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微型固体火箭发动机设计与制造关键技术研究_2微型发动机关键技术

归档日期:07-10       文本归类:火箭发动机      文章编辑:爱尚语录

  微型固体火箭发动机设计与制造关键技术研究_2微型发动机关键技术基础_22_41[1]_机械/仪表_工程科技_专业资料。2 微型发动机关键技术基础 固体火箭发动机一般由燃烧室、主装药、点火器和喷管等部分组成。燃烧室是 储存推进剂的容器,又是进行燃烧的空间,不仅要有足够容量,还要有承受高温、 高压的能力。大都数燃烧室

  2 微型发动机关键技术基础 固体火箭发动机一般由燃烧室、主装药、点火器和喷管等部分组成。燃烧室是 储存推进剂的容器,又是进行燃烧的空间,不仅要有足够容量,还要有承受高温、 高压的能力。大都数燃烧室都做成圆柱形,成为整个飞行器受力的一部分。 主装药是由固体推进剂制成的,其中包括有燃烧剂、氧化剂和其它组分,是发 动机工作的能源和工质源。主装药直接放置于燃烧室中,它同燃烧室的结合方式可 以是可分解的自由装填式,也可以是贴壁浇铸、与燃烧室粘结成一体。 点火器用于点燃主装药,使发动机顺利起动,其中有接受起动信息就开始工作 的始发器如电发火管,还有相当数量的点火药。 喷管是燃烧室内高温高压燃气的出口。一方面控制燃气的流出,保持燃烧室内 燃气有一定的压强;另一方面通过喷管的膨胀加速,将燃气的热能转化为燃气流的 动能,以很高的速度向后喷射出去,产生反作用推力。为了使燃气流动从亚声速加 速到超声速,喷管通道都采用先收缩后扩张的拉瓦尔喷管。 微推力器的结构也应该包括这几个部分,为了减小整个推力器的体积和质量并 考虑他的特殊用途,其设计、制造又不同于传统的火箭发动机。 2.1 2.1.1 微型发动机材料适应性评估 概述 固体火箭发动机的材料根据功能可分为结构材料和功能材料两大类。常规尺度 固体火箭发动机结构材料主要有金属和非金属复合材料两类,前者主要有低合金超 高强度钢、钛合金、铝合金等,后者主要有玻纤/环氧、碳纤维/环氧、芳纶纤维/环 氧等。功能材料主要包括耐高温抗烧蚀材料,如钨渗铜、石墨;绝热材料,如三元 乙丙橡胶、碳/酚醛等;密封材料,如柔性石墨、硅橡胶腻子等;粘接剂材料,如环 氧树脂、聚酰亚胺等。 毫米尺度发动机受尺度的限制,往往一种材料需兼具几种功能,既要以其力学 15 性能满足强度的要求,又要兼具功能材料的热防护、密封等功能。比如发动机燃烧 室,受尺寸限制很难像大发动机一样采用金属壳体加非金属绝热层的结构,其材料 必须具备导热系数低、高温强度高、抗高温的性能;喷管结构受尺寸的限制,也难 以采用大发动机常用的喉衬、背衬、壳体这样的多层复合结构,往往只能以一种材 料制造成一体的结构。 本文根据毫米尺度固体火箭发动机的要求,对其候选材料进行综述和适应性评 估。 2.1.2 玻璃和陶瓷材料 微晶玻璃是通过附加的热处理使玻璃基体中长出大量均匀分布的微小晶体而形 成的一类特殊玻璃材料, 或者说是一类用玻璃工艺制得的具有接近陶瓷性能的材料, 故又称为玻璃陶瓷。微晶玻璃的成分有 Li2O-Al2O3-SiO2 ,MgO-Al2O3-SiO2 , CaO-Al2O3-SiO2 等,一般说来具有机械强度高、耐化学腐蚀、热稳定性好、使用温 度高等优点。微晶云母陶瓷又称可加工陶瓷,是以合成云母为主晶相的微晶玻璃, 其最突出的特性是可用标准金属加工工具和设备进行车、铣、刨、磨、锯、切和攻 丝等加工,其加工性能类似于铸铁,能加工成各种形状复杂、精度要求高的产品。 微晶云母陶瓷虽系脆硬材料,但只要合理地确定加工工艺路线和装夹方式,注意加 工方法,准确地选择切削量,在一般设备上公差等级可控制在 IT7 级,光洁度达到 0.5 微米,加工精度控制在 0.005 毫米。微晶云母陶瓷的使用范围在-270℃~+800℃, 具有较好的抗热冲击性能,热膨胀系数低,可进行气密封结,不导磁,比重是普通 钢材的 1/3,吸水率极低。 石英玻璃是二氧化硅组成的玻璃,其突出优点是耐高温(软化点高达 1730℃) , 可以在 1280℃以下的稳定工作,低膨胀(膨胀系数仅是普通玻璃的 1/10~1/20) ,热 震性好,化学稳定性和电绝缘性好,并能透过紫外线和红外线。石英玻璃的机械性 能和其他玻璃相似,其强度取决于玻璃中的微裂纹。弹性模数、抗拉强度、抗折强 度随温度增加而增加,1050~1200℃达到最大值。推荐用户使用的设计抗压强度为 1.1×109Pa,抗拉强度 4.8×107Pa。 16 氧化铝陶瓷分为高纯型与普通型两种。 高纯型氧化铝陶瓷系 Al2O3 含量在 99.9% 以上的陶瓷材料,由于其烧结温度高达 1650~1990℃,透射波长为 1~6?m,一般制 成熔融玻璃以取代铂坩埚;利用其透光性及可耐碱金属腐蚀性用作钠灯管;在电子 工业中可用作集成电路基板与高频绝缘材料。普通型氧化铝陶瓷系按 Al2O3 含量不 同分为 99 瓷、95 瓷、90 瓷、85 瓷等品种,有时 Al2O3 含量在 80%或 75%者也划为 普通氧化铝陶瓷系列。 