重復使用液體火箭發動機原位無損檢測技術應用及展望

武曉欣,賈潔羽,邢理想,朱安冬,宋 澄

(1.西北工業大學,陜西 西安710072; 2.西安航天動力研究所,陜西 西安710100)

0 引言

近年來,美國獵鷹9運載火箭通過多次重復飛行大幅降低了發射成本,形成了較強的國際發射競爭力。低成本、周轉期短的重復使用航天運載器已成為國內外研究的熱點。發展航天,動力先行,研制可重復使用液體火箭發動機成為這一趨勢下的迫切需求。重復使用液體火箭發動機是指經過多次(不小于5次)的發射任務周期可被完整地回收,在經過快速的檢測和少量維護后即可再次參加飛行任務的重復使用飛行器動力。液體火箭發動機工作條件苛刻,在發動機一次使用后,各組件經歷了大振動、高沖擊、高溫高壓考核,對發動機狀態的正確判斷是再次安全使用的關鍵,因此回收后的維護檢測非常重要。但由于航天發動機系統復雜,零組件眾多,如果需要對發動機結構進行拆卸、分解后才能進行檢查,勢必增加了使用維護時間,不利于快速發射;同時,發射現場環境復雜,由于拆裝不當造成人為故障和機件損傷的風險明顯增加。因此,在整機原位狀態下獲得發動機結構健康狀態信息,快速判斷產品壽命是否滿足再次使用要求,對提高重復使用發動機的使用可靠性至關重要,需要迫切開展液體火箭發動機重復使用期間原位無損檢測技術的研究。

無損檢測(Non-Destructive Testing,NDT)[1-3]是利用射線、超聲、電磁、光、熱、化學試劑等與物質的相互作用,檢測被檢對象表面和內部的結構異常或缺陷。無損檢測能快速實時監測材料、產品加工過程中的各種缺陷并加以控制,同時能促進對設計和工藝的改良,對于控制和改進產品質量、保證材料及產品的可靠性、保證產品安全運行、降低生產成本及提高生產效率有著重要作用。而原位無損檢測是產品不經拆卸和分解,在原來安裝位置上進行無損檢測[4]。

無損檢測技術在航空發動機的維修中使用場景多、應用較為成熟,典型的有滲透檢測技術、射線照相檢測技術、渦流檢測技術等。此類技術在特種設備、軌道交通、能源電力等領域均有較廣泛的應用。國外航天飛機主發動機SSME(Space Shuttle Main Engine)是首臺實現重復使用的液體火箭發動機,其使用維護流程中需進行多個無損檢測項目。

在我國液體火箭發動機零、部、組件的研制、生產中主要應用的有射線照相、超聲波、磁粉、滲透、泄漏、目視(內窺鏡檢測)等無損檢測技術,其他如聲發射、射線層析、渦流、激光全息、射線數字成像等無損檢測技術也逐步得到應用。目前,我國液體火箭發動機無損檢測多集中在產品生產階段,對發動機熱試后或重復使用間的整機原位無損檢測技術的研究缺乏,檢測項目少,且對核心部位、薄弱環節的檢測覆蓋率低。隨著重復使用航天器的發展,“不下箭48 h內再次發射”“重復使用20～50次”等指標相繼提出,未來航天產品的檢測要求和檢測結果的準確性將越來越高。需要研究與發展原位無損檢測技術,實現便攜式、快速高效、自動檢測、缺陷可視化和定量化等能力。為此,本文基于重復使用發動機使用維護流程,梳理了國內外航空航天領域無損檢測技術現狀,針對液體火箭發動機重復使用提出了原位無損檢測方法,為當前的相關研究提供參考。

1 液體火箭發動機重復使用無損檢測場景

重復使用液體火箭返回后再次發射要開展一系列飛行后檢查和處理工作,其中發動機作為火箭的動力源,一旦發生故障會造成巨大災難,應列為全箭檢測和維護的重點對象。目前,我國重復使用液體火箭發動機的維護流程仍在研究階段,美國SSME發動機單次檢測耗時約32 h,其使用維護流程包含控制器傳感器測試、發動機外觀檢查、內窺鏡檢查、渦輪泵轉矩測試、外泄漏及密封性能檢查等。結合一次性火箭發動機使用維護流程,針對重復使用發動機不下箭處理情況,分為下述5個階段。

