尤文斌，马铁华，丁永红，崔 敏

(1.中北大学 电子测试技术重点实验室，太原 030051；2.中北大学 计算机与控制工程学院，太原 030051)



火箭分离端面压力测试技术研究及应用①

尤文斌1，2，马铁华1，2，丁永红1，崔 敏1

(1.中北大学 电子测试技术重点实验室，太原 030051；2.中北大学 计算机与控制工程学院，太原 030051)

利用抗恶劣环境的存储测试技术，设计了一种火箭分离端面瞬态压力记录系统。对压力传感器采用的隔热处理进行了理论分析、ANSYS数值仿真和实验测试，结果表明在传压管道中填充硅脂可对1 s以内的瞬态高温起到较好的隔热效果。通过激波管校准实验获得系统固有频率达到56 kHz，动态误差小于5%，在火箭分离实验中成功记录了分离时一级火箭端面的压力信号。通过仿真及实测证明了该系统具有良好的实用性和可靠性。

瞬态压力；隔热处理；记录仪；动态性能

0 引言

火箭发动机一、二级分离过程是发射过程中的关键环节之一。火箭级间热分离是指上面级(如二级)发动机点火后产生的喷流推开下面级(如一级)的分离方式[1]，级间分离过程涉及到空气和燃气流动以及两级之间的相对运动，是流体力学和动力学问题相耦合的过程，级间喷流与外流相互作用形成的复杂干扰流场对一、二级箭体气动特性影响严重[2]。近年来，人们对级间分离问题进行了很多数值模拟研究[3-6]，虽然采用数值模拟的办法可以获得理论的气动力参数，为级间分离方案及火箭控制系统设计提供重要依据。但实际工作过程对理论设计具有检验作用，当前未有对一、二级分离过程中一级火箭端面压力测试的报道。压力传感器在高温下性能会发生改变甚至损坏，能用于火箭喷焰这种高温条件下的压力传感器是测试中的关键，目前还未有能用于2 000 ℃条件下的高温压力传感器[7]。同时，在解决能测试的基础上，分离端面的压力测试准确性也是一个难点。

本文采用抗恶劣环境的存储测试技术[8-9]记录火箭分离时的瞬态压力信号。对压力传感器进行了隔热理论分析和处理，并利用空气激波管对测试系统进行了动态校准来保证系统的准确性。

1 系统总体设计

火箭分离端面压力测试记录系统的结构框图如图1所示，由压力传感器、信号调理电路、A/D变换器、CPLD、单片机、Flash存储器、计算机接口组成。采集存储电路每通道采样频率100 kHz，分辨率12 bit，记录容量256 MB。压力传感器选用压电型压力传感器CA-YD-205，量程为10 MPa，工作温度-40～150 ℃，工作带宽大于100 kHz。

图1 系统总体框图Fig.1 Block diagram of system

2 压力传感器的隔热分析

2.1 传感器理论温升原理

压力传感器的升温速度主要由传感器壳体材料的热导率决定。对于火箭喷管产生的高速流体，对流是主要的热传递方式，在忽略热辐射时，传感器热量的积累速度等于对流传导率，即

(1)

式中A为面积，m2；c为比热容，J/(kg·K)；h为对流换热系数，W/(m2·K)；t为时间，s；Tg、Tp分别为高速流体和传感器的温度，K；V为传感器体积，m3；ρ为密度，kg/m3。

令τ=ρcV/hA，则式(1)可写成：

(2)

设Tp(t)和Tg(t)的傅立叶变换分别为τp(ω)和τg(ω)，则系统传递函数为

(3)

由式(3)知系统为一阶系统，上升时间取决于时间常数τ。

传感器的主体材料为不锈钢，取c=460 J/(kg·K)，ρ=7 850 kg/m3，其结构为圆柱半径r=0.005 m，V/A=r/2，由高速喷射火焰的Bartz 经验公式[10]取导热系数h=2 300 W/(m2·K)，计算得到τ=3.925 s。

直接将压力传感器与火焰热流接触，假设外部温度为2 000 ℃，由系统传递函数计算得到压力传感器在19.86 ms就达到150 ℃的极限使用温度。根据经验，分离过程火焰作用时间大约1 s左右，计算得到此时温度达到449.8 ℃。为此，必须采取隔热处理，但同时还不能影响测试精度。根据热传递函数要求隔热材料具有较大的密度、比热容，较小的导热系数，同时还要保证良好的传压、耐高温特征。根据以上条件，传压硅脂是一种理想材料。

2.2 隔热性能分析

2.2.1 ANSYS数值仿真

在ANSYS/Mechanical/Emag/LS-dyna下建立ANSYS模型，由于传感器为圆柱形，几何模型简化成轴对称平面分析如图2所示，硅脂高为5 mm，传感器与壳体连接部分高6 mm，连接下端长也为6 mm，宽为4 mm，壳体尺寸比传感器大很多，这里取壳体高度11 mm，宽度11 mm。模型中材料属性如表1所示。

图2 横截面ANSYS模型Fig.2 ANSYS model of cross section 表1 材料属性表Table 1 Material property sheet

材料密度/(kg/m3)比热容/[J/(kg·K)]热导率/[W/(m·K)]硅脂88016304不锈钢785046080硬铝2700960150

在硅脂顶层表面和火箭分离硬铝壳体表面上施加2 000 ℃的热流，得到各表面中心位置的温度上升时间仿真曲线如图3(a)所示，由图可知硅脂表面温度上升速度最快，1 s后达到1 000 ℃；火箭外壳表面上升速度次之，1 s后达到236 ℃；压力传感器顶面和侧面温度变化较一致，1 s后达到100 ℃左右。在相同条件下，去除硅脂得到传感器表面的温度上升时间仿真曲线如图3(b)所示，由图可知传感器顶层表面温度上升速度最快，1 s后达到265 ℃；传感器面上升速度次之，1 s后达到219 ℃；从仿真数据可以看出，采用硅脂隔热达到了预期要求。