其中 99 氧化铝瓷材料用于制作高温坩埚、 耐火炉管及特殊耐 磨材料,如陶瓷轴承、陶瓷密封件及水阀片等;95 氧化铝瓷主要用作耐腐蚀、耐磨 部件;85 瓷中由于常掺入部分滑石,提高了电性能与机械强度,可与铌、钽等金属 封接。 碳化硅是强共价键的无机非金属化合物,具有高熔点、硬度、化学惰性和高温 强度,抗热震,耐高温氧化。氮化硅是以共价键为主的陶瓷材料,高温下很稳定, 在空气中开始氧化的温度为 1300~1400℃,它的热膨胀系数低,耐热冲击好。 2.1.3 单晶硅和多晶硅 单晶硅是用于 MEMS 和微系统最广泛的衬底材料, 硅的力学性能稳定, 是一种 理想的结构材料,它具有与钢相同的杨氏模量,但与铝一样轻,熔点为 1400℃,热 膨胀系数比铝小 10 倍,比钢小 8 倍,在 800℃以下,硅基本无塑性变形和蠕变,在 所有环境中几乎不存在疲劳失效。这些独特的特性使硅成为微系统中理想的传感和 执行材料。但硅是脆性材料,不利于承受冲击载荷,同时具有各向异性,对结构精 确的应力分析比较复杂。硅的导热性能很好,热扩散率与铝相当。因此,硅作为发 动机壳体材料使用时必须考虑绝热措施。 多晶硅是具有随机的尺寸和取向的单晶硅的集合。多晶硅可以利用低压化学气 相沉积的方法沉积到硅衬底上,被广泛用作电阻、晶体管的门、薄膜晶体管等。多 晶硅重掺杂后可以大大减小其电阻率,因此可作为导体和控制开关,是制造微电阻 的理想材料,在毫米尺度发动机中,可以用来制造点火器的发火元件。 2.1.4 金属材料 17 金属材料是常规固体发动机结构件的主要候选材料之一,要求比强度高、工艺 性好、成本低,目前主要包括钢材、钛合金和铝合金。目前常用的钢材主要是低合 金高强度钢和超高强度钢以及马氏体时效钢。前者主要包括 30 钢、32 钢、406 钢、 D406 钢、 D6AC 钢等, 后者主要有 18Ni-9Co-5Mo。 钛合金的主要特点是比强度高, 耐高温,耐腐蚀,主要缺点是焊接和切削性能较差,弹性模量低,结构刚性差,成 本高。作为壳体材料的钛合金主要有 TC4 和 TC10 等。铝合金分为变形铝合金和铸 造铝合金两大类,主要优点是比强度、比模量高,但焊接性能和耐热性能差,缺口 敏感性较大。比较常用的牌号为 LD10、LY12 和 LC4、LC9 等。 2.1.5 综合评估结果 云母陶瓷因具有优良的机加工性能、 较低的密度和导热系数、 较高的工作温度, 抗热震性好,可作为微型发动机优先选择的结构材料。 石英与云母陶瓷相比,同样具有低密度、抗热震、机械强度高等优点,而且工 作温度更高,但其加工困难,限制了它的应用。尽管超声切削可以用于更精密的几 何形状的修整,但金刚石切削仍是最常用的石英加工方法。对于需要承受高温的应 用,如发动机喷管,或者需要透明介质的应用,如采用激光点火,可以考虑应用石 英材料。 氧化铝陶瓷较脆、抗冲击、抗热震性差,一般要采用氧化锆或碳化硅增韧,而 且密度比云母陶瓷、石英大得多,不适合作为发动机的结构材料。氧化铝和氧化锆 陶瓷一般作为涂层材料,提高发动机结构的耐热、耐烧蚀性能。 碳化硅陶瓷的导热系数太高——与铜相当, 虽然有很好的抗氧化、 抗烧蚀性能, 但需要其它绝热材料的配合使用,比如常规尺度发动机喷管喉衬的外侧设置绝热性 能好的材料作为背衬,而毫米尺度发动机的尺寸决定了很难采用复杂的多层结构, 也就限制了碳化硅陶瓷的应用。C/C、石墨材料的导热系数比碳化硅的低一些,但 仍然不能满足毫米尺度发动机对绝热性能的要求。 常规发动机常用的金属材料只能作为结构材料,不能承受高温;其导热系数较 高,因此发动机的热损失大,效率低。但金属具有成熟的制造工艺和技术,同陶瓷 18 材料比,易于加工,易于连接和装配。对于毫米尺度的发动机,由于发动机直径小, 工作压力不高,发动机的结构强度很容易满足,需要考虑的是结构刚度和工艺性, 若用超高强度钢作发动机壳体,发动机的壳体厚度将小于 1mm,工艺性不好。因此 毫米尺度发动机适用的金属材料优选轻质高强的铝合金和钛合金,这样壳体的壁厚 增加,有利于改善工艺性。为克服铝合金、钛合金不能承受高温、热损失较大的缺 点,可以对其进行表面改性处理,如利用微弧氧化技术,在铝合金表面生成氧化铝 层,在钛合金表面生成氧化钛,利用氧化物的高熔点、低导热系数的特点作为热防 护层,可以短时间承受 3000℃的高温。 多晶硅材料由于与半导体工艺有良好的相容性,特别适合作微型发动机点火器 的发火元件。 2.2 2.2.1 制造技术 概述 与常规尺度固体发动机相比,毫米尺度微型固体火箭发动机组零部件大量采用 陶瓷等特种材料,且尺寸微小、几何形状复杂、集成度高,结构与功能一体化化, 其制造技术成为一项关键技术。 陶瓷微型固体发动机燃烧室典型直径在 1~2mm 左右,其拉瓦尔喷管喉部尺寸 在百微米量级,而点火器元件尺寸在几十到几百微米的量级,发动机以阵列形式排 布,数量众多,整个阵列的各发动机需一体化设计,一体化制造。对于陶瓷微型固 体发动机阵列必须解决微小尺度发动机的高精度、大批量、低成本制造问题和各部 件、组件的装配技术。