1)返回階段:重復使用運載器著陸后,發動機第一步工作是推進劑排放和內腔吹除,屬于無人員自動化操作階段。

2)返回后處理:針對液氧/煤油推進劑發動機,為保證發動機再次使用前狀態的一致性,同時防止再次啟動時燃氣腔殘余煤油而爆燃,需排放內腔殘存的點火劑和煤油,地面輔助系統同時對內腔吹除。液氧/甲烷發動機通過對發動機內腔吹除清空殘余推進劑。

3)返回后產品狀態檢查:返回后對發動機產品狀態進行檢查和測試,獲得發動機結構健康狀態信息,包括探測發動機產品功能是否完備,把握產品結構內部機械損傷情況,及時維修或更換受損的部件,以減少和防止事故發生。

4)健康診斷:發動機健康狀態診斷涉及控制器數據下傳、數據判讀與健康狀態及壽命評估。需要更加全面深入分析發動機及組件的狀態,做出正常、異常和故障判斷,并對異常和故障進行定位。

5)再次飛行前維修:再次飛行前,需考慮發動機維修性設計、遠場近場維修方案、性能校準試驗方法等,保證發動機狀態恢復完整性和性能可靠性。維護設計的基本要求包括功能模塊化、標準化設計、檢測可達性好、快速測發能力強等。

液體火箭發動機再次復飛需要以檢測和維修作為保障,無損檢測主要發生在火箭返回后發動機產品狀態檢查階段及再次飛行前維修階段。如上所述,整機原位狀態環境復雜,應用更多的原位無損檢測手段,對提高設計人員對缺陷和故障的判斷準確度,縮短發動機使用維護時間,實現快速重復飛行具有重要作用。

2 航空航天領域無損檢測技術現狀

在航空航天領域,無損檢測技術受到廣泛的關注,得到較大的經濟投入。重要產品(如發動機葉片)對無損檢測技術要求很高,除了缺陷檢出率、準確性及靈敏度等方面外,對檢測缺陷的可視化程度及定性定量評估等也提出了較高要求。

2.1 典型無損檢測方法

2012年國軍標《航空發動機外場原位無損檢測要求》中規定了航空發動機外場使用和整機狀態下的可選無損檢測手段[5]。目前,航空發動機使用較多的有內窺檢測技術、射線照相檢測技術、渦流檢測技術、超聲波檢測技術、滲透檢測技術、磁粉檢測技術等,其適用性和局限性對比情況見表1。按照檢測能力,Sohn等提出了損傷檢測的5個等級[6],見表2。重復使用液體火箭發動機原位無損檢測需要達到4級損失可量化表征的程度。

表1 典型無損檢測方法和特點對比

表2 損傷檢測技術等級

2.2 航空航天領域新型無損檢測方法

基于航空航天產品的結構復雜性與特殊性,高性能復合材料取代輕質金屬材料,在多種重要結構中的占比逐漸上升,同時對無損檢測的效率、精度及自動化等要求大幅提升。因此,在上述典型檢測方法基礎上,逐漸改進發展出更多高精度新型檢測技術和高性能無損檢測儀器設備,包括較為熱門的相控陣超聲檢測、激光超聲檢測、空氣耦合超聲檢測、紅外熱成像檢測、激光全息檢測等。而受使用場景限制,航天類產品原位無損檢測需要重點發展以下幾種檢測技術。

2.2.1 超聲檢測技術

超聲波檢測是利用超聲波探傷儀將超聲波(頻率通常為1～100 MHz)攝入檢查對象,如果材料內部有缺陷,在缺陷界面部分超聲波會形成反射。根據其內部反射回來的損傷波來判斷缺陷的存在、位置、性質和大小等,適用于金屬、非金屬、鐵磁、非鐵磁等各種材料,檢測原理示意圖見圖1。在航空發動機維修中,超聲波檢測可用于高壓壓氣機葉片、低壓壓氣機葉片、渦輪導向器葉片、燃燒室火焰筒外壁袋槽板材組織的檢測。但傳統超聲檢測存在一些缺點,如:需要參考試件用于儀器標定;需要耦合劑,對耦合表面要求高;影響因素多,對操作要求高。而在傳統超聲檢測的基礎上新發展出的相控陣超聲檢測和激光超聲檢測能減少上述問題。

