端面燃烧固体推进剂燃速增强分析谷物基于x射线实时摄影

文摘

可能会出现意想不到的压力上升的粮食端面燃烧固体火箭发动机。人们普遍认为,这种现象的产生是由于非平行层燃烧的燃烧表面,导致沿着抑制剂燃烧率的增加。为了解释这一现象的原因,实验进行了调查在四个不同的配置。基于x射线实时摄影(RTR)技术,一种新的方法来确定动态燃速推进剂和获取实时端面燃烧概要文件。从实时燃烧表面的图像,发现有一个非均匀燃烧表面位移现象在粮食端面燃烧固体火箭发动机。通过图像处理,实时燃速的谷物中心线和实时锥角。基于实时的分析燃烧率在不同位置的表面,端面锥电动机工作过程中的燃烧过程。离壳,推进剂的燃烧率就越高。考虑这个端面燃烧颗粒运动的实际结构,这是猜测,谷物的锥燃烧的主要原因可能是由于金属壁的热传导。通过调整初始形状的颗粒表面,燃烧室的工作压力可以基本持平,以满足任务要求。 The results show that the method can measure the burning rate of solid propellant in real time and provide support for the study of nonuniform combustion of solid propellant.

1。介绍

根据任务的要求,主要工作参数设计、燃料选择,和谷物固体推进剂火箭发动机的设计完成。电动机的实测参数是否符合设计值,电机参数的一致性将决定是否满足任务要求。然而,粮食与端面燃烧固体火箭发动机的操作压力测量实验往往高于理论值。它已经可以证明这一现象从非均匀颗粒表面的回归结果,这是反过来提高推进剂燃速的结果在墙附近。很多研究工作这一现象,试图解释这一现象的原因和形成过程。interrupted-burning测试后端面燃烧颗粒运动的观察剩余推进剂底部的燃烧室,飞机最终颗粒燃烧过程中生成的一个锥形(1]。目前,研究压力上升和端面燃烧发动机的燃烧回归仍不足(2]。人们普遍认为,端面燃烧锥燃烧效应和压力上升都受到物理和化学机制。和物理机制主要包括粒子聚合(3),剪切流(4],组成转变[5,6)、压力(5,6),导热效果(7),应激粮食缺陷(8),和结束电动机结构(9),而化学机制主要包含化学反应特性(10),热通量的气体(11速度场[],火焰拉伸的12]。为了防止锥问题和内弹道不稳定影响粮食的性能和可靠性,改善粮食配置(13),稳定工作压力的一个重要手段是经常采用。需要判断修改设计的可行性及其优点和缺点在与其他设计和研究端面燃烧法。

x射线实时摄影(RTR)技术是在1980年代末开发的(14),作为一个强大的工具调查火箭发动机点火测试的燃烧过程。RTR是一种无触点诊断技术研究复杂的工作过程在高压燃烧器或电机(15- - - - - -18]。RTR技术的技术原理和基本系统组成可以称为Ref。15。RTR技术已成功应用于推进剂燃速测试,研究裂纹增长,侵蚀燃烧,喷嘴侵蚀、两相流等等(15,18]。RTR技术已成为固体发动机技术发展的一个重要的研究方法。

端面燃烧问题包括一个复杂的物理和化学过程从而详细进行分析。在目前的工作,汽车在正常温度测试多个组的粮食主要几何参数相同的和不同的初始配置。的动态燃烧回归颗粒在不同初始端配置条件下与RTR也观察到。实时的晶粒结构和燃烧率之间的关系以及根据燃烧室压力的数据变化规律进行了分析。回归不平行现象包括锥形燃烧燃烧端面燃烧谷物、边缘效应、压力上升进行了验证和讨论。

2。实验系统和方法

2.1。x射线实时摄影

光电吸收x射线从点源变弱后,强度是均匀当非衰减的x射线到达接收屏幕图像增强器(19]。根据比尔-朗伯定律,x射线强度分布在接收屏幕上反映了介质衰减,介质厚度的变化,x射线路径和密度。因此,一粒燃烧回归过程适用于研究x射线技术(20.]。