解决这一制造难题的主要途径有两条,一方面是采用微机电 系统(简称为 MEMS)技术,另一方面是采用精密机械加工技术和微细特种加工技 术。 2.2.2 MEMS 技术 面向微机电系统(MEMS)的微细加工技术是在集成电路的基础上形成的,主 要有体硅微制造、表面微制造和 LIGA 工艺三种。其加工手段包括电子束、离子束、 19 光子束(紫外线、X 射线及激光束)、原子束、分子束、等离子体、超声、微波、化 学和电化学等。 表面微加工主要靠在基底上逐层添加材料而构造微结构,通常采用沉积技术, 特别是低压化学气相沉积 (LPCVD) 来建立微结构, 通常采用多晶硅作为添加材料, 牺牲层通常是 SiO2。先构造 MEMS 的组成部分,然后再用湿法腐蚀等方法去除。 微机电系统技术一般采用半导体材料,难以处理各种性能卓越的金属材料,特 别是一些极限作业环境下所要求的高强度、高韧性、高耐磨、耐高温、耐冲击、抗 疲劳等性能,一般单一的半导体材料是很难达到的。因此其应用范围受到了限制。 对于毫米尺度发动机的点火器,若采用集成形式的电热丝发火元件,则电热丝 有多晶硅和金属两种,一般采用表面硅工艺制造。 2.2.3 精密机械加工和微细特种加工 MEMS 是基于半导体工艺的一种加工方法,适合于将微传感器、微执行器、信 息处理器件集成于一个微小单元,从工艺角度上看有集成度高、便于大批量生产等 优点。 但是 MEMS 技术一般擅长于进行平面图形或深度不是很大的直壁零件的微细 加工,难以加工出真三维曲面形状,如采用 MEMS 技术加工的微型固体发动机燃烧 室和喷管截面都是矩形的。LIGA 技术用 X 射线进行光刻,能够制作出形状复杂的 高深度比的微机械,可加工的材料也比较广泛,可以是金属及其合金、陶瓷、塑料、 聚合物等,被公认为是一种全新的三维立体微细加工技术,但必须采用同步辐射 X 射线光源,加工时间长,工艺过程复杂,价格昂贵,与集成电路工艺相容性差,并 且制造带有曲面的微结构较困难。 国外目前采取了微机电系统与微细特种加工并重的策略,以充分发挥各种加工 方法的优点。微细特种加工方法采用各种物理的、化学的能量及其各种理化效应, 直接去除或增加材料以达到加工的目的,包括微细电火花加工、激光微加工、激光 微细成型、电子束加工、微细超声加工、精密机械加工等。特种加工方法多属于非 接触加工,一般没有宏观的切削力作用,因此在微小尺度零件的加工中有着不可替 代的优越性。陶瓷微型固体发动机阵列制造以特种加工方法为主。 20 随着精密刀具和高精度机床的不断发展, 精密加工技术的应用不断拓展。 目前, 在工业发达国家一般工厂能够稳定掌握的加工精度是 1?m,与此相应通常把加工精 度在 0.1~1?m,加工表面粗糙度在 Ra0.02~0.1?m 之间的加工方法称为精密加工,而 将加工精度高于 0.1?m,加工表面粗糙度小于 0.01?m 的加工方法称为超精密加工。 现代机械工业之所以要提高加工精度,其原因在于提高加工精度可以提高产品的性 能和质量,提高其稳定性和可靠性;促进产品的小型化;增强零件的互换性。以满 足特定场合的需要。 电火花加工国外又称放电加工(Electrical Discharge Machining,简称 EDM) , 其原理是利用浸没在工作液中的工具和工件之间不断产生脉冲性的火花放电,依靠 放电时产生的局部、瞬时高温把材料逐次微量蚀除,进而将工具的形状反向复制到 工件上的加工方法。电火花加工由于其具有非机械接触加工和每次放电蚀除量小的 特点,非常适合微型机械制造的要求。20 世纪 80 年代末,随着线电极电火花磨削 技术的逐步成熟与应用,解决了微细电极的在线制作这一瓶颈问题,微细电火花加 工技术进入了实用化阶段,并成为微细加工领域的热点研究内容之一。目前电火花 加工技术已可稳定地得到尺寸精度高于 0.1?m, 表面粗糙度 Ra0.01?m 的加工表面, 成为零件精微加工的有效手段之一。 毫米尺度陶瓷微型固体发动机燃烧室、封头和喷管若采用导电材料制造,微细 电火花加工是一个不错的选择,利用高速电火花小孔加工技术能快速加工出直线度 和圆柱度很好的小深孔, 一般小孔的加工速度为 20~60mm/min 左右, 比普通钻削小 孔的速度还快,最适合加工 0.3~3mm 左右的小孔,且深径比可以超过 100 以上。我 国已经能够加工直径 1.5mm、深达 330mm 的深孔零件。对于微型陶瓷微型固体发 动机系统的群孔,可以采用特制的整体组合工具电极,其多根电极排成刷状,一次 完成群孔制造。目前有报道在一块 1.2mm 厚的镍基耐热合金板上,采用刷状电极 34min 就可以完成 2106 个?0.3mm 的小孔。微细电火花加工还可以钻削锥孔,制造 拉瓦尔喷管,这是用激光加工无法实现的。 发动机若选择多晶硅、玻璃、陶瓷等硬而脆的非金属材料,因材料不导电,微 细电火花加工不适用,采用激光打孔、微细机加工或微细超声加工等工艺制造。