圖1 超聲波檢測原理示意圖Fig.1 Schematic diagram of ultrasonic testing principle

相控陣超聲檢測利用多聲束掃描成像,具有自適應聚焦、高速、實時成像等優點,普遍應用于飛機的大型復合材料構件的自動檢測[7]。國外的相控陣檢測技術發展迅速,檢測應用于管道、復合材料平板、航天飛機的箱體等。英國進行了超聲檢測數據的三維可視化研究,在CAD模型中進行檢測圖像的重建、顯示和分析。國內相控陣檢測方面,韓建寧等針對飛機鉚釘脫落問題實施了在役監測[8]。楊琛等利用相控陣超聲成像開展了高強度螺栓的質量檢測[9]。

激光超聲檢測是用激光激發并接收超聲波實現材料缺陷檢測,適應于熱彈性材料,具有完全非接觸、復雜結構適應能力強、缺陷靈敏度與分辨率高和原位檢測等特點,適用于大型復雜結構的自動化和快速現場檢測。國外,洛克希德·馬丁航空公司在F-22和F-35項目中應用了激光超聲技術系統,已具有非常高的可靠性和穩定性,每年僅需2～3 d的維護時間[10]。國內,北京航空航天大學利用激光超聲檢測系統實現了復合材料分層缺陷的激光超聲C型掃描成像。李輝等研究了激光超聲檢測技術用于異種鋼焊縫檢測方面的優點和局限性[11]。

目前,相控陣超聲檢測和激光超聲檢測已成熟應用于激光焊接焊縫質量在線監控、飛機機身搭接腐蝕檢測、方向舵和尾翼等飛機結構件檢測、高溫陶瓷及復合材料檢測等。而在航天領域中,其研究和應用整體偏少。趙燦等針對某型號火箭發動機渦輪氧泵轉子組件電子束焊縫熔深無法測量的問題,開展了水浸超聲掃描技術的研究,結果表明,水浸超聲掃描能夠對焊縫熔深進行定量表征,滿足工程需求[12]。

2.2.2 渦流檢測技術

渦流檢測技術基于電磁感應原理,常用于導電材料的表面和近表面缺陷檢查,在飛行維修工作中的應用廣泛,尤其是對應力腐蝕裂紋和疲勞裂紋的檢查靈敏度很高。其優點是檢測速度快,線圈與試件可不直接接觸,無需耦合劑。同時由于渦流儀探頭很小,可實現復雜結構的原位檢測,更容易實現自動化。但僅限于導電材料的近表面檢測,且大面積檢查效率低、不適合復雜形狀;檢測結果不直觀,判斷缺陷性質、形狀、大小較困難。渦輪檢測原理示意圖見圖2。

圖2 渦流檢測原理示意圖Fig.2 Schematic diagram of eddy current testing principle

渦流檢測在航空中多用于飛機鋁合金結構件的層離腐蝕和表面裂紋分析及螺栓孔內裂紋檢測等。國外的渦流技術發展較早,且革新較快。Hughes等用渦流檢測技術檢測鋼板的裂紋缺陷[13]。Dmitriev等針對鋁結構件的裂縫缺陷,設計出一套自適應頻率的渦流檢測系統[14]。國外渦流檢測設備發展成熟,德國FOERSTER公司研制的便攜式渦流檢測儀等檢測精度高,被廣泛應用。2012年航空工業標準《航空發動機葉片渦流檢測》中規定了航空發動機葉片表面或近表面缺陷渦流檢測的一般要求、檢測設備、試樣、檢測步驟等詳細要求[15]。趙秀梅等采用專用的渦流陣列探頭,實現了某航空發動機高壓渦輪葉片的原位檢測[16]。喻星星等利用脈沖渦流檢測技術對發動機篦齒盤均壓孔進行原位無損檢測有限元仿真,計算結果顯示,脈沖渦流檢測技術能夠克服常規渦流檢測過程中需要探頭對準位置的缺點,對不同取向的缺陷可以一次性檢出[17]。

