固体火箭发动机推力测试系统

　　收稿日期: 2005-06-21. 作者简介: 王　飞( 1978- ) ,男,工程师;研究方向:地爆器材 装备保障; E -m ail : wf f- w f@ 163. com. 文章编号: 1009-3443( 2006) 01-0069-04 固体火箭发动机推力测试系统 王　飞,　王连来,　董志斌,　刘广初 (总装工程兵科研二所,北京 100093) 摘　要: 为判断固体火箭发动机性能能否满足产品图和技术条件的要求, 给出安全储存可靠评价,开发研制了 固体火箭发动机推力测试系统。利用该系统对 50～310 mm 口径火箭发动机的工作时间和推力进行测试,数据 采集系统采用 GJB770A- 97的发动机静止试验法。经过实装测试,试验台发动机装配点火数据采集处理及时 有效, 测试结果的推力时间曲数据准确, 一致性好。能够满足目前固体火箭发动机推力检测的需要。 关键词: 固体火箭发动机;推力;测试系统 中图分类号: T B114. 3 文献标识码: A Thrust measuring system of solid rocket engine WA N G Fei,　WA N G L ian-lai ,　DON G Zhi-bin,　L IU Guang -chu ( T he Second Engineer ing Scient ific Resear ch Institute of t he General A rmam ents Depar tment, Beijing 100093, China ) Abstract: In order to judge w hether solid engine perfo rmance meets pr oduct charts and technical terms, and to have cr edible evaluat ion about safe storag e, a thrust measuring system of solid ro cket eng ine w as studied. Using this system , the w orking t ime and thrust of so lid engine of 50～310 mm caliber were mea- sured, and data acquisit ion system adopted GJB770A - 97 eng ine quiescence test ing method. Real equip tests show that eng ine assemblage, engine fire and data acquisition ar e ef fectiv e and ef ficient, and data of thr ust-t ime f igure acco rd to the facts. T est resul ts show that this system can meet the current needs of measuring thrust o f sol id ro cket eng ine. Key words: solid rocket engine; thr ust ; measuring sy stem 　　地雷爆破器材有一个储存年限的要求, 一般是 不低于 10 a,即在正常的库存条件下工厂确保 10 a 内地雷爆破器材作用的可靠性, 但储存 15 a 和 20 a 的器材是否可靠, 是否失去战斗效能,国内目前没有 明确的说法。若直接销毁,则可能造成资源的巨大浪 费,基于这些因素,必须对库存的地雷爆破器材进行 检测和处理。 固体火箭发动机在仓库长期存放的过程中,产 品零件及装药受温度、湿度等环境条件的影响存在 应力释放及老化现象, 将造成产品尺寸及性能的变 化。火箭发动机推力可靠性是重要的战技指标, 研究 该检测系统用于判断固体火箭发动机是否能够满足 产品图与技术条件的要求。 1　系统组成 固体火箭发动机推力测试系统主要用于检测 50～310 mm 口径火箭发动机工作时间和推力。由 固体火箭发动机静止试验标定系统、推力测试系统 和静止台架组成。 固体火箭发动机静止试验标定系统,对固体火 箭发动机的推力传感器进行适时标定, 为系统测试 做准备。主要设备包括: 推力传感器( 24个,推力等 级 1、2、5、10、20、50、100、150 kN)、 标准 excel标准偏差excel标准偏差函数exl标准差函数国标检验抽样标准表免费下载红头文件格式标准下载 测力计( 5 个,压力等级 1、2、5、20、150 kN)、推力标定机、稳压 第 7卷 第 1期 2006 年 2月 解 放 军 理 工 大 学 学 报 (自 然 科 学 版)Jour nal of PLA University of Science and T echno logy Vo l. 7 No . 1Feb. 2006� 电源、应变放大器、计算机(含标定软件系统)。 固体火箭发动机推力测试系统,主要用于对固 体火箭发动机的推力进行测试。主要设备包括: 推力 传感器( 24个)、稳压电源、应变放大器、计算机(含 测试软件系统)、点火装置(可实现前拉火、后拉火和 电点火)等。 2　测试原理 将固体推进剂火箭发动机安装在静止试验台上 进行点火燃烧试验,通过压力传感器和推力传感器, 将燃烧过程中的压力和推力转换成电信号, 经记录 仪器或数据采集系统处理, 获得压力和推力等参数。 