(a)有硅脂

(b)无硅脂 图3 传感器温度曲线Fig.3 Temperature curves of sensor

2.2.2 隔热效果测试

乙炔焰的焰心温度可达4 000 ℃以上。将传感器安装到长宽为50 mm，厚为11 mm的硬铝板上，管道深度5 mm，填充西班牙鹰牌传压硅脂，使用乙炔焰作用硅脂表面时间约为1 s，传感器功能正常，未出现基线漂移,证明采用传压硅脂的方法能有效隔热。

2.3 隔热管道对固有频率的影响

硅脂具有良好的隔热效果，在硅脂顶层和火箭分离硬铝壳体表面上施加2 000 ℃的热流，1 s时刻不同硅脂厚度对应的传感器表面温度如表2所示。由表2可知，当硅脂厚度大于3 mm时能满足隔热要求，当隔热硅脂厚度超过5 mm时，由火箭外壳传热使得传感器侧面温度高于顶面。硅脂填充到隔热管道中，隔热管道的长度会改变测试系统的固有频率，从而影响测量精度。

表2 不同管道长度的温度变化对比Table 2 Temperature contrast of different pipe length

分离端面压力测量系统的传压管道是短管道，假设传压管道和空腔外壁是刚性的，传感器的频响特性是理想的，其惯性质量可忽略不计，流体在传压管道中流动是层流，在工程上计算时忽略液体流动所产生的摩擦阻力及其热损失，测压时填充硅脂，传压管道的固有频率fn为[11]

fn=c/4l

(4)

(5)

式中l为传压管道的长度，m；C为传压管道中的音速，m/s；Ea为传压介质的体积弹性模量，GPa；ρ为传压介质密度，kg/m3。

硅脂的弹性模量Ea=1.3 GPa，将参数代入式(4)和式(5)得到不同管道长度对应的固有频率如表3所示。由文献[12]知火箭喷气速度在2 000 m/s左右，其瞬间作用到分离端面的频率在5 kHz以内，管道对测试精度无显著影响。

表3 不同管道长度对应的管道固有频率Table 3 Different pipeline length corresponding natural frequency

综合隔热效果和管道频谱特性选择隔热管道长度5 mm，该长度保证了较好的隔热效果，又有较高的管道固有频率。

3 记录系统激波管动态校准

为了获取整个系统的动态特性，利用激波管对记录系统进行了动态校准，将被测传感器安装在低压室端面，如图4所示。

图4 激波管实验原理示意图Fig.4 Experiment principle diagram of shock tube

校准时对高压室充压缩气体，当气体压强超过膜片强度极限时膜片突然破裂。这时一个平面冲击波沿低压室方向传播，到达传感器端面时形成上升沿 s级的阶跃激波，该压力将激起传感器的固有频率。对传感器以5 mm管道填充硅脂和无管道形式进行校准，得到的典型曲线如图5所示。将图5压力上升部分展开如图6所示，通过响应曲线振荡周期得到没有管道时的系统固有频率为120.7 kHz，填充硅脂5 mm管道的系统上升时间为12 μs，固有频率为56.8 kHz。有5 mm管道的系统幅频、相频曲线如图7所示，由图7可知测量系统在16 kHz内具有稳定增益，较小相位差，满足分离端面压力测量的要求。

图5 校准曲线对比图Fig.5 Comparison of calibration curves

图6 校准对比曲线展开图Fig.6 Enlarge comparison of calibration curves

图7 幅频、相频特性Fig.7 Amplitude-frequency,phase-frequency characteristics

表4为其中一个有管道测量通道进行3次动态标定实验的结果。由表4可知，系统误差均小于5%，说明测试系统是稳定可靠的，能够保证实验的准确性。

表4 动态标定结果Table 4 Dynamic calibration result

4 火箭分离压力实验

压力传感器在一级火箭分离端面的布置如图8所示，传感器布置在径向线上，从中心位置开始每隔150 mm安装1个压力传感器。记录仪记录的4个测点压力曲线如图9所示，4条压力曲线均在第一个峰值后出现第二个最大值的波峰，整个喷气压力作用时间约为600 ms。中心位置的传感器压力最小，其最高峰值为3.45 MPa，并依次增加到边缘的最高峰值压力5.27 MPa，第一个压力峰值上升时间均在29 ms左右。压力曲线没有由于传感器温度过高产生漂移，压力曲线与火箭设计单位的理论计算接近，证明隔热效果良好。

图8 传感器结构布局图Fig.8 Structure layout of sensors

图9 分离端面压力曲线Fig.9 Pressure curve of separation face

5 结论

(1)利用存储测试技术，设计了一种火箭分离端面瞬态压力记录系统。在传压管道中填充硅脂可对1 s以内的瞬态高温起到较好的隔热效果。

(2)利用激波管对加有隔热管道的记录系统进行动态校准表明系统固有频率满足测试要求，系统误差小于5%。

(3)在实际测试中，该系统成功地获取了分离端面压力数据，为分离设计提供了依据。该记录仪及隔热方法可应用到火箭发射、燃爆场等瞬态高温条件下的压力测试中。

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(编辑：吕耀辉)

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。

国防科技点实验室基金(9140C120409)；山西省青年科技研究基金(2013021015)。

尤文斌(1981—)，男，博士生，主要研究领域为恶劣条件下的动态测试技术与智能仪器等。E-mail：youwenbin@live.nuc.edu.cn

V441

A

1006-2793(2014)02-0267-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2014.02.024