在液體火箭發動機研制過程中發生過由于振動產生的結構疲勞原因導致導管斷裂等結構破壞,以及在嚴酷的力熱循環加載條件下形成結構內部溫度分布的不均和瞬時驟變,產生較大的力載荷,超過結構的承受能力,導致推力室喉部位置出現裂紋等情況。而目前僅能在發動機試后通過目視等手段憑借經驗方法判斷發動機的安全性,具有評價準則模糊不量化的缺點。因此,參考航空發動機無損檢測手段,可以考慮通過渦流檢測手段對發動機整機薄弱環節進行狀態檢測,并通過單獨零組件試驗探索薄弱環節缺陷的發展過程。

2.2.3 數字圖像測量技術

數字圖像相關測量方法(Digital Image Correlation,DIC)結合了攝影測量、計算機視覺和圖像配準等方法,是一種非接觸、高精度的光學測量技術,能夠精確采集被測物體的表面圖像進而分析得到應變、位移等參數,數字圖像測試原理示意圖見圖3。該技術自20世紀80年代被發明以來[18-19],由于其步驟簡單、精度高、全區域、完全非接觸等優點,目前已廣泛應用于材料、結構幾何位移和應變的測量[20]。

圖3 數字圖像相關測量示意圖Fig.3 Schematic diagram of digital image correlation measurement

劉依開展了基于DIC的旋轉物體及應變全場測量方法的研究,在傳統DIC方法的基礎上引入旋轉子區,成功應用于旋轉軸承的運動測量[21]。張玉玲等將DIC應用于鋼構件的疲勞監測,獲得試件疲勞試驗的全過程圖像,驗證了基于應變參數進行疲勞監測的可行性[22]。余鎮江采用雙目視覺和DIC的三維變形測量方法,實現6 000 r/min工作狀態下航空發動機葉片三維變形的測量[23]。伍鵬等采用DIC方法對固體火箭發動機黏接界面原位拉伸過程應變場進行了定量分析[24]。Janeliukstis等進行了大尺寸復合結構DIC技術的研究,以全尺寸風力發電機葉片和直升機轉子葉片為研究對象,將DIC技術分別應用于靜力試驗中的結構撓度和屈曲測量,以及疲勞試驗的應變、位移測量和模態分析[25]。

在液體火箭發動機領域,文獻[26]在J-2X發動機熱試中采用DIC技術對發動機實時位移和應變進行測量,驗證了高溫、高低頻振動環境下DIC技術的可行性,得到了發動機部分管路在預冷充填階段和熱試階段的位移應變數據。

2.2.4 光學檢測技術

光學檢測是隨著光學傳感器、圖樣和信息處理等技術的發展,利用光的反射、輻射、偏振性等物理特性衍生出的新型測量診斷技術。在缺陷無損檢測方面,陸鵬運用激光電子散斑干涉及上載波技術,定量測量了柴油機油泵在壓力作用下的離面位移[27]。高光譜成像是一個復雜、多學科高度融合的領域。Mehrubeoglu等首次有針對性地分析了高光譜成像在鑄件檢測領域的應用,采用高光譜成像儀顯示出潛在缺陷處突變為低強度的光譜輪廓,映射并量化了鋁鑄件表面裂紋缺陷區域[28]。已有的多項研究表明:光學檢測是振幅型顆粒、凹坑、劃痕等有害微結構的有效檢測方法。然而,由于光學檢測技術目前使用成本較高,在缺陷檢測方面相比傳統無損檢測方法優勢并不明顯。

