固體火箭發動機界面實時監測系統設計與試驗①

張 波，董可海，張春龍，唐巖輝，王永帥

(1.海軍航空工程學院 飛行器工程系，煙臺 264001；2.91515部隊，三亞 572000)

固體火箭發動機界面實時監測系統設計與試驗①

張 波1，董可海1，張春龍2，唐巖輝1，王永帥1

(1.海軍航空工程學院 飛行器工程系，煙臺 264001；2.91515部隊，三亞 572000)

針對某型號固體火箭發動機，設計生產了監測發動機，突破了可同時監測溫度和界面應力的微型、低功耗內埋式界面傳感器的研制和埋置技術，成功搭建了基于界面傳感器的發動機界面實時監測系統；利用監測系統對公路運輸過程中發動機界面的應力-溫度進行了實時監測，得到了公路運輸過程中發動機界面的應力-溫度變化規律；利用工業CT對經歷公路運輸后的監測發動機進行無損探傷，驗證了傳感器與發動機界面的相容性。研究結果表明，在2個發動機截面安裝3個成等腰直角三角形分布的界面傳感器，同時在另一個發動機截面安裝3個成正三角形分布的界面傳感器的布置方案監測效果較為理想；公路運輸載荷引起的應力變化幅值約為0.003 MPa，遠小于界面的允許應力0.6 MPa；經歷監測試驗后的發動機未發現有界面脫粘現象，傳感器和發動機界面相容性較好。研究結果可為型號發動機健康監測系統研制提供技術支持，對提高武器導彈系統的可靠性具有重要意義。

固體火箭發動機；界面傳感器；界面監測系統；公路運輸

0 引言

固體火箭發動機在其全壽命歷程中，受各種載荷的影響，藥柱可能會有裂紋和縮孔產生，發動機界面也可能產生脫粘和虛粘等缺陷。如何對發動機內的各種缺陷進行實時監測，并評估缺陷對發動機的影響，已成為該領域重要的研究課題[1-4]。固體火箭發動機健康狀態實時監測系統的基本內涵是通過對發動機健康狀態進行實時監測與評估，對發動機的老化狀態發出預警信號，為發動機的使用維護和壽命預估提供依據和指導。就當前技術水平而言，傳統的無損檢測技術如ICT、射線照相等均為定期抽樣檢測，無法滿足發動機健康狀況的實時性監測要求。

在固體火箭發動機健康狀態實時監測技術領域，國內和國際先進水平差距明顯。美國已經研制出庫存壽命10 a以上，能在監測發動機內工作4 a的微型界面應力和溫度傳感器(DBST)，并成功搭建了發動機健康狀態實時監測系統，而我國在這方面尚未起步。

本文設計基于內埋式界面傳感器的固體發動機界面實時監測系統，并利用系統開展試驗，研究發動機界面應力在載荷作用下的實時變化規律，從而為發動機壽命預估提供實時數據，對發動機健康狀態實時監測技術的發展有重要意義。

1 監測發動機設計與監測系統搭建

就目前國內研究情況來看，針對實時監測系統的設計有以下關鍵技術亟待突破：

(1)能代表全尺寸、真實發動機的監測發動機設計與制造技術；

(2)微型、低功耗、耐腐蝕的內埋式傳感器技術；

(3)傳感器的埋置技術及傳感器與發動機的相容性技術研究。

基于以上技術難點，分別從監測發動機設計與制造技術、實時監測系統搭建、傳感器研制技術、傳感器布置方案及傳感器與發動機相容性技術等方面開展相應研究和技術論證工作，設計實現可應用于發動機溫度和應力監測的界面實時監測系統。

1.1 監測發動機設計技術

監測發動機是界面實時監測系統應用的基體。監測發動機殼體采用45號鋼，考慮到試驗的安全性問題，推進劑采用與HTPB復合固體推進劑力學性能一致的模擬藥柱，絕熱層采用三元乙丙材料，襯層采用B703配方。為減少試驗難度和降低成本，只對發動機的圓柱段結構進行模擬，藥柱為內孔型。監測發動機殼體設計成沿軸向分半式結構，兩半殼體通過側面的法蘭進行連接。

(1)燃燒室筒體的壁厚

材料選取45號鋼(GB 905—82)。最小壁厚：

(1)

綜上所述，可得燃燒室筒體的最小壁厚：

(2)