激 光打孔不受材料限制,具有精度高、通用性强、效率高、稳定可靠、综合效益显著 21 等优点,适合制造燃烧室的通孔;微细超声加工的效率较低,但加工精度高,可以 用于制造拉瓦尔喷管等三维曲面。 等离子体微弧氧化(Plasma Microarc Oxidation,简称 PMAO),常简称为微弧 氧化(Microarc Oxidation,简称 MAO),又称微等离子体氧化(Micro Plasma Oxidation,简称 MPO)、阳极火花沉积(Anodic Spark Deposition,简称 ASD)或 火花放电阳极氧化(Anodischen Oxidation unter Funkenentladung,简称 ANOF),目 前在学术界还没有形成统一的术语和定义,但其实质是一种直接在一些“阀金属” 表面原位生长陶瓷层的新技术。它是近几十年在阳极氧化基础上发展起来的,但两 者在机理、工艺及膜层性质上有很多不同。其原理是将 Al、Mg、Ti 等阀金属或合 金置于电解质水溶液中,利用短电弧放电和电化学方法在材料表面产生短电弧放电 斑点,在热化学、等离子体化学和电化学的共同作用下,生成陶瓷膜层。 由于等离子体弧光放电具有高能量密度,可以在基体与外来陶瓷膜层物料间形 成气相搅拌,使之充分混合、反应并烧结。通过合理控制沉积速率、反应速度及烧 结能量,即可在基体(阳极工件)表面上获得具有较高硬度、膜层与基体结合性能 良好的陶瓷化膜层;同时,由于参与反应并形成陶瓷相的物料离子在液体中受到电 场力作用可均匀传输到基体附近的空间,在膜层的均匀性、对基体形状尺寸允许程 度等方面有较好保证。通过改变电解液成分及工艺参数,可以制备出不同化学成分 配比、晶体结构类型及性能的陶瓷膜层。所得陶瓷膜厚度可达 200?m~300?m,陶瓷 膜致密层中显微硬度大于 1500HV,极值点硬度达到 3000HV。对于铝基体,陶瓷层 主要由 α-Al2O3 相和 γ-Al2O3 相组成,从膜表层到里层,γ-Al2O3 含量逐渐减少, α-Al2O3 含量相对逐渐增加,可占 50%以上。膜层和基体直接在离子键的作用下结 合在一起,等离子体弧光放电的高密度能量使基体表面微区内形成熔融区,使膜层 与基体之间形成微区冶金结合,提高了膜层与基体之间的结合能力。 毫米尺度的陶瓷微型固体发动机阵列燃烧室、封头、点火器、喷管为多层板状 结构, 各层结构需要进行面-面连接, 同时需满足发动机工作对密封和强度的要求。 装药方式对装配方法的选择至关重要,当有推进剂和其它火工品时,不能采用危及 安全的装配方法。当没有推进剂时,硅-硅和硅-玻璃之间推荐采用键合技术,金属金属或金属-陶瓷之间推荐采用扩散焊或钎焊技术。 若发动机内装有推进剂, 目前看 22 来胶接技术是最佳选择,但要注意控制固化温度[44-46]。 2.3 2.3.1 先进点火技术 概述 目前主要采用的点火方式有:电桥丝(带)点火,半导体桥点火和激光点火等。 金属电桥丝灼热式电点火元件是由脚线、 封口塞、 桥丝及点火药头几部分组成, 其中的桥丝为高阻值的合金材料,是电点火元件的发热源。电点火元件的发火原理 为:脚线通入一定电流后,桥丝升温,产生的热量传人点火药头,使点火药不断升 温并发生化学反应,反应后放热,加速点火药的升温速度,直到自动发火。电桥带 点火的基本原理与电桥丝点火相同,只是将点火器的发火部分用桥带替换桥丝。 激光点火是指用激光的能量引燃或引爆炸药。 激光点火技术的研究始于 60 年代 中期,随着激光器件的不断更新和激光技术的日益发展,激光点火技术越来越受到 人们的青睐,应用的领域也越来越广泛。 激光点火也属于热点火机理,主要是利用激光的高强度对药剂产生热作用使之 点火。当激光作用于药剂表面时,一部分光能被反射,另一部分光能入射到药剂表 面,并且在极薄的表面药层(约几个微米)内被吸收,这种吸收和反射主要取决于 药剂表面的光学性质。由于光热效应,药剂将所吸收的激光能量转化为热量,使其 表面温度上升,发生热分解,甚至发生不可逆的燃烧化学反应。从激光和含能材料 的作用过程来看,激光点火过程将经历如下几个阶段:第一,含能材料吸收入射激 光能量,因为光热转换作用使得激光作用区域的含能材料表面被加热;第二,含能 材料因被加热,发生凝聚相的化学反应,温度继续升高;第三,不仅在药剂表面发 生凝聚相的化学反应,而且在表面上方也存在气相化学反应,这一阶段被认为点火 已经发生。 半导体桥(Semiconductor Bridge,简称 SCB)火工品,是指利用半导体膜或金 属—半导体复合膜作发火元件的火工品。SCB 火工品的作用机理是微对流作用机 理,即当电流脉冲流经半导体桥时,桥材料因焦耳热迅速气化并在电场的作用下形 成 4100K~6000K 弱等离子体放电, 等离子体通过微对流运动迅速把能量传递给烟火 23 剂颗粒进而诱发化学反应,使其点燃。SCB 火工品具有高安全性、高可靠性、高同 步性、高工艺一致性、低发火能量以及能与数字逻辑电路组合等一系列优异性能, 是取代桥丝式火工品的最佳的低输入能火工品,它的诞生是电火工品发展的一次革 命性的飞跃。SCB 火工品诞生于 1968 年,线 年代中期 。