果。由表4可知，系統誤差均小于5%，說明測試系統是穩定可靠的，能夠保證實驗的準確性。

表4 動態標定結果Table 4 Dynamic calibration result

4 火箭分離壓力實驗

壓力傳感器在一級火箭分離端面的布置如圖8所示，傳感器布置在徑向線上，從中心位置開始每隔150 mm安裝1個壓力傳感器。記錄儀記錄的4個測點壓力曲線如圖9所示，4條壓力曲線均在第一個峰值后出現第二個最大值的波峰，整個噴氣壓力作用時間約為600 ms。中心位置的傳感器壓力最小，其最高峰值為3.45 MPa，并依次增加到邊緣的最高峰值壓力5.27 MPa，第一個壓力峰值上升時間均在29 ms左右。壓力曲線沒有由于傳感器溫度過高產生漂移，壓力曲線與火箭設計單位的理論計算接近，證明隔熱效果良好。

圖8 傳感器結構布局圖Fig.8 Structure layout of sensors

圖9 分離端面壓力曲線Fig.9 Pressure curve of separation face

5 結論

(1)利用存儲測試技術，設計了一種火箭分離端面瞬態壓力記錄系統。在傳壓管道中填充硅脂可對1 s以內的瞬態高溫起到較好的隔熱效果。

(2)利用激波管對加有隔熱管道的記錄系統進行動態校準表明系統固有頻率滿足測試要求，系統誤差小于5%。

(3)在實際測試中，該系統成功地獲取了分離端面壓力數據，為分離設計提供了依據。該記錄儀及隔熱方法可應用到火箭發射、燃爆場等瞬態高溫條件下的壓力測試中。

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(編輯：呂耀輝)

Rocket separation face pressure testing technologyresearch and application

YOU Wen-bin1，2，MA Tie-hua1，2，DING Yong-hong1，CUI Min1

(1.Science and Technology on Electronic Test & Measurement Laboratory,Taiyuan 030051，China;2.School of Computer and Control Engineering, North University of China,Taiyuan 030051，China)

A transient pressure recording system was designed for rocket separation face transient pressure measurement. It uses storage testing technology to resist bad environment.The thermal insulation for pressure sensor was performed by theoretical analysis,ANSYS simulation and experiments,the results show the silicon grease filling in the pressure pipeline has good heat insulation effect for transient high temperature in 1s.The shock tube calibration experiment shows system inherent frequency is 56 kHz and dynamic error is less than 5%.The system successfully records the separation face pressure signal in rocket separation experiment.Simulation and test show that the system has good practicability and reliability.

transient pressure；thermal insulation；recorder；dynamic performance

2013-01-18；

2013-11-20。

國防科技點實驗室基金(9140C120409)；山西省青年科技研究基金(2013021015)。

尤文斌(1981—)，男，博士生，主要研究領域為惡劣條件下的動態測試技術與智能儀器等。E-mail：youwenbin@live.nuc.edu.cn

V441

A

1006-2793(2014)02-0267-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2014.02.024