除了缺陷檢測外,光學檢測也可用于故障識別檢測。液體火箭發動機羽流的主要成分包括高溫燃氣及未完全燃燒的碳顆粒與金屬氧化物顆粒,羽流中的金屬含量和燃氣組分是判斷發動機工作狀態的關鍵信息。不同組分的濃度會直接影響光學信號的穿透能力,此時光學檢測的優勢凸顯,發動機光學羽流檢測技術應運而生。光學羽流檢測技術是采用光學非接觸測量的方法,檢測發動機羽流中的光學信號,分析得到金屬成分、氣體組分、溫度等相關信息,用于發動機故障診斷及健康監測。在羽流檢測方面,美國發展較早,其于1969年開發了LBL code計算羽流中原子及雙原子分子發射光譜。Marshall Space Flight Center(MSFC)、Stennis Space Center(SSC)及Lewis Research Center(LeRC)于20世紀80年代末先后開始發展SSME故障羽流發射光譜診斷系統[29-30]。1995年升級了光譜檢測系統,在LBL程序基礎上整合大量試驗數據,完成了金屬顆粒物發射光譜計算程序(EDC),推出基于羽流監測的健康監測及故障診斷系統。1996年實現了基于羽流檢測的首次預警停車,后續用于J-2X、RS-25等多種型號發動機研制及改進,并用于航天器羽流監測。俄羅斯于2000年左右開始液體火箭發動機羽流光學診斷法研究,2015年在質子號火箭2、3級發動機試車中添加了金屬成分,進行了定量檢測方法的驗證。近年來國內也有相關學者對此開展了研究。國防科學技術大學的趙永學等以光譜采集系統為測量手段,對液氧-煤油發動機羽流的可見光譜輻射進行了實驗研究,結果表明該項技術具有很強的工程意義[31]。西安電子科技大學的徐啟采用光學散射及高速攝影方法,對固體火箭發動機羽流凝聚相顆粒進行了監測[32]。

3 液體火箭發動機無損檢測技術應用及展望

為了適應重復使用液體火箭發動機對整機原位檢測的新需求,除進行傳統的外觀檢查、內外泄漏檢查、電氣檢查外,還需要增加新型測試和檢測項目,利用超聲檢測、光學測試設備、應變測量、圖像識別等手段對發動機轉動件、軸承、噴注器、推力室喉部、發動機管路等工作狀態進行表征,針對性地開展原位無損檢測方法研究。目前,部分方法已在試驗過程中得到應用。

3.1 結構件無損檢測技術

在液體火箭發動機中,發動機管路焊縫、推力室頭身對接焊縫、整流柵與噴注器焊縫、渦輪球殼焊縫等焊縫均為發動機上重要的I類承力焊縫,但因結構限制,在整機原位狀態無法使用X射線照相和CT等方法進行檢測,超聲檢測和渦流檢測技術將有力解決此類問題。

3.1.1 超聲檢測

渦輪泵和熱力組件作為發動機的關鍵部件,其結構健康狀態直接決定發動機能否重復使用。對于這些變厚度、回轉結構件,需要研究超聲波與缺陷的作用機理,提取表征缺陷的特征參數,為后續開展結構件中的缺陷量化及壽命評估奠定基礎。

目前以航天發動機的結構板材為研究對象,以超聲波中的Lamb波為技術手段,研究超聲波與缺陷的作用機理,為后續開展結構件中的缺陷量化及壽命評估提供理論和試驗基礎。基于超聲波在受損試件中傳播時共振頻率隨脈沖激勵幅值的增大發生漂移的原理,開展了缺陷檢測驗證試驗。通過人為制造平板構件損傷,研究損傷尺寸、深度和類型等與傳感器響應之間的關系。試驗表明:聲波的頻率、入射角度、傳播模式對聲波的檢測能力有顯著的影響,通過調節檢測聲波的關鍵參數可以大幅增加聲波檢測的精度和靈敏度。

3.1.2 原位渦流檢測

相比航空發動機,目前渦流檢測技術在液體火箭發動機上的應用仍處在初步探索階段。

液體火箭發動機經過惡劣環境后,焊縫、退刀槽、應力集中點、熱力組件內壁等部位易出現疲勞損傷,針對這類損傷,常規檢測手段存在檢測難度大、檢測精度低甚至無法檢測的問題。為滿足重復使用液體火箭發動機快速檢測、使用的需求,有必要采用渦流檢測技術對整機試車后發動機的薄弱環節結構表面、近表面缺陷進行檢測,利用試驗件模擬故障發展模式,給出故障判斷基線。同時對燃燒組件內壁鍍層、環帶進行渦流檢測初步檢測方法研究,進行發動機應力集中部位結構模態試驗及關鍵組件模態試驗,確定故障判斷基線。