美 国山迪亚实验室对该火工品进行了研究和完善,并于 1987 年 11 月获专利。 作为微型飞行器机动动力系统的微型发动机组对点火系统提出了特殊的要求: (1)高安全性:要求 1A/1W,5min 不发火,防静电,防射频,防杂散电流。由 于整个系统有大量的微型发动机,点火电路元器件多,线路复杂,彼此的电磁干扰 较大,要求点火器有较强的抗电磁干扰能力,最好具有安全与解保险装置。 (2) 高瞬态性:每个发动机的工作时间只有几十毫秒,而点火延迟要小于几个 毫秒,这就要求点火器的响应要快速,瞬发性好。 (3) 高一致性:有些情况下可能要同时点燃多个发动机,对各发动机点火时间 的一致性要求很高,需要尽量减小点火器性能的散布。 (4) 低能量需求:由于弹上电源的体积和重量有限,而机动系统的发动机数量 很多,因此每个发动机可分配到的能量是有限的,在保证安全性的前提下,要尽量 降低每个发动机的点火能量。 (5) 轻小型化:微飞行器推进系统的几何尺寸及重量给出了严格的限制,整个 系统的重量只有几公斤,布置在较小的范围之内,这对点火器和点火系统的尺寸和 重量都提出了苛刻的要求。 (6) 经济性好:由于整个系统的点火器数量众多,考虑到点火器的研制和检验 过程的消耗量,需求量更大,因此经济性成为一个不得不考虑的重要因素,必须考 虑大批量、低成本的点火器技术。 上述特殊要求对点火器的研制提出了极大的挑战,低点火能量和高安全性、高 可靠性是一对尖锐的矛盾,传统的金属桥丝点火器或金属桥带点火器很难兼顾这两 方面的要求。本课题使用一种微电子点火器——半导体桥点火器取代传统桥丝或桥 带点火器,并对其进行了相关的试验。 2.3.2 半导体桥点火器的研制 24 半导体桥点火器的性能特点如下: (1) 半导体桥的体积比桥丝小 30 倍,所需发火能量仅为桥丝所需能量的 1/10。 (2) 半导体桥不发火能量等于全发火能量的 80%,比桥丝式大 12~13%,安全性 好,满足 1A/1W/5min 不发火的钝感起爆器要求,即给点火器通以 1A 的电流,功率 为 1W 的情况下,发火药 5min 不发火。 半导体桥温度上升, 电阻随之减小, 3~12 在 (3) 半导体桥电阻温度系数为负值, 微秒形成等离子体,以比桥丝放热热值高得多的温度和速度贯穿装药,使其爆燃或 爆轰。其作用时间仅为数十微秒,比桥丝快百倍,因而同步性好。 (4) 采用现代化微电子技术制造,可自动化大批量生产,性能一致性好,价格 低。 (5) 防射频、静电和杂电性能优于桥丝。 (6) 可与复杂数字电路组合在一起,连接微机或逻辑电路,接受特定编码信息 的控制。 由于 SCB 雷管是采用微电路集成工艺制造, SCB 芯片上可以组合逻辑控制、 在 延时等功能,可发展为更安全的、能用计算机控制的智能型火工品。微推力发动机 本身体积比较小,在设计阶段应该将点火装置考虑进来进行整体设计,半导体桥点 火装置可以很方便的与基体集成;在空间应用中对控制要求也非常高,而半导体桥 点火装置很容易实现逻辑控制,可以很好地满足了这一要求。可见 SCB 点火器的高 安全性、高可靠性、低发火能量、高同步性的性能特点很适合在毫米尺度发动机上 使用,若采用集成电路制造工艺大批量生产,既可保证工艺一致性,成本也低。 在相关研究所的帮助下突破了承受高压的铝合金微型固体发动机用微型毫秒级 点火器关键技术,完成了点火器的研制,见图 2-1。该点火器用于铝合金微型固体 发动机点火试验,点火器的承压能力、输出压力和延迟时间均满足要求,点火延迟 时间在 1ms 以内; 达到了点火器通以 1A 的电流, 功率为 1W 的情况下, 发火药 5min 不发火的钝感要求,30ms 内承压密封超过 100MPa。 25 图 2-1 铝合金微型固体发动机用半导体桥点火器 Fig. 2-1 Semiconductor-ignitron of Al engine 2.3.3 陶瓷微型固体发动机点火技术 陶瓷微型固体发动机本身体积比较小,应将点火装置考虑进来进行整体设计, 半导体桥点火装置可以很方便地与基体集成,易于与点火电路集成实现逻辑控制, 所以不管从性能、制造还是控制上考虑应该优选集成化的半导体桥点火装置。 陶瓷微型固体发动机组使用陶瓷材料,这样就不能采用硅工艺制作点火桥路, 无法采用半导体桥作为发火元件,但可以在陶瓷基体上制作金属点火电阻,具体工 艺如下:在玻璃上涂胶,光刻形成电阻、导线和焊盘图案。依次溅射 Cr、Pt 和 Au, 剥离金属形成导线与焊盘。二次光刻并腐蚀掉电阻图案上的 Au,形成 Pt 电阻点火 器。这样可以克服陶瓷材料不能采用硅工艺加工的缺点,又可以发挥和 SCB 相似的 一些优点。 与电桥丝点火相比激光点火器可以很好的避免点火过程中由于大电流产生的电 磁干扰,提高点火的安全性;另外激光点火可以较好地控制点火点的位置,降低点 火能量。但是,激光点火对电源要求非常高,点火装置中电源所占的质量很大。所 以在微型发动机上采用现有的激光系统不可行。但是激光点火在微推力发动机研究 阶段很有价值。