考慮可靠性和現有材料，監測發動機最終壁厚確定為5 mm。

(2)前后封頭法蘭連接的螺栓尺寸和數目

考慮后續試驗操作，前后封頭連接采用法蘭螺栓連接形式，為此應確定螺栓尺寸和數目。

法蘭總承受力：

Fa=kpmaxA

式中k為修正系數，k=1.8；A為受力面積。

綜上所述，可得法蘭總的承受力：

Fa=381 510N

(3)

經查GJB 123《螺栓、螺釘技術條件》和GJB 143《螺栓和螺釘的強度數據》得材料為45號鋼的螺栓最小破壞拉力FE=51 900 N，可得所需螺栓數目：

(4)

模擬發動機法蘭連接的螺栓數目最終確定為8個均布的M12×1.5螺栓。

研究確定發動機殼體筒段內徑φ300 mm，長度1 200 mm，兩端面為外法蘭連接方式。

(3)藥型、絕熱層和襯層的確定

為滿足幾何相似，絕熱層厚度和襯層厚度與原型相同。藥型采用內孔型藥柱，內孔直徑為50 mm；絕熱層厚度為3 mm，采用高溫高壓擠壓法成型；襯層采用B703配方，采用刷涂法制成，厚度約為0.5 mm(埋入傳感器后刷涂襯層)。

綜上所述，設計的監測發動機示意圖及含絕熱層殼體實物如圖1所示。

圖1 監測發動機設計示意圖及含絕熱層殼體實物圖Fig.1 Design sketch map of monitoring motor and physical map of shell with thermal insulation layer

1.2 界面實時監測系統搭建

應用系統對發動機界面受載狀態進行實時監測，其技術方案為：以監測發動機為研究對象，研制符合微型、低功耗、耐腐蝕、與發動機相容性好等技術要求的內埋式傳感器，通過數據采集、數據處理、數據傳輸、特征提取、數據融合、狀態監測、故障診斷、故障預測等環節，開展典型載荷條件下的實時監測研究，構建固體火箭發動機健康管理系統，實現對發動機實時健康故障診斷與健康管理，詳細技術研究方案如圖2所示。

基于以上研究方案，設計界面實時監測系統，主要包含兩方面內容：第一，傳感器技術研究，需要對傳感器結構、功能實現、傳感器在發動機內的布置及傳感器與發動機相容性等問題開展研究，實現系統對發動機健康狀態和載荷信息的感知與獲取能力；第二，整機系統應用技術研究，主要對數據采集、數據傳輸和數據處理等環節開展研究，進行軟硬件設計，構建固體火箭發動機界面實時監測系統，結合歷史監測數據，實現對發動機整機的實時健康故障診斷與健康管理。

固體發動機界面實時監測系統由硬件和軟件兩部分組成[5]。硬件部分包括傳感器網絡和相應的數據采集設備；軟件部分包含信號的處理、分析和判廢標準等。界面實時監測系統的核心元件是傳感器，根據界面實時監測系統監測要求，傳感器需同時監測界面的溫度和應力。除此之外，監測系統還包括激勵電源、應力變送器、數據采集模塊。從發動機結構特征尺寸可知，燃燒室內部傳感器的埋置空間非常有限，監測系統的激勵源和輸出變送裝置放置在發動機外部。

圖2 固體發動機界面實時監測技術研究方案Fig.2 Interface monitoring real-time technology research plan of SRM

綜上分析，界面監測系統搭建方案如圖3所示。在通過電源進行能量供應的情況下，傳感器網絡對發動機界面受載信息進行實時感知和獲取，并對信息進行初步預處理后，通過變送器進行實時傳輸，最后數據采集系統對接收到的信息進行處理和特征提取，據此實現發動機界面狀態信息的實時監測，并進行故障診斷和預測。

1.3 傳感器的研制與埋置技術研究

根據界面實時監測系統功能需求，研制了如圖4所示界面傳感器，可同時監測發動機界面應力和溫度。傳感器設計尺寸為直徑15 mm，厚度2.5 mm。它利用元器件微應變引起感應電阻變化從而引起電輸出變化的基本原理，感應電阻組成測量電橋，在外加電壓激勵的情況下，輸出微弱電信號，信號經過標準化放大處理后被采集、記錄，并在儀表上顯示；溫度信號的測量原理相同。同時，為降低傳感器埋入對發動機結構完整性的影響，傳感器采用超薄扁平狀電纜，埋置時，將電纜直接內嵌入發動機襯層中，以避開對界面的影響。