2. 1　铜柱测压 采用旋入式测压器(活塞面积 1 cm2 ) , 锥形铜 柱规格为� 6 mm×9. 8 mm。根据燃烧室最大压力 按 表 关于同志近三年现实表现材料材料类招标技术评分表图表与交易pdf视力表打印pdf用图表说话 pdf 1锥型铜柱的预压值。 表 1　铜柱预压值 Tab. 1　Copper pole advanced pressure value　　MPa 测试压力 < 3. 0 3. 0～ 5. 0 5. 1～ 10. 0 10. 1～ 15. 0 15. 1～ 25. 0 25. 1～ 35. 0 预压值 0 2. 0 4. 0 7. 0 10. 0 15. 0 ( 1)铜柱特性修正量按式( 1)计算 �PTX = P b1 - P i , ( 1) 其中: �P TX为铜柱特性修正量; P b1为试验前铜柱高 度对应的铜柱压力表的压力值; P i 为该批铜柱的预 压值。 ( 2)铜柱压力按式( 2)计算 P cn = �PTX + Pb2, ( 2) 其中: Pcn为铜柱测出的压力值; �P TX为铜柱特性修 正量; P b1为试验后铜柱高度对应的铜柱压力表的压 力值。 两粒铜柱测出一发压力值偏差在表 2 规定 关于下班后关闭电源的规定党章中关于入党时间的规定公务员考核规定下载规定办法文件下载宁波关于闷顶的规定 范围 内,取其平均值即为该发的铜柱压力值,若超过表 2 规定时,则选取接近该发曲线压力最大值的那一个 铜柱压力值作为该发铜柱压力。 表 2　两平行铜柱压力允许偏差 Tab. 2　Allowed pressure warp of two parallel copper poles 平行压力 值/ Mpa 6. 0 6. 1～ 12. 0 12. 1～ 18. 0 18. 1～ 50. 0 50. 1～ 100. 0 允许偏差/ % 12 10 8 6 5 2. 2　压力测量点作图法 在曲线上没有明显的特征点时,用作辅助线的 方法 快递客服问题件处理详细方法山木方法pdf计算方法pdf华与华方法下载八字理论方法下载 确定这些测量点。作上升段、下降段和工作段的 切线,以切线交角的平分线与曲线的交点,分别作为 起始或燃终压力、推力的测量点,如图1所示。其中: P 0 为起始压力、F0 为起始推力、P b 为燃终压力、Fb 为燃终推力。有多条测量曲线时,取零时点的曲线上 选特征点。对一般曲线作下降段切线与后零线的延 长线相交, 取夹角平分线与曲线交点为发动机工作 时间的终点,从零点起到该终点对应的时间作为发 动机工作时间。对下降缓慢的曲线,取曲线下降至燃 终压力 3%处为发动机工作时间的终点, 从零时点 到终点对应的时间作为发动机工作时间 tk。 图 1　压力测量点作图法 F ig . 1　Const ruing method of measuring pressure point s 火箭发动机装药燃烧后期有较大的二次峰, 这时 作二次压力峰值点和下降段的切线的交点作垂直线, 从零时点起到该垂直线上对应的时间作为燃烧时间。 燃终压力和推力测量点按终时间确定,如图 2所示。 图 2　后零线测量点作图法 Fig . 2　Construing method of measur ing back zero line po ints 2. 3　曲线不归零和后零线测量点的确定 曲线不归零,若后零线平直,曲线与后零线的切 点即为后零线测量点,若后零线变化缓慢,则按图 2 确定, 作下降段切线 A D 与前测量点零线延长线 OB 交于 D , 以DE= CD ( C 为燃终压力对应点) , 曲 线上 E 对应的 E′点即为后零线的测量点。 2. 4　曲线的测量和计算 ( 1)曲线不归零度的计算 70 解 放 军 理 工 大 学 学 报 (自 然 科 学 版) 第 7 卷　 r = H 01 - H 02 �H m × 100%, ( 3) 其中: r 为曲线不归零度; H 01为示波器曲线前零线 的高度,或数字采集系统的采集值( LSB) ; H 02为示 波器曲线后零线的高度( LSB) ; �H m为示波器曲线 最大平均值或 LSB。 ( 2)数据采集系统各测量点压力(推力)的计算 p ( F ) = K h - �1 , ( 4) 其中: P ( F)为曲线上任一点压力(推力, M Pa) ; K 为 标定系数( M Pa) /采集值( LSB) ; �1为截距( M Pa)。 ( 3)示波器各测量点压力(推力)的计算 P( F ) j = P ( F ) i- 1 + K i ( �hj - �hi- 1) , ( 5) 其中: P ( F ) j 为曲线上第 j 点的压力 (推力) 值; P ( F) i- 1为第 i- 1阶梯标定值; K i 为曲线上第 i点 的标定系数/采集值; �h j 为曲线上第 j 点的有效高 度; �h i- 1为曲线上第 i- 1点的有效高度。 如果曲线不归零, 不归零度在±1%范围内,按归零 处理。不归零在+ 1%～+ 3%范围内,以零时点与后零 线测量点的连线为零线(补充零线)进行修正处理。 ( 4)发动机工作时间内的平均压力 P =∫tb0P dt / tb, ( 6) 其中: P 为发动机工作时间内的平均压力; tb 为装药 燃烧时间; P 为发动机的工作压力; t为装药燃烧时 间或发动机工作时间。 3　试　验 3. 