由于激光点火可以将点火装置与微型固体发动机分离,这样使得在 微型固体发动机推力试验阶段可以更加精确地测量其推力表现。如果采用电桥丝或 26 半导体桥点火,必然从微推力发动机上会引出导线,由于微型固体发动机的推力较 小,这些导线的连接必然影响微推力发动机测量精度。在地面试验阶段采用激光远 距离点火,安全可靠,并且可以得到很好的测量精度。 综合以上分析,在研制阶段,若要准确测量微型固体火箭发动机的推力,可采 用激光点火,可以实现远距离点火,对发动机的安装定位和测试无干扰,可以提高 测试精度。半导体桥方法结合一些特殊的制造工艺可将点火装置、控制电路和微型 固体火箭发动机集成制造,是最适合微型固体发动机产品的点火方案[47-52]。 2.4 2.4.1 测试技术 毫米尺度铝合金微型固体发动机内弹道测试 毫米尺度铝合金微型固体发动机短时间 (10ms 左右) 大推重比 、 (1000 以上) 、 高压力(40MPa 以上)的特点对内弹道测试系统提出了高精度和瞬态性要求,若试 车架推力测量系统的动态响应能力低,就会产生推力测量信号动态失真,反映在推 力曲线上会有低频振荡。因此,提高试车架动态响应能力,使推力测量失真减少到 允许范围,成为该试车台设计的关键。此外,如此小尺寸的发动机的动态高压的高 精度测量也是一个难题。 为此设计建造高频响立式试车系统, 见图 2-2 和图 2-3, 采用简化的推力架结构, 减少了动架消极质量,提高发动机与推力传感器连接刚度等措施,解决了推力测量 的低频振荡问题。采用石英压电式推力传感器,具有温度特性和长期稳定性好,自 振频率高,动态性能好,机械强度高,绝缘性能好,迟滞小,重复性好的特点,其 自然频率为 45kHz。通过法兰结构实现发动机与推力传感器的直接固连。试验安装 时,发动机轴线与传感器轴线的同轴度及其与承力面的垂直度均靠机械加工保证, 安装一次到位无需调整,安装精度可靠,重复性好,这对保证推力测量精度十分有 利。试验台架安置在试验间中,而控制系统在远离试验间的控制室中,通过视频观 察发动机的试验状况,保证了试验人员的安全。 27 图 2-2 立式试车台 Fig. 2-3 Vertical testing platform 图 2-3 电荷放大器和可编程点火控制箱 Fig. 2-4 Electro-amplifier and programmable ignition control box 采用微型高频响压电式高压压力传感器解决微型发动机压力测试难题,测压频 响在 100kHz 以上,突破了微型发动机瞬态压力、推力测试技术关键,内弹道测试 系统的性能见表 2-1。试验结果表明,该试车架的设计可靠,动态特性好,满足毫米 尺度铝合金微型固体发动机内弹道评定的要求。 28 表 2-1 内弹道测试系统性能 Tab. 2-1 Performance of interior trajectory test system 传感器型 号 放大器型 号 量程 分辨率 传感器频率 kHz 系统频率 kHz 非线 性 % F.S. 压 力 推 力 SYC-1000 5011B 100 MPa 2000N 0.02 MPa 0.02N ≥ 200 ≥ 150 ≤ ±1 重复 性 % F.S. ≤ ± 1 ≤± 0.5 9311B 5850E ≥ 45 ≥ 3 ≤ ± 0.1 2.4.2 陶瓷微型固体发动机微推力测量技术论证 本课题对几种国内外常用的毫牛级微小推力测量方法进行评估分析,针对微型 固体陶瓷微型固体发动机组脉冲工作的特点提出了最佳测量方案。 推力测试方法基本上分为两大类:(1) 用台架力学行为,通过测量位移(或应 变)间接测量力,其中最常用的是电阻应变片、电感传感器和电容传感器;(2) 利 用功能材料的换能特性,如压电或磁弹性效应来测量力。前者是现在微推力测量中 较为常用的方法。 测量微型推力器推力的基本原理及相应的技术方案如表 2-2 所示。针对推力测 量范围为毫牛级这一要求,在利用台架力学行为测力方法中,对几种目前应用较多 的力学台架结构,包括天平结构、平行四边形结构、倒摆结构和正向摆结构,以及 原理简单的利用电阻应变片式传感器来测量的方法进行了分析和比较;在利用功能 材料的换能特性测量推力的方法中,着重分析了压电式力传感器测力系统的结构和 原理。 表 2-2 微型推力器推力测量方案的基本类型 Tab. 2-2 Basic methods for micro thrust testing 基本类型 天平结构 基本原理 将推力器及其附件的重量预先平衡,再由测量元件产生相 应的平衡力来平衡推力器产生的微推力。 采用转动力矩平衡原理测量 天平 实现型式 刚性摆 正向摆,异形摆,倒摆 29 柔性摆 采用扭矩平衡或推力平衡原理测量 扭丝吊摆, 平行四边形 结构,单摆 浮动平台, 旋轴支撑平 台 无摩擦转台 用无摩擦的方式支撑平台,通过测量微推力产生的转矩, 或平衡转矩的平衡力来达到测量的目的。 