[发明专利]一种固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统及方法

权利要求书

1.一种固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统，对固体火箭发动机中推进剂的燃面退移情况进行实时检测，其特征在于，包括：

信号发生单元，用于产生作为原始脉冲信号的超声波信号；

前置放大单元，用于将所述超声波信号进行放大；

无损检测单元，与所述固体火箭发动机的壳体相接触，包括多组间隔一定间距设置的超声换能器组，每组所述超声换能器组具有发射放大后的所述超声波信号的发射换能器以及接收穿过所述壳体的透射信号的接收换能器；

后置放大单元，对所述透射信号进行放大；

信号调理单元，将所述透射信号转换成数字信号；以及

处理控制单元，对所述数字信号进行处理得到所述推进剂燃面的位移以及所述推进剂的燃速，并控制所述信号发生单元、所述前置放大单元、所述无损检测单元、所述后置放大单元以及所述信号调理单元的运行。

2.根据权利要求1所述的固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统，其特征在于，还包括：

数据采集单元，用于记录保存所述数字信号以及所述处理控制单元的处理结果。

3.根据权利要求1所述的固体火箭推进剂燃面退移实时检测系统，其特征在于：

其中，所述发射换能器以及所述接收换能器分别通过液态耦合剂与所述壳体相耦合。

4.一种固体火箭推进剂燃面退移实时检测方法，对固体火箭发动机中推进剂的燃面退移情况进行实时检测，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1，信号发生单元产生作为原始脉冲信号的超声波信号；

步骤2，前置放大单元将所述超声波信号进行放大；

步骤3，无损检测单元中的多个发射换能器同时发射放大后的所述超声波信号，与每个所述发射换能器分别一一对应的多个接收换能器接收穿过所述壳体的透射信号；

步骤4，后置放大单元对所述透射信号进行放大；

步骤5，信号调理单元将所述透射信号转换成数字信号；

步骤6，处理控制单元对所述数字信号进行处理得到所述推进剂的燃面位置以及所述推进剂的燃速。

5.根据权利要求4所述的固体火箭推进剂燃面退移实时检测方法，其特征在于：

其中，所述处理控制单元采用声衰减法根据下式得到所述推进剂的燃面位置：

STi,Rj=1,VTi,Rj≥VT0,VTi,Rj≤VT]]>

其中，i、j表示的是发射换能器编号和接收换能器的编号，S_Ti,Rj为读取i发射换能器到j接收换能器T_i–R_j路径上透射波峰值矩阵，V_Ti,Rj是T_i–R_j路径上的衰减后信号幅值与背景信号幅值的比值；V_T是信号阈值，

若S_Ti,Rj＝0，表示发动机在T_i–R_j处已经开始燃烧；若S_Ti,Rj＝1，则表示发动机在T_i–R_j处并未燃烧。

6.根据权利要求5所述的固体火箭推进剂燃面退移实时检测方法，其特征在于：

其中，所述处理控制单元根据下式得到所述推进剂的燃速：

v‾=LtB-tA=L(m-n)*Δt]]>

其中，L为壳体上任意两点A和B之间的距离；△t为信号采集过程中所用的单次保存时间；m为燃面移动到B点时，所述数据采集单元所记录的数字信号的当前个数；n为燃面移动到A点时，所述数据采集单元所记录的数字信号的当前个数，t_A为A点发生燃烧的时刻；t_B为B点发生燃烧的时刻。