测试系统和布局如图所示1。整个系统主要包括x射线发生器、图像增强器,高速摄影机,移动控制系统试验台,点火/定时控制和数据采集系统。x射线发生器的辐射源x射线实时照相系统采用MXR-421/26阴极射线管制造的彗星的瑞士,射线管目标20°角和x射线束锥角38°。E5876HD工业图像增强器的东芝决议46 lp / cm和接收屏幕尺寸采用300 mm,可接受x射线穿透通过谷物和将其转换为光信号容易收集的高速摄像机。采用高速相机PhantomV4.3收集图像增强器的光信号和记录结束的全过程的图像序列的燃烧。测试的目的,其分辨率设置为 ,帧率设置为50帧每秒,和照片曝光时间设置为10微秒。测试电机的轴线应保持水平,以确保图像的数据的准确性。此外,在实验之前,标准元素用于校准图片。然后,进行实验和燃烧室压力测量。

2.2。粮食的配置

为了研究燃烧的回归情况在不同的初始条件下,对四种不同初始燃烧实验测试一粒一粒配置和一架飞机最终配置。粮食结束Test1-Test4如图2,最终颗粒表面的主要参数如表所示1。列的基本参数是相同的,列的总长度是213毫米,直径是77毫米。有一些差异在初始燃烧端面的谷物,和具体的差异在图所示2。采用独立的颗粒的燃烧温度1520 K和19的平均分子量。推进剂包含硝酸铵(质量分数82%)和HTPB(质量分数18%)和丁腈橡胶的隔热层。燃烧率的推进剂燃速计算公式 。

2.3。图像处理方法

图3显示了Test2的捕获的图像。从图可以看出,发动机外壳的形状,谷物,端面是清晰可见的。

选择谷物的中心线设计水准的运动情况下边界后弧底部为基准。线性燃烧率被定义为固相的距离消失在单位时间内粮食的正常方向,可以用来计算实际平均燃烧速率和燃烧率(21]。在开始测试、基准中心线的距离粮食燃烧和横向成像像素值测量。在整个测试中,高速相机拍摄频率是固定的。图像采样每0.5年代,颗粒燃烧情况下,颗粒燃烧倒角的变化,和动态,分析了实时成像Test2, Test3, Test4,分别。为了获得准确的燃速推进剂,高速摄影测量时间框架,特别是关键时间框架的非均匀变化。选择关键职位的相邻帧处理,和长度之间的平均比率和时间被定义为瞬时平均燃烧速率。

为了获得端面燃烧颗粒的最终形状和燃烧率更好,需要提取的最终形状和位置每一刻的形象。图像处理软件倪愿景助理2012用于本研究中提取的形状和位置形状。具体流程如图形象4。

3所示。测试结果和分析

为了减少其他因素的影响在端面燃烧法和内弹道22),同一批次的推进剂的谷物。在测试之前,所有测试电机温度保持在298 K的24小时。实验在室温下进行。Test2的x射线图像和压力数据,Test3, Test4和压力Test1收集的数据。这些照片是由图像处理方法处理部分2。3,然后,瞬时燃烧速率和平均端倒角的粮食了,燃烧和燃烧表面回归法和圆锥效应进行了分析。根据pressure-time曲线的四个测试马达,端面燃烧法和压力上升的效果进行了分析。

3.1。内弹道性能

气体发生器的pressure-time曲线如图4。

最大压力和平均操作压力的测试数据处理后,得到如表所示2。

如图5压力达到顶峰,在开始测试由于点火成分的作用但在短时间内变得稳定。由于槽和配置的差异,他们最初的燃烧区域是不同的( )。在操作阶段,燃烧室压力上升的利率是测序 。明确Test1的pressure-time曲线所示,压力上升的现象出现在稳定的操作阶段,和最大操作压力增加了15%。从Test2的压力时间曲线,可以看出,平均为6.38 MPa的压力,而压力的变化范围为6.2 MPa - 6.6 MPa (-2.8%到3.4% )。整体压力稳定,变化范围很小。Test3,稳定操作阶段的压力保持上升趋势和初始操作压力相比增长了16%,高于Test1。由于大的初始燃烧区Test4,燃烧室压力达到峰值7点,然后保持稳定在10年代和燃烧到最后。根据图5,操作压力的Test1和Test3高于其他两个测试中,有明显的压力Test1和Test3攀升现象。相比大致相同的操作时间为Test2和Test4 Test1的操作时间相对较短,而Test3是最短的。根据 和 ,推进剂相同的参数和喷嘴喉部面积,燃烧室内压力增加而增加的表面积和燃烧率。所以平均燃烧速率和燃烧表面积的变化将影响燃烧室压力的变化。Test1,初始燃烧表面燃烧,燃烧室压力是恒定的理想状态,但实际压力不断攀升。这表明燃烧率或燃烧表面改变了在工作过程中。固体火箭发动机发展主要有两种方法来解决这个问题。一个方法是优化的推进剂配方获得推进剂的燃烧特性和燃烧率的变化的原因分析或燃烧表面积,这是费时和昂贵的。另一种方法是使燃烧室压力恒定的薪酬设计颗粒燃烧表面。相比之下,第二种方法可以实现这个目标经济和迅速。为了保持恒定的工作压力,采用颗粒燃烧表面的补偿设计在目前的研究。不同补偿燃烧表面设计和测试来获取最优补偿燃烧表面。 According to Figure5和表2,压力稳定Test2是最好的与其他实验。动态燃烧率进行了分析通过使用x射线动态实时图像分析,进一步分析燃烧室压力的上升的原因和补偿燃烧表面的影响。