1　试验步骤 　　某次火箭发动机推力测试系统试验的具体操作 步骤如下:将中心架一对放置在试验台工字钢上,用 固定螺杆将其固定在既定位置。将待测发动机放入 试验架中,试验架分别在距发动机头部 1/ 4处及3/ 4 处。将装有传感器的传感器座用螺杆固定于适当位 置。拧下传感器帽及测力球头,用调整工装拧于传感 器帽位置。仔细调整中心架及传感器座的位置, 使传 感器与待测发动机同轴。调整时用薄纸夹于调整工 装与发动机之间确保上下左右 4个方向间隙一致。 调整完毕后拧紧螺帽固定中心架及传感器座。再次 检查确保发动机与传感器同轴。调整完毕取下调整 工装,装上测力球头及传感器帽。 确保点火电源关闭后,将点火开关拨在短路状 态。将待测发动机放置于中心架中,调节两中心架压 紧滚轮,使滚轮在距发动机约 1 mm。将发动机轻 推,使发动机靠紧传感器,且传感器不受力。通知仪 器操作人员检查测试系统有无异常。若出现异常再 次进行系统检查,必要时重选传感器进行标定。待检 查无误后点火操作人员安排所有人员撤离危险区。 3. 2　试验结果 3. 2. 1　单兵爆破器试验结果 ( 1)试验条件 试验发动机为单兵火箭爆破器发动机(拉发式 点火) ;测试系统为 SC-29N 计算机测试系统; 传感 器为BLR-12B, 公称推力 100 kg, 标定推力 1 kN; 测 力计为EHB-1, 工作范围 0. 2～1 kN; 放大器为 BZ- 2210多通道动态应变仪;试验温度为自然温度。 　　( 2)试验数据 试验数据如表 3所示。 表 3　单兵火箭爆破器推力测试试验数据 　　　Tab. 3　Thrust test data of blast implement for single soldier 项　　　目 第 1 发 第 2 发 最大推力 Fm/ kN 0. 887 1. 014 最大推力时间 T m / s 0. 015 0. 016 工作时间 T k/ s 1. 616 1. 693 工作结束推力总冲 I k/ ( kN·s) 0. 609 0. 602 燃烧结束点推力 Fb/ kN 0. 085 0. 076 燃烧时间 T b/ s 1. 558 1. 654 燃烧结束推力总冲量 I b/ ( kN·s) 0. 607 0. 600 3. 2. 2　班用火箭爆破器试验结果 ( 1)试验条件 试验发动机为班用火箭爆破器发动机(拉发式 点火) ;测试系统为 SC-29N 计算机测试系统; 传感 器为BHR-4,公称推力500 kg ,标定推力5 kN;测力 计为 EHB-6A, 工作范围 0. 6～6 kN ;放大器为 BZ- 2210多通道动态应变仪;试验温度为自然温度。 ( 2)试验数据 试验数据如表 4所示。 表 4　班用火箭爆破器推力测试数据 Tab. 4　Thrust test data of blast implement for group 项　　　目 第 1 发 第 2 发 最大推力 Fm/ kN 2. 622 2. 644 最大推力时间 T m / s 2. 928 3. 000 工作时间 T k/ s 3. 810 3. 811 工作结束推力总冲量 I k/ ( kN·s) 8. 152 8. 058 燃烧结束点推力 Fb/ kN 2. 347 2. 401 燃烧时间 T b/ s 3. 399 3. 379 燃烧结束推力总冲量 I b/ ( kN·s) 7. 837 7. 721 71　第 1 期 王　飞,等: 固体火箭发动机推力测试系统 　 3. 3　试验结论 在图 3 的曲线前部选取一段无信号段, 按住 SHIFT 键再点鼠标左键确认,松开 SHIFT 键, 点击 另一点按住 SHIFT 键再点鼠标左键确认, 松开 SHIFT 键,范围选取完成。点击鼠标右键显示右键菜 单, 点击“前零线”菜单进行前零线处理。在曲线后部 选取一段无信号段, 选取两点进行“后零线”处理,选 取过程同选取“前零线”两点。同上述操作分别进行 “上切线”及“下切线”的处理,点击鼠标右键进行“数 据处理”菜单的最终处理,即可得到最大推力、最大推 力时间、工作时间、工作结束推力总冲量、燃烧结束点 推力、燃烧时间、燃烧结束推力总冲量等参数。 图 3　推力测试曲线 Fig . 3　T hrust measuring cur ve 　　从测试过程看, 试验台的发动机装配、发动机点 火、数据采集及处理及时有效;从测量结果看,推力- 时间曲线正常, 数据一致性好,其测量数据与装备的 战术技术指标进行比较, 可以判断火箭发动机性能 能否满足产品图和技术条件的要求, 能够满足测试 需求。 4　结　语 ( 1)固体火箭发动机推力测试系统性能稳定可 靠, 能够检测 50～310 mm 口径火箭发动机工作时 间和推力, 对前后拉发式点火(电点火发动机)均可 可靠地进行测试; 数据采集处理系统实现了很好的 人机交互,操作方便、直观、简便。 ( 2)试验中心架操作便捷,在发动机的试验台装 配过程中, 调整简单, 调整工装 设计 领导形象设计圆作业设计ao工艺污水处理厂设计附属工程施工组织设计清扫机器人结构设计 新颖,在发动机 的调整中, 可保证测试精度;试验台设计外形美观, 结构坚固。 参考文献: [ 1]　张　华, 王西彬.火炸药的绿色制造过程评价[ J] . 计算 机集成制造系统, 2004, 1( 10) : 106-109. 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