發動機及傳感網絡 電源及變送器 數據采集系統圖3 監測系統搭建方案Fig.3 Monitoring system scheme

圖4 界面傳感器Fig.4 Interface sensor

參考相關研究和服役多年的發動機使用經驗，發動機在裝藥固化、運輸、貯存及值班過程中，發動機襯層與絕熱層的粘接界面會受到往復的拉伸，使得襯層與絕熱層界面最容易產生脫粘現象，將傳感器的埋入界面確定為襯層與絕熱層界面[6-10]。

針對傳感器埋入位置與嵌入方式的研究是界面實時監測系統由方案設計走向實際應用的關鍵技術環節。根據傳感器的尺寸并考慮藥柱應力-應變場和安裝傳感器的個數和經濟性，本文分析了3種布置方案。通過有限元計算得到3種布置方案時監測發動機埋入界面的應變場分布如圖5所示。

3個界面傳感器成正三角形安裝時，應變場分布如圖5(a)所示，這種方案對藥柱應力應變的影響較小，但只能測得一個界面應力-應變最大處的數據；采用3個傳感器按等腰直角三角形安裝，應變場分布如圖5(b)所示，這種方案對藥柱應力應變影響稍大，3個傳感器能夠測得界面最大正應力、最小正應力及最大剪應力；采用4個傳感器按正方形安裝時，應變場分布如圖5(c)所示，這種方案對應力應變的影響最大，界面傳感器可同時測得最大正應力、最小正應力和最大剪應力，但采集數據重復。

(a) 3個傳感器成正三角形 (b) 3個傳感器成直角三角形 (c) 4個傳感器成正方形圖5 應變場分布圖Fig.5 Distribution of strain

綜上分析，確定傳感器的布置方案為在2個發動機截面安裝3個成等腰直角三角形分布的界面傳感器。同時，為研究粘接界面非象限處的應力和溫度，在1個發動機截面安裝3個成正三角形分布的界面傳感器。總體分布方案如圖6所示。

圖6 界面傳感器的安裝位置示意圖Fig.6 Map of interface sensors' embedding location

按上述方案埋置傳感器，并對傳感器按照如圖5所示進行編號，埋入后對每個傳感器進行測試。傳感器調試好后，直接將埋入傳感器的發動機殼體送至裝藥工房進行澆注裝藥。

1.4 監測系統的校準

根據傳感器的尺寸，參考QJ 2038.1標準的有關規定，自制含傳感器粘接試件進行傳感器及監測系統的校準。由于傳感器造價較高，本文只制作了3個校準試件。

用設備CMT6203臺式微機控制電子萬能試驗機進行校準，如圖7所示，對制作的含內埋式傳感器的校準試件在垂直于粘接界面方向上施加一定的應力，讀取傳感器的數據。試驗數據如表1所示。

分析表1數據可知，不同定應力情況下，各試件中傳感器的測量值與實際定應力大小基本相符。對表中數據進行處理，得到圖8所示曲線，可看出，傳感器測量值的線性較好，整體誤差較小。在小應力測試時，由于系統誤差和松弛的作用，使得傳感器實測數據變化較快、誤差較大，線性程度不好；在大應力測試時，線性程度較高。同時，不同傳感器測量值之間的一致性也較為理想，系統誤差精度達到預期要求。

圖7 校準試驗圖Fig.7 Sketch picture of calibration test表1 傳感器校準數據Table 1 Sensors calibration data

MPa

2 公路運輸監測試驗

利用搭建的界面實時監測系統，對監測發動機開展公路運輸過程的監測試驗，研究公路運輸載荷下發動機界面的應力變化規律[11-12]。

圖8 傳感器校準曲線Fig.8 Curves of sensors calibration

2.1 監測方案

根據相關標準[13-15]，按照發動機運輸要求確定運輸路線為高速公路優先，里程累積路段為呼和浩特→煙臺，最大行駛車速60 km/h。全程歷時2 d，運輸里程為1 200 km多。行車過程中全程監測，停車過程中需斷電，停止監測。

