【技术实现步骤摘要】
固体火箭发动机推进剂燃速测量方法和装置
[0001]本专利技术属于固体火箭发动机测量领域，特别是固体火箭发动机推进剂燃速测量方法、装置、计算平台及计算机可读存储介质。
技术介绍
[0002]固体火箭发动机技术是航天运载与导弹武器的核心技术。固体推进剂燃烧特性影响火箭的飞行速度和射程，燃烧面推进的燃速是表征发动机内弹道性能的核心参数，也是推进剂配方设计和生产中需要严格控制的关键指标。因此计算固体推进剂的横向燃速和轴向燃速，对发现推进剂燃烧的本质规律，提升固体火箭推进剂燃烧的可靠性和安全性，满足我国不断增长的航天和军事动力的应用需求具有重要意义。
[0003]目前较成熟的燃速测试手段有药条静态测试和发动机动态测试，以及旋转过载燃烧和压强瞬变燃烧测试。其中，靶线法和声发射法只能测试特定压强下的平均燃速；光学摄像动态燃速测试受推进剂燃烧时的烟雾沉积影响可观性需填氮气流，X射线成像设备庞大有放射性，超声波穿透能力有限且测量时间长。这些方法的时间分辨率低，很难实现对燃烧区域的动态实时测量，无法对整个燃烧过程实现全面复现，且都无法...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机推进剂燃速测量装置，其特征在于包括探测阵列单元、探测阵列控制单元、信号发射单元、信号接收单元、燃速测量单元和测量时序控制单元；其中，探测阵列单元，在固体火箭发动机周围的布置探测节点，探测节点分布在与所述固体火箭发动机的轴向相垂直的M个平面上，每个平面上布置N个探测节点，探测阵列单元向固体火箭发动机发送调制信号，并接收调制信号经固体火箭发动机推进剂燃面反射后信号以及调制信号透射过固体火箭发动机衰减后的信号，其中M≥2，N≥2；探测阵列控制单元，控制信号探测阵列单元中探测节点与信号发射单元连接或者信号接收单元的连接，探测节点与信号发射单元连接是作为发射节点，探测节点与信号发射单元连接是作为接收节点；信号发射单元，产生调制信号一是送给探测阵列单元的发射节点发射，二是送给燃速测量单元用于测量；信号接收单元，接收探测阵列单元的接收节点接收的信号，送给燃速测量单元用于测量；燃速测量单元，至少包括轴向燃速测量单元，轴向燃速测量单元利用多普勒效应，对所述发射节点发射的入射信号与所述接收节点接收的反射信号混频后得到的中频信号进行分析，从而计算推进剂轴向燃速；测量时序控制单元，根据测量任务要求得到上述各单元的工作时序，连续对固体火箭发动机推进剂的燃速进行测量，所述燃速至少包括轴向燃速。2.如权利要求1所述的固体火箭发动机推进剂燃速测量装置，其特征在于燃速测量装置还包括横向燃速测量单元，横向燃速测量单元分析信号接收单元送来的调制信号透射过固体火箭发动机衰减后的信号，利用层析成像算法，对火箭发动机内部推进剂进行反演成像，得到推进剂横向推移距离，进而得到推进剂的横向燃速。3.一种固体火箭发动机推进剂燃速测量方法，采用权利要求1或者2所述的装置，其特征在于包括步骤：S1，燃烧前t0时刻对固体推进剂的测量的步骤，在该步骤中，位于不同探测平面上的一对探测节点组成收发对，在固体推进剂燃烧前，一个探测节点发送中心频率为f的调制信号，另一个探测节点接收调制信号经固体推进剂端面反射的信号，发射信号和接收信号混频得到第一中频信号，进而得到第一中频的频率Δf，并计算得到固体推进剂初始端面距离L0，其中，B表示调制信号的调制带宽，T为调制信号的调制周期，c为光速；S2，燃烧时对固体推进剂的测量的步骤，在该步骤中，在t
n
时刻，n＝1,2,
…
,N，位于不同探测平面上的一对探测节点组成收发对，在固体推进剂燃烧时，一个探...
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