3.2。分析动态、实时x射线成像

成像结果表明,平均燃烧速率Test2的推进剂,Test3, Test4和3.38毫米/秒,3.56 mm / s,分别和3.25毫米/秒。谷物的最终成像情况在每个代表Test2-Test4数据所示的时刻6- - - - - -8。

如图6、粮食槽结构在初始时刻存在,消失在大约12。燃烧的回归是维护稳定在随后的燃烧过程,和燃烧室压力保持稳定不锥形现象。在以后的操作过程中,轻微的不规则燃烧的现象出现了。燃烧室压力曲线显示的压力始终保持稳定的稳定操作阶段。不断喷嘴喉部面积,可以看出,粮食始终保持相对稳定燃烧表面从0。在操作阶段(约56年代),最终没有弧形,还有一些剩余粮食。一般来说,轻微的谷物端面燃烧不规则的现象发生在Test2的情况下,燃烧过程中的燃烧回归稳定,也没有可观测的锥形燃烧现象出现在燃烧过程的结束。

如图7,颗粒燃烧表面已经将Test3小于Test2和Test4 0,和燃烧室压力同时达到最小。发射后,压力不断上升。特别是,最后表面在12和24年代是不同的:基本上有一个飞机燃烧表面12个年代,而边际燃烧率大于24 s中心燃烧的速度。整个操作阶段,逐渐燃烧现象存在,运动情况下边缘附近的推进剂燃烧率大于粮食中心,燃烧率和燃烧的燃烧是不均匀的。结束时的燃烧过程,最终表面看起来略凸和弧形剩余推进剂。一般条件下Test3,粮食端面燃烧边缘效应非常明显,逐步解体后燃烧现象发生燃烧的初始配置,和附近的锥现象和压力上升现象是显而易见的,最后燃烧。

如图8,最终的配置是复杂的(0年代,燃烧的增减先后后保持稳定。从表面更连贯的关键帧的结束,燃烧改变Test4相对固定的条件下,有最小剩余推进剂在56个年代,如相应的图所示。一般来说,除了最初的人造nonneutral燃烧,平面平行层燃烧基本上是主导的谷物Test4端面燃烧方式。回归后燃烧跟着进步开始燃烧,和相对中立的燃烧现象发生在稳定的操作阶段,没有压力上升或锥形燃烧效果。

粮食燃烧长度沿中心线单位时间内被定义为瞬时平均燃烧速率。平均燃烧率的变化和粮食槽时间如图9。根据电动机的实时压力曲线在图9Test2的条件下,燃烧室压力迅速成为稳定的从高角度发生后点火的高峰。在整个操作过程中,燃烧速率、压力、和燃烧区域都保持稳定;然而,燃烧略不规则和非平面的。在最后阶段的燃烧、倒角和燃烧面积基本保持稳定;在燃烧,有少量的残余推进剂的底部。条件下Test3,燃烧室压强迅速升至工作压力从低角度发生后点火的高峰。在操作阶段,平均燃烧率保持稳定,慢慢倒角波动和拒绝,生成一个非常明显的边缘效应。分别平均燃烧速率比较低的边缘(9毫米)和时间框架的中心线20-36年代。如图10,附近的推进剂燃烧率大于中心,和进步的燃烧现象观察。下半年操作期间,燃烧率下降,然后保持稳定,直到最后,压力上升和下降交替。最后燃烧,倒角下降减慢,锥形燃烧削弱。Test4的条件下,由于最终的环形槽的设置,初始结构分解8秒后点火,燃烧室压力下降后上升,后退燃烧跟着进步,最后,稳定操作开始。因为没有明显的边缘效应在整个燃烧过程中,钝角槽是用来测量燃烧的改变。上半年的操作阶段,燃烧速率中心线保持较低的稳定,和测量钝角不断扩大。下半年的燃烧过程中,燃烧率继续保持稳定,测量钝角稍有波动附近的平坦的角度,和燃烧的形状和面积都保持稳定,没有任何现象的锥形燃烧或压力上升。