2.2 監測數據及分析

根據監測試驗方案進行試驗，得到運輸第1天、第2天的各傳感器溫度和應力監測數據如圖9所示。

(a) 第1天

(b) 第2天圖9 公路運輸界面傳感器監測溫度-應力圖Fig.9 Temperature-stress map of interface sensors transporting on highway

由監測數據分析可得到：

(1)在整個公路運輸過程中，傳感器02、05、09數據出現異常，分析為傳感器本身出現故障，不再記錄和分析其數據。其余各傳感器的溫度和應力數據一致性較好，并且整體趨勢相同，證明傳感器埋入工藝可靠、傳感器埋入后能正常工作。

(2)在運輸過程中，由于火工品專用車有保溫層，車廂內溫度基本保持恒溫。由圖9可看出第1天晚上約10 h的休息時間，監測發動機各位置的傳感器測得的溫度和應力數據均無明顯變化。

(3)由圖9可看出，在整個運輸過程中，傳感器01的應力響應最為劇烈。因此選取傳感器01進行具體分析，其運輸過程第1天(約600 km)的界面應力和溫度數據如圖10所示(傳感器數據為拉正壓負)。

圖10 公路運輸界面傳感器01監測的溫度-應力圖Fig.10 Temperature-stress map of sensor 01 transporting on highway

由圖10可看出，界面應力主要受溫度的影響較大，隨溫度下降，拉應力增大；溫度上升，壓應力增大。受運輸振動的影響，應力變化最大幅值為0.003 MPa，遠遠小于界面的允許應力0.6 MPa，不會引起界面脫粘等缺陷。圖中A、B點的溫度和應力都有較大變化，原因為運輸過程中停車，并停止監測，再次行車后導致數據不連續，但符合整體變化規律。

(4)由監測數據得到各傳感器2 d中的溫度變化幅值和應力變化幅值見表2。由表2可見，2 d中發動機界面的溫度變化都很小，應力變化幅值也不大。

通過以上試驗研究，得到：

(1)傳感器有持續數據輸出，且符合溫度-應力變化規律，說明研制的傳感器可靠，傳感器埋入方法可行，埋入后能夠穩定工作，并輸出有效數據；

(2)運輸過程中界面應力主要受溫度的影響較大，隨溫度下降，拉應力增大；溫度上升，壓應力增大；

(3)受運輸振動的影響，應力變化最大幅值為0.003 MPa，因藥柱由公路運輸所引起的最大應力遠小于界面的允許應力0.6 MPa，所以公路運輸對發動機界面的影響較小。

表2 各傳感器2 d中的溫度變化幅值和應力變化幅值Table 2 Temperature and stress variation of sensors in two days

3 界面相容性驗證

為了檢驗嵌有傳感器的發動機界面經歷公路運輸載荷后的損傷情況，驗證傳感器與發動機界面的相容性，采用450 kVe的工業CT設備對經歷了公路運輸后的監測發動機進行無損探傷。根據監測發動機的結構

形式和殼體、裝藥的厚度，確定采用450 kV/1.8 A的試驗參數對監測發動機埋入傳感器的A-A、B-B和C-C截面進行無損探傷，檢測發動機界面和傳感器界面是否出現脫粘現象。

工業CT設備和監測發動機的安裝方式如圖11所示，各界面的探傷圖像如圖12所示。

根據CT的檢測圖像分析得到：監測發動機的絕熱層與襯層之間的界面沒有出現脫粘現象，結構完整性良好，傳感器嵌入不會對發動機結構造成太大影響。

圖11 工業CT設備和監測發動機安裝圖Fig.11 Installation drawing of ICT and monitoring motor

(a)A-A截面無損探傷圖 (b)B-B截面無損探傷圖 (c)C-C截面無損探傷圖圖12 無損檢測圖像Fig.12 NDT image

4 結論

(1)突破了可同時監測溫度和界面應力的微型、低功耗內埋式界面傳感器研制技術，設計生產了監測發動機，成功搭建了基于界面傳感器的固體發動機界面實時監測系統。

(2)對傳感器的埋入位置和布置方式進行了研究，得到在2個發動機截面安裝3個成等腰直角三角形分布的界面傳感器，同時在另1個發動機截面安裝3個成正三角形分布的界面傳感器的布置方案監測效果較為理想，對發動機結構完整性影響也較小。

(3)應用界面實時監測系統對公路運輸過程中發動機界面應力和溫度進行了實時監測，得到公路運輸載荷引起的應力變化幅值為0.003 MPa，遠遠小于界面的允許應力0.6 MPa，公路運輸過程對發動機界面的影響較小。

(4)利用工業CT對監測試驗后的發動機進行了無損探傷，未發現有界面脫粘現象，得到了傳感器和發動機界面相容性較好的試驗結論。

[1] Kenneth Semega.Embedded sensors for measurement of material properties-needs direction and technology[R].AIAA 2005-4335.

