模擬飛行條件下固體火箭發動機內彈道性能測試技術研究

付 宇，陳亞奇，儀建華，孫 美，解珍珍

(1.中國兵器工業實驗測試研究院，陜西華陰 714200;2.西安近代化學研究所，西安 710065)

近年來，隨著高機動性能戰術導彈技術的發展，對高橫向過載下發動機的工作穩定性和安全性提出了越來越高的要求。高過載會對火箭發動機內流場以及裝藥燃燒產生很大的影響，導致發動機內彈道性能的顯著改變。

燃燒室壓強是發動機工作的重要參數，與比沖、推力、燃燒特性、結構尺寸以及重量密切相關，通常燃燒室工作過程分為3 個階段:點火起動段、穩態工作段和拖尾段。研究發動機燃燒室內壓強隨時間變化的規律，是固體火箭發動機工作過程分析的主要方面。

目前，固體火箭發動機內彈道性能測試基本只進行地面實驗，某些性能參數在地面實驗時無法獲取，或者因不滿足一定的激勵條件其數值與實際飛行條件下有較大差異，如:某固體火箭發動機在特定飛行過載條件下出現燃燒不穩定現象，但進行地面實驗時故障不復現，因此模擬高過載飛行條件進行內彈道性能測試尤為重要。如:某固體火箭發動機在特定飛行過載條件下出現燃燒不穩定現象，但進行地面實驗時故障不復現，因此需要在模擬飛行過載條件下進行內彈道性能測試，并無損回收被試品發動機用以數據分析。

基于以上背景，本文通過設計模擬飛行試驗(即:火箭橇試驗)，在特定飛行過載條件下進行被試品發動機燃燒室內壓強測試，實現了被試品發動機燃燒不穩定現象的故障復現，為該類型發動機的裝藥設計提供依據，進而改善發動機在高過載條件下的工作特性，提高發動機工作的安全性和可靠性。

1 火箭橇試驗方法設計

火箭橇試驗是武器研制過程中的一種重要的地面試驗手段，是介于實驗室試驗與飛行試驗之間的聯系天地之間的一種試驗系統，其最大的特點是模擬試驗件所需的速度和加速度。利用這一試驗方法，不僅能考核試驗件整機、部件的性能，也能考核它們對飛行環境的適應性及可靠性。其飛行包絡基本能涵蓋飛行試驗，是1:1 試驗件所能考核的最有效試驗系統，其可在軌無損回收經考核過的試驗件，供進一步試驗室分析。

固體發動機的火箭橇模擬飛行試驗，是將被試品發動機安裝在火箭橇橇體上，利用助推發動機使火箭橇橇體達到一定的速度和加速度，當橇體達到設定的過載條件時被試品發動機開始工作，從而達到模擬飛行試驗特定過載條件下被試品發動機工作性能的目的。橇體上安裝過載測試系統和壓強測試系統，用來實時記錄橇體的運行過載和被試品發動機燃燒室壓強。火箭橇試驗系統如圖1 所示。

圖1 火箭橇試驗系統

2 測試系統構建

以火箭橇為平臺的模擬飛行試驗與地面實驗不同，測試環境具有高過載、振動，高速氣流擾動等特點且測試系統的安裝空間有限。火箭橇試驗時壓力測試系統安裝于火箭橇橇體上隨火箭橇一起運行，因此測試系統需具備抗振動、過載能力，小型化，直流電源供電等特性，這也是地面試驗使用的測試設備不能直接用于火箭橇試驗的原因。測試系統主要由壓力傳感器、信號調理模塊及數據記錄儀組成，系統組成框圖如圖2 所示。

圖2 測試系統組成框圖

壓力傳感器感應發動機燃燒室內的壓力信息，并將壓力信息轉換為與壓力強弱成一定比例的微弱電信號;信號調理模塊將傳感器輸出的微弱電信號通過放大電路進行放大后，輸出0 ～5 V 的與壓力強弱成比例關系的電壓信號; 數據記錄儀將信號調理模塊輸出的模擬電壓信號經采集卡的A/D轉換器轉換成數字信號，并進行數據記錄、存儲，待試驗結束后讀取試驗數據進行分析處理。

3 測試系統標定

測試系統中所使用的壓力傳感器、信號調理模塊、數據記錄儀都單獨進行過計量檢定，但為了驗證系統的匹配性及系統精度，需要對電纜線在內的整套測試系統進行標定。

活塞式壓力計是基于帕斯卡定律及流體靜力學平衡原理產生的一種高準確度、高復現性和高可信度的標準壓力計量儀器，主要用于計量室、實驗室以及生產或科學實驗環節作為壓力基準器使用。本文采用活塞式壓力計對測試系統進行標定，根據傳感器的量程(20 MPa)選用YS -250 型壓力計，該壓力計的測量范圍為0.5 ～25 MPa，準確度為0.05級(±0.05%)。