渦流檢測設備可以考慮兩種模式:一種是渦流傳感器與測量設備一體,均為地面設備;另一種是渦流傳感器設計成專有形狀,預裝在待檢測部位,引出電氣接口,需要測量時對接地面測試設備,加電測試。

3.2 數字測量技術

數字圖像測量技術可被引入火箭發動機外觀識別對比分析,以及通過觀測結構相對運動,獲得發動機結構變形和相應頻率。

3.2.1 基于圖像識別的發動機外觀檢查

為了對發動機狀態進行快速初步判斷,需要通過形態學、多尺度增強和監督機器學習等圖像識別技術,輔助設計人員進行發動機外觀檢查,包括整體結構偏移、鎖緊裝置松動、結構裂紋辨識等。同時開展發動機圖像識別方法及故障監測程序研究,進行發動機圖像識別傳感器及圖像識別單元研究,建立發動機圖像識別故障監測系統,完成發動機重復使用間圖像識別故障監測試驗驗證。

3.2.2 基于高速圖像的結構三維位姿反演

將圖像測量技術引入火箭發動機熱試,通過在發動機結構表面粘貼標記點,基于雙目視覺測試技術,實現發動機在啟動和關機等工作非平穩段的結構響應頻率、位移及變形的實時測量分析。

目前已將DIC技術應用于我國大推力液氧煤油發動機試車中的位姿測量,整個系統由多個不同視角的高速攝像機(采集頻率1000 幀/s)組成全三維的拍攝系統,滿足500 Hz 以內的頻率分析范圍,測量系統示意圖見圖4。對補償后位姿變化的頻率進行分析,穩態的突頻與試車前產品的模態試驗結果相吻合,基于圖像的測量結果能夠反映整體結構模態振型,驗證了該方法的有效性。

圖4 測量示意圖Fig.4 Measurement diagram

3.2.3 基于機器視覺的發動機結構模態辨識

試車前后基于高速攝影拍攝發動機在力錘敲擊下的響應視頻,通過時域濾波分離不同的模態運動,采用運動放大技術對結構振型進行可視化,進而實現發動機大量管路頻率和振型的快速測試。

3.3 光學檢測技術

3.3.1 羽流光譜檢測

發動機元件的正常與非正常燒蝕、磨損都可以由羽流中的燃氣和顆粒成分加以表征,可作為重復使用發動機健康檢測的重要技術手段。大推力發動機試車和飛行環境下,振動大、羽流溫度高,給光學測試的應用帶來了很大的挑戰。通過光學測試和重構技術可以測量羽流的溫度場、成分場、金屬粒子分布場等信息,可用于熱力組件的燃燒狀態診斷、組件的磨損監測、生成維修建議等。

迄今為止,我國在液體火箭發動機羽流光譜理論及技術研究方面進行了初步探索,尚未實現工程應用,后續將在金屬特征光譜分析及原理驗證的基礎上,聚焦金屬優選特征譜線,建立完整的液體火箭發動機羽流金屬成分光譜監測系統。

3.3.2 激光三維成像檢測

發動機熱力組件結構復雜,工作過程中可能存在推進劑沉積、裂紋、結構變形等。為了提高檢測維護的效率,需要開展三維成像檢測技術研究,建立熱力組件關鍵尺寸激光三維成像檢測管理系統,快速進行三維重構,識別結構的完整性、裂紋、變形等,對各組件的可復用性、壽命等進行評估。

3.4 快響應動態傳感器技術

3.4.1 小型化薄膜高溫溫度傳感器

富氧環境下,故障發展非常迅速,且破壞力極強,容易導致發動機甚至試車臺的損壞,為防止故障模式引起的安全事故,需要快響應故障檢測系統。目前,高溫溫度傳感器的響應時間為幾十毫秒,無法用于故障監控,因此需要研制快響應傳感器。小型化薄膜高溫溫度傳感器能夠在1 ms內反映溫度變化,可用于熱力組件超溫、過熱、燒蝕的快速監測。