数据显示9(一个),9 (c),9 (e)燃烧率的变化,粮食中心线很小,基本上保持不变。结合颗粒的燃烧率在不同位置的燃烧表面图10可以看出,电机外壳附近颗粒的燃烧速率明显增加,而且在整个生产过程中有一定程度的不均匀性。这些结果表明,燃烧室压力的增加是由于颗粒燃烧表面的燃烧率的不一致;换句话说,壳附近的燃烧率大于的中心。是什么导致谷物外壳附近的燃烧率大于中心线的粮食吗?电机的推进剂低温和低燃速推进剂,电机外壳是没有绝缘的金属外壳,以及工作时间约为60秒。从图10可以看出,壳附近的燃烧率大于中心线的谷物,发生马达工作一段时间后,和燃烧速率壳首先增加缓慢,然后基本上稳定并保持一个常数中心线与燃烧速度的区别。点火后,产生的高温气体,壳牌和粮食传热。金属壳的传热速度比的推进剂本身。因此,shell将热量转移到推进剂靠近壳,和热火也将转移到推进剂的燃烧表面和外壳。这将改变推进剂的燃速。可以推断,壳之间的传热和粮食是主要过程期间,不改变燃烧率。传热达到一个稳定水平后,燃烧率的两个地方基本上是稳定的,它显示了一个基本常数差异现象。因此,它是可能的,壳的传热结果在一个不均匀的燃烧率。

4所示。结论

x射线实时摄影实验技术是用于研究非平行层燃烧的粮食端面燃烧固体火箭发动机。开发过程的不平行层燃烧端面燃烧率的变化规律,最终形状。非平行层燃烧的原因进行了分析。锥燃烧的原因是,壳附近的推进剂的燃烧率高于中心线。粮食了端面燃烧固体火箭发动机使用本文不平行层燃烧可能是由于的快速导热金属壳。三种设计方法的谷物端面以提高性能和减少非平行层燃烧的影响评估,和优化方案。从实验结果,该计划 是最好的。

命名法

2 d:	两个维度
引发:	端羟基聚丁二烯
:	倒角的角度
:	推进剂的燃速
:	气体发生器的压力室
:	气体发生器的最大压力室
:	气体发生器的平均压力室
:	推进剂密度
:	特征速度
:	燃速系数
:	燃烧表面积
:	喷嘴喉部面积
:	燃速压力指数。