壓力傳感器的靜態標定，是指給定多個不同的壓力點，獲取相應的壓力傳感器的輸出電壓讀數，并形成一條靜態標定曲線。為了標定壓力傳感器存在的回程誤差，分別進行升程和回程兩次標定。標定時將壓力計加壓到某一給定值，等到壓力傳感器進入穩態狀態后用測試系統對該壓力值進行采集。標定系統組成框圖如圖3 所示，標定數據如表1所示。

圖3 標定系統組成框圖

表1 標定數據

將理論輸出電壓與升程、回程實測電壓值進行畫圖比較，圖中直線為壓強-理論輸出電壓關系曲線，圓圈代表升程電壓值，星號代表回程電壓值。從圖4 中可以看出，測試系統精度滿足要求，壓強與實測電壓值滿足線性關系。標定曲線比對圖如圖4 所示。

圖4 標定曲線比對

4 試驗驗證

某型固體火箭發動機地面實驗時燃燒室壓力曲線正常，但在飛行試驗時出現燃燒不穩定現象，為了復現該型號發動機的燃燒不穩定現象并對改進措施進行驗證，需要進行特定過載條件下的模擬飛行試驗，并對燃燒室壓力曲線進行測試。

4.1 試驗設計

根據某型固體火箭發動機在飛行試驗中出現的故障，初步判定不穩定燃燒出現的條件為過載值達到16 g 且持續時間大于2 s。根據此情況進行火箭橇試驗彈道設計，試驗開始時助推發動機工作，橇體開始沿滑軌運動，過載值上升至設定值16 g 并持續2 s 后被試品發動機工作，橇體到達軌道設定位置時，采用水剎車技術無損回收被試品，橇體逐漸減速至靜止。火箭橇試驗測得過載曲線如圖5 所示。

過載測試系統與壓強測試系統安裝于橇體預留測試艙內，為了獲取統一零時刻，當被試品發動機開始工作時，兩套測試系統同時開始記錄，試驗結束后隨橇體回收。

圖5 過載曲線

4.2 結果與討論

針對該項試驗任務共進行了3 次試驗，第1 次為地面試驗，第2 次、第3 次為特定過載條件下的火箭橇試驗，其中第2 次試驗為故障復現，第2 次試驗為對改進措施進行驗證。地面試驗時燃燒室壓力曲線正常，如圖6 所示，說明沒有過載激勵的條件下故障不能復現。第2 次火箭橇試驗模擬特定過載條件下(飛行過載達到軸向約20 g，大于16 g 過載持續時間大于2 s)被試品發動機出現燃燒不穩定現象，燃燒室壓力曲線如圖7 所示，故障復現。對被試品發動機裝藥改進后進行第3 次火箭橇試驗模擬同上的特定過載條件，試驗測得燃燒室壓力正常，曲線如圖8 所示，說明改進措施有效。

圖6 地面試驗時燃燒室壓力曲線

圖7 故障復現

圖8 改進后燃燒室壓力曲線

5 結論

本文通過進行的3 次火箭橇試驗得出:①通過特定過載條件下的模擬飛行試驗壓力測試，復現了某型號發動機的燃燒不穩定現象，并驗證了改進措施的成功有否，為試驗提供了數據支撐;②試驗保證了被試產品的無損回收;③模擬飛行試驗條件下發動機燃燒室壓力測試技術是可行的，測試重復性較好。

［1］曹軍.高過載條件下固體火箭發動機工作穩定性研究［J］.航空兵器，2014(1):13-15.

［2］吳蜀豫.某小型固體火箭發動機內彈道數值仿真探究［J］.電子測試，2014(3):9-11.

［3］裴東興.內彈道多參數同步測試［J］.火力與指揮控制，2014(3):155-158.

［4］蘭光武.某火炮系統彈道一致性影響因素分析［J］.四川兵工學報，2014(1):13-16.

［5］田建明.高超聲速飛行器地面試驗方法［J］.彈箭與制導學報，2013(6):56-58.

［6］張瑜.基于存儲測試技術的彈底壓力測試技術［J］.火力與指揮控制，2014(1):172-175.

［7］陳軍.固體火箭發動機零維兩相內彈道研究［J］.彈道學報，2013(2):39-43.

［8］陳軍，封鋒，余陵.固體火箭發動機一維兩相內彈道研究［J］.彈道學報，2010(3):16-20.

［9］錢禮華，陳亞奇，申曉敏，等.火箭橇過載測試系統的設計與應用［J］.四川兵工學報，2014，34(2):32-34.

［10］李金河，龐勇，趙繼波.火箭橇試驗加載技術研究［J］.彈箭與指導技術研究，2010(5):137-139.