表 2-3 微推力测量方法对比 Tab. 2-3 Comparison of several kinds of micro thrust testing facilities 类 型 原 理 优 点 缺 点 天 平 将推力器及其附件的重量预先平 衡, 再由测量元件产生相应的平衡 力来平衡推力器产生的微推力。 精度高, 结构简单。 对推力器质量变化敏感,平 衡不稳定,动态响应慢。 倒 摆 推力器工作时, 摆杆以底部为轴发 生偏转, 通过测量摆的位移来获得 力值。 对推力器质量变化 不敏感,对振动不 敏感,动态性能较 好。 结构较复杂,需克服引线引 起的摩擦力。 平行四 边形 装置由动板和静板组成, 两板间用 结构简单,对推力 精度较低,动态性能较差, 柔性铰链相连。当推力器工作时, 器 质 量 变 化 不 敏 受装置重量限制,不能测太 动板发生移动, 并由相应的弹簧力 感, 对振动不敏感。 小的力值。 平衡。 正向摆 结构 将标靶悬起, 利用推力器推力使标 靶偏移, 通过测量标靶的偏移量间 接测量推力。 直接测量法可能会受测量系 结构简单,对推力 统的本体噪声的影响,间接 器质量变化不敏 测量法难以得到很精确的测 感, 动态性能较好。 量结果。 电阻应 变片式 力传感 器 将推力测量转换为测量级联式双 弹性元件的变形量, 利用电阻应变 片测量出弹性元件的变形量, 间接 测量推力。 结构简单,测量精 度较高,具有较好 的动态特性。 阻尼比太小,量程比较小, 弹性元件的弹性系数和敏感 度 受 温 度 变化 的 影 响 比 较 大。 压电式 力传感 器 利用压电材料的换能特性, 用压电 式力传感器直接测量推力值。 结构简单,量程比 较大,动态性能相 对比较好。 处理电路比较复杂;测量精 度不高。 30 如表 2-3 所示,天平结构的推力测试系统的优点是:(1) 结构简单,由一个电磁 天平加上力矩器、放大器、速度传感器、位移传感器等组成,易于搭建测试台;(2) 精度高。1999 年,由航天科技集团第一计量测试研究所为北京航空航天大学设计研 制的第 1 台 I 型电火箭微小推力测量装置的量程为 10mN~1000mN,测量准确度为 满量程的±0.5%;第 2 台 II 型电火箭微小推力测量装置,量程为 5mN~100mN,测 量准确度为:5mN,±2.6%;100mN,±0.18%;6h 漂移最大不超过 2%。其缺点是: (1) 对推力器质量变化敏感。测试台在工作之前,要调整平衡陀,使天平梁系统的 质心与天平梁支撑点重合,使天平梁系统处于随遇平衡状态,以消除推力器自重对 推力的影响。但当推力器质量随推力器工作发生变化时,天平梁系统的质心就会偏 离天平梁支撑点,影响测量的精度。(2) 平衡不稳定。由于天平梁系统在工作之前 处于随遇平衡状态,一个很小的干扰都会影响到天平的平衡。(3) 动态响应慢,适 用于测量稳态推力的推力器。 平行四边形结构的测试系统的优点是:(1) 结构简单,装置由动板和静板组成, 两板间用柔性铰链相连,试验台的搭建比较容易;(2) 测试系统对振动不敏感,在 Indian Institute of science 设计的平行四边形结构推力测试系统中,将一块一端固定 在动板上的铝板的另一端浸在粘性油中以增加阻尼。其缺点是:(1) 精度较低,推 力平衡系统受到较大的阻尼,并且利用镍铬合金制成的应变片测量推力平衡系统的 倾斜度,因此很难将精度提高。Indian Institute of Science 设计的测量系统的推力测 量值介于 3~14mN 之间,推力测试的误差可以控制在±1mN,其分辨率为 0.3mN; (2) 动态性能较差。测试系统所受的阻尼比较大,对振动不敏感,其动态性能相应 的就较差。因此测试系统适合测量毫牛级稳态推力推力器。 倒摆结构的推力测试系统的优点是:(1) 对推力器质量变化不敏感,因为测试 台架所受重力始终垂直于水平方向,沿水平方向不做功,对测试台架的水平位移没 有贡献;(2) 倒摆结构的谐波响应依赖摆杆的弹性,动态性能好。其缺点有:(1) 测 试系统的结构较复杂,试验台的搭建工作较复杂;(2) 测试系统对摆杆的温度变化 很敏感,因为摆杆的温度变化会引起摆杆弹性系数的变化。因此,倒摆法应用比较 广泛,对稳态推力推力器和动态推力推力器都可测量。 吊摆法(正向摆结构) ,又分为直接测量和标靶间接测量两种方法。直接测量法 31 优点是,因为是直接测量推力器的位移,根据力平衡原理,在平衡位置处,推力器 所受到的反作用力即等于推力器的推力,简单直观。其缺点是由于微型推力器系统 的质量比较大(约 5kg) ,而推力又比较小(限于毫牛级范围) ,因而工作时推力器 产生的位移非常小,可能会受到测量系统的本体噪声(机械泵的振动引起的真空罐 的振动、吊摆的残留摆动等)的影响,造成无法准确测量。标靶间接测量法的优点 是可以有效地减小测量系统的本体噪声对测量结果的影响;缺点是由燃气对标靶产 生的冲击力来反推推力是一个复杂的射流问题,难以得到很精确的测量结果。两种 方法共同的优点是:(1) 结构简单;(2) 对推力器质量变化不敏感,其原理与倒摆结 构近似;(3) 动态性能较好,摆锤受到地心引力的作用保证了测试台架的谐波响应。 