数据可用性

在研究过程中使用的所有测试数据可从相应的作者的请求。

的利益冲突

作者宣称没有利益冲突。

确认

Xianggeng魏是由中国学术委员会和高级国际大学西北工业大学优秀青年学者访问计划。

引用

1. t·l·杰克逊,j·张,诉Topalian“固体推进剂侵蚀燃烧,”张仁48航天科学会议包括新视野论坛和航空航天博览会奥兰多,佛罗里达,2010年1月,张仁纸2010 - 616。视图:谷歌学术搜索
2. b . Gonthier和j . m . Tauzia端面燃烧固体推进剂的燃速增强现象谷物,”21日联合推进会上加州蒙特利,1985年7月,张仁论文1985 - 1435。视图:谷歌学术搜索
3. a . m . Messner”在端面燃烧固体推进剂颗粒过渡锥进,”16st联合推进会上,康涅狄格州的哈特福德市,美国6月7月30日,1980年,张仁论文1980 - 1138。视图:谷歌学术搜索
4. v . d . Topalian j . Zhang t·l·杰克逊和a . h . g . Isfahani“多维固体推进剂侵蚀燃烧的数值研究建模、”《推进和权力,27卷,不。4、811 - 821年,2011页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
5. h·w·乔利,j . f . Hooper p·r·希尔顿·r·希尔顿和w·a . Bradfield”研究在端面燃烧锥进火箭发动机,”21日联合推进会上加州蒙特利,张仁8 - 10 1985年7月,1985 - 1179。视图:谷歌学术搜索
6. w·h·乔利,j . f . Hooper p·r·希尔顿和w·a . Bradfield”研究在端面燃烧锥进火箭发动机,”《推进和权力,卷2,不。3、223 - 227年,1986页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
7. j·莫斯、美国海斯特和k的左翼,”实验项目评估侵蚀燃烧在分段固体火箭发动机,”张仁第43 / ASME / SAE / ASEE联合推进会议和展览张仁辛辛那提,哦,2007年7月8日至11日,论文2007 - 5782。视图:谷歌学术搜索
8. c·t·刘,”监测微观结构演化、裂纹形成和破坏特征在高填充裂纹尖端附近elastomer-using数字放射显影术x光技术,”实验力学卷,47号1,第85 - 79页,2007。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
9. m . r . z Sheikholeslam、d .大使和h . Amiri”实验分析长度直径比的影响在一个坚实的管状推进剂侵蚀燃烧谷物,”应用力学和材料卷,110 - 116,3394 - 3399年,2011页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
10. 美国汉和c·金”集成流固模拟完全燃烧固体火箭内部,“《推进和权力,30卷,不。4、883 - 900年,2014页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
11. k . Srinivasan s Narayanan共和党Sharma,“在圆柱形固体推进剂侵蚀燃烧数值研究粮食,“传热传质,44卷,不。5,579 - 585年,2008页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
12. j .张和t·l·杰克逊,“均质推进剂侵蚀燃烧模型”,燃烧和火焰,卷157,不。2、397 - 407年,2010页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
13. g . l . Mejia r . j .罗查l . r . Jr et al .,“固体火箭发动机燃烧模拟考虑复杂的3 d推进剂颗粒几何形状,”张仁52 / ASME / SAE / ASEE联合推进会议和展览盐湖城犹他,2016年7月25日- 27日,张仁论文2016 - 5098。视图:谷歌学术搜索
14. 和h p . Liaw y . Chen商,“微粒muti-phase流场计算对固体火箭发动机燃烧/破裂模型,”30日联合推进会议和展览张仁,印第安纳波利斯,27 - 29 1994年6月,1994 - 2780。视图:谷歌学术搜索
15. d·a·琼斯和r·a·弗雷德里克“概述固体火箭推进剂回归的x光技术测量,”张仁52 / ASME / SAE / ASEE联合推进会议和展览盐湖城犹他,2016年7月25日- 27日,张仁论文2016 - 4725。视图:谷歌学术搜索
16. y, r·s·天野之弥t . Cai, j . Li和g .他“粒子速度固体推进剂表面使用x射线实时放射显影术,”张仁杂志第41卷。。9日,第1770 - 1763页,2003年。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
17. 肖y . g .他m . Liu, t·蔡“边缘检测技术在火箭发动机实验诊断,”推进技术杂志》,19卷,不。2、105 - 108年,1998页。视图:谷歌学术搜索
18. g·古普塔,l . j . Mehilal和b·巴塔查里亚”各种方法测定燃烧的固体propellants-an概述,“中欧精力充沛的材料》杂志上,12卷,不。3、593 - 620年,2015页。视图:谷歌学术搜索
19. a . Pogany d高,和s·w·威尔金斯,“对比度和分辨率的成像微焦点x射线源,”审查的科学仪器,卷68,不。7,2774 - 2782年,1997页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
20. m·d·丹尼和r·a·弗雷德里克”使用实时x光透视测量固体火箭发动机推进剂的燃速,”张仁51 / ASME / SAE / ASEE联合推进会议和展览张仁、奥兰多、FL - 2015年7月,2015 - 4104。视图:谷歌学术搜索
21. s·f·s·j·歌,h . j . Kim Ko et al .,“测量固体推进剂燃烧率的超声波形,分析”机械科学与技术杂志》上,23卷,不。4、1112 - 1117年,2009页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
22. a . Javed和d . Chakraborty“通用侵蚀燃烧模型对固体火箭发动机内弹道性能,”航空航天科学技术,45卷,第153 - 150页,2015年。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索

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