[2] Heather Hudson,et al.Installation and demonstration of embedded sensors for solid rocket motor health monitoring[C]//Presented at the 5th IWSHM 2005,Stanford University,September 2005.

[3] Giuseppe Sandri Tussiwand s t.Application of embedded sensor technology to a full-scale experimental nozzleless rocket motor[R].AIAA 2007-5790.

[4] Gerhard Reeling Brouwer.The use of embedded bond stress sensors to determine aging[R].AIAA 2007-5788.

[5] Dr G Tussiwand.Requirements design and implementation options for HM systems in munitions[R]. MP-AVT-176-23,2010.

[6] 邢耀國，董可海.固體火箭發動機壽命預估研究的發展和展望[J].固體火箭技術,2001,24(3):30-33.

[7] 劉甫.粘彈性界面斷裂與固體火箭發動機界面脫粘研究[D].長沙：國防科學技術大學,2005.

[8] 李瑛.固體火箭發動機健康監測技術[J].固體導彈技術,2011 (1):13-17.

[9] 張綱要，尹華麗，李東峰，等.推進劑/襯層界面粘接剝離性能的影響因素研究[C]//中國宇航學會固體火箭推進第24屆年會文集,北京：中國宇航學會.2007: 3662369.

[10] 尹華麗, 王清和.界面粘接性能的影響因素[J].固體火箭技術,1998,21(3)：40-46.

[11] 徐新琦，袁書生.固體發動機藥柱公路運輸隨機振動響應分析[J].固體火箭技術,2001,24(4):33-36.

[12] 姚國年，張衛東，趙輝，等.彈藥公路運輸隨機振動特性分析[J].測控技術,2004,23(7) ：67-69.

[13] 中華人民共和國國家軍用標準.軍用物資運輸環境條件[S].GJB 3493—98,中國人民解放軍總裝備部,1998.

[14] 中華人民共和國航空航天工業部航天工業標準.戰術導彈固體火箭發動機公路運輸試驗方法[S].QJ 2317—92,航空航天工業部，1992.

[15] 趙亞軍，冀巍，聶振楠，等.固體火箭發動機公路運輸試驗參數監測研究[J].應用技術,2013(2)：137-139.

(編輯：呂耀輝)

Design and test of solid rocket motor interface real-time monitoring system

ZHANG Bo1, DONG Ke-hai1, ZHANG Chun-long2, TANG Yan-hui1, WANG Yong-shuai1

(1.Department of Aerocraft Engineering,Naval Aeronautical and Astronautical University,Yantai 264001, China；2.The 91515 Unit of PLA, Sanya 572000, China)

Aiming at a type solid rocket motor, a monitoring motor was designed and the manufacturing and embedding technology of micro low-power embedded interface sensors which could monitor stress and temperature at the same time was broken through. The solid rocket motor interface real-time monitoring system was set up successfully. Interface stress and temperature of motor at highway transportation were real-time monitored and the stress and temperature changing rule of motor interface were obtained. The monitoring motor were detected nondestructively by ICT after highway transportation and the compatibility of sensors and motor interface was verified. The results show that the design that install 3 sensors by isosceles right triangle at 2 sections and 3 sensors by regular triangle at other section is ideal; The stress change amplitude is 0.003 MPa at highway transportation, which is far less than the interface allowing stress 0.6 MPa; After monitoring test , the interface debonding phenomenon has not been found and the compatibility of sensors and interface is good. The results can provide technical support for the development of model solid rocket motor health monitoring system. It is of great significance to improve the reliability of missile weapons system.

solid rocket motor；interface sensors；interface monitoring system；highway transportation

2015-11-26；

2016-03-29。

總裝備部預研基金項目(51328050101)。

張波(1989—)，男，博士生，研究方向為固體火箭發動機使用工程。E-mail:zb112060@163.com

V435

A

1006-2793(2016)06-0759-06

10.7673/j.issn.1006-2793.2016.06.005