因此对稳态推力推力器和动态推力推力器都可测量。 清华大学提出的采用直流电桥的电阻应变片式力传感器设计方案的优点是:(1) 结构简单,测试台架主体是一个贴有应变片的工字形的悬臂梁;(2) 测量精度较高, 量程 0~17mN,灵敏度 10mV/mN·V,非线mN,测量不 确定度±0.18mN;(3) 具有较好的动态特性,测量装置的三分贝带宽达到 855Hz。 其缺点是:(1) 阻尼比太小,使得响应超调较大、调整时间较长,减小了系统的有 效频带;(2) 测试系统的量程比较小,为 0~17mN;(3) 弹性元件的弹性系数和敏感 度受温度变化的影响比较大, 因此温度的变化会对测试结果的精度产生一定的影响。 因此,这种方法比较适用于测量动态推力推力器。 压电式力传感器测力系统的优点是:(1) 结构简单,能够较快速的搭建测试平 台;(2) 测试系统的量程比较大,一般可以达到 0~5N 的范围;(3) 动态性能相对比 较好,适合于测量动态推力推力器。其缺点是:(1) 必须配合高性能电荷放大器才 能工作;(2) 测量精度不高,测力系统的精度受到多方面因素的影响,例如,系统 各元件本身精度有限;压电传感器采用不同的安装方式会对测量结果和频响产生不 同的影响,即影响测试系统的精度和灵敏度。 项目中要测试的微型固体陶瓷微型固体发动机具有以下几个特点:(1) 结构简 单,发动机使用固体推进剂,不需要推进剂供给系统;(2) 发动机采用脉冲工作方 式,产生动态推力,每次工作时间在几十毫秒到几百毫秒之间;(3) 发动机产生的 推力大小约为几百毫牛;(4) 发动机一次性工作。 32 根据所测试发动机的第二个特点,要求测试系统要具有较好的动态性能,所以 动态性能相对较差的天平结构和平行四边形结构不太适合被采用。压电式传感器测 力系统、正向摆结构、倒摆结构和清华大学提出的采用直流电桥的电阻应变片式力 传感器设计方案具有相对较好的动态特性,但其中电阻应变片方法的量程为 0~17mN,即使进行一些改进,也很难保证可以测试几百毫牛的推力,所以不太能 满足所测微发动机的第三个特点。此外,微发动机的工作时间很短,不会产生大量 的热量使测试系统有太大的温度变化。因此,压电式传感器测力系统、正向摆结构 或倒摆结构是微型固体发动机推力测量比较好的选择。 对比正摆结构中直接测量和标靶间接测量两种方法,标靶间接测量法是由燃气 对标靶产生的冲击力来反推推力,由于存在复杂的射流问题,测量难以得到很精确 的结果;并且所要测量的微发动机的结构比较简单,质量并不重,可以采用直接测 量法。因此直接测量法更优越。 对比正向摆结构和倒摆结构发现:倒摆结构利于用推力器的重量来放大由推力 产生的倾斜;而要倾斜相同的角度,正向摆结构则需要一个更大的作用力来推动一 个更重的质量块。此外,倒立摆结构比正向摆结构对推力的灵敏度更高。但倒摆法 的测试系统的结构和校准过程也更复杂,测试台可能要经过多次调整和校准才能够 使测试台架的倾斜度处于线性范围之内,以保证较高的测量精度。 综合以上的分析,正向摆结构测试系统更适用于测量陶瓷微型固体发动机。但 如果在推力测试的初期没有条件搭建正向摆结构的测试系统,可以考虑先搭建采用 压电式传感器测力系统的测量台。 当测试进入更高阶段, 对测试的精度有高的要求, 实验条件允许的情况下,可以改用正向摆法进行测试[53-61]。 2.5 本章小结 本章分别从微型固体发动机的制造材料、加工方法、点火技术和推力测试四个 方面对微型固体发动机的关键技术进行研究。详细分析了各种技术在本项目中的应 用前景,选取了微发动的制造材料并确定加工方法,确定了半导体桥点火和激光点 火作为现阶段的点火方式,另外选择搭建采用压电式传感器测力系统的测量台来进 行微型固体发动机的推力和压力测试。 33 3 3.1 铝合金微型固体发动机 铝合金微型固体发动机试验件的设计与制造 铝合金微型固体发动机试验件由点火器、燃烧室、药柱、挡药板、喷管、压紧 螺母、压力传感器转接头组成,如图 3-1。 图 3-1 热试车试验部件 Fig. 3-1 Components for hot test 3.1.1 拉瓦尔喷管 拉瓦尔喷管是一个收缩—扩张型喷管。通过此喷管能够使具有一定压力及较低 速度的气体产生超声速流。 如图 3-2 所示根据流体力学的原理,气体在稳定流动状态下,单位时间内气体 经过喷嘴的每一个截面的气体质量均相等。因此在通常的情况下,低流速(高压强) 截面的喷嘴应当具有大面积,而高流速(低压强)截面的喷嘴应有小面积。喷嘴开 始一段由大到小逐渐收缩,而气流速度逐渐增大,火箭发动机中的燃气流在燃烧室 压力作用下, 经过喷管向后运动, 进入喷管的 A 段。 在这一阶段, 燃气运动遵循 “流 体在管中运动时,截面小处流速大,截面大处流速小”的原理,因此气流不断加速。 当到达窄喉时,流速已经超过了声速。而超声速的流体在运动时却不再遵循“截面 小处流速大,截面大处流速小”的原理,而是恰恰相反,截面越大,流速越快。在 34

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