3.4.2 無冷卻集成化傳感器

高性能液體火箭發動機高溫燃氣管路壓力不低于30 MPa,溫度高達600～700 ℃。目前地面狀態下,高溫壓力和脈動壓力傳感器采用水冷卻,無法用于飛行,使得飛行過程熱力組件處于無法測試狀態,需要發展無冷卻測試技術。高溫度環境下的無冷卻壓力、脈動壓力集成化傳感器可以同時測量穩態壓力和脈動壓力,直接反映熱力組件的燃燒性能、非穩態燃燒等信息,可用于直接監測熱力組件的運行狀態。

3.4.3 高精度高頻響振動傳感器

振動是反映工作過程發動機組件結構健康狀態及運行狀態的關鍵參數。目前,低溫振動傳感器精度不高。未來重復使用液氧甲烷發動機的泵轉速更高,對結構頻響的上限要求更高,需要進一步拓寬頻響范圍。此外,發動機存在低溫的管路、泵和高溫的熱力組件、渦輪等,溫度范圍很寬,需要寬溫度范圍高精度高頻響的振動傳感器。利用該傳感器可實現發動機工作模態的實時測量和結構薄弱環境識別與監控,提高試車和飛行的安全性。

3.4.4 無線智能傳感器

液體火箭發動機上通常存在數十個傳感器,其連接線路整理和固定困難,一旦在大振動環境下斷裂,將嚴重影響對發動機的狀態監控。因此,有必要開展發動機無線智能傳感器研制及數據處理技術研究,構建發動機無線傳感器網絡平臺,進行發動機測點數據分系統實時監測及綜合對比評估分析。

3.4.5 高頻光纖光柵傳感器

液體火箭發動機工作過程中的結構應變數據直接反映結構的重要健康信息,利用光纖光柵動應變、分布式測量技術能夠獲得結構響應,可作為重復使用發動機結構評估的重要依據。因此,需要開展低應力、高強度光纖光柵傳感技術研究,面向發動機惡劣環境和現場條件限制的光纖光柵傳感器埋入技術研究,完成光纖光柵傳感器安裝方案設計及分析。

目前針對液體火箭發動機結構應變測試對寬溫度范圍、大量程、高速測量的特殊要求,進行了光纖光柵應變傳感器高速解調技術、寬溫度范圍光纖應變傳感器及其布設保護技術、發動機結構光纖光柵應變測試驗證等方面的研究。開展了光纖光柵應變傳感器在發動機結構試驗測試中的應用驗證,為發動機結構設計和監測提供先進的測試手段支持。后續將基于重復使用發動機進一步研究該技術的可靠性。

3.5 發動機典型組件一體化檢測技術

3.5.1 渦輪泵智能裝配與精密測量一體化技術

渦輪泵是液體火箭發動機系統中唯一高速運轉的組件,也是故障率最高的組件之一。其中渦輪泵摩擦力矩增大和軸承損壞是渦輪泵故障中的兩大主要原因。渦輪泵結構復雜,裝配時間非常長,直接影響周轉維護的快速性。針對渦輪泵裝配測量依靠人工效率低、一致性差、合格率低的問題,需要發展高精度智能化裝配與檢測技術,實現渦輪泵裝配測量一體化,提高裝配質量和裝配效率。

在不對發動機進行較大拆卸的前提下,通過測量渦輪泵的轉動扭矩大小來檢測渦輪泵的啟動扭矩和摩擦扭矩是否在合理的范圍內。通過與正常動作狀態下的數值相比,若啟動扭矩和摩擦扭矩數實際值有較大的偏差,則表明渦輪泵可能存在故障隱患,需要拆卸檢查;若數值在正常范圍內,則認為渦輪泵正常,無需拆卸檢查。因此渦輪泵轉動扭矩的大小成為判斷渦輪泵是否存在故障可能性的關鍵指標。這種通過測量轉動扭矩來判斷故障可能性的方法成為快速檢測渦輪泵的一種重要手段。

常規的應變測量中,被測組件都處于宏觀靜止狀態,而渦輪泵作為高速旋轉部件,其應變很難測量。利用非接觸式無線測量技術可以實現最高轉速35 000 r/min的測量。此外,缺乏針對渦輪盤、軸承等關鍵零件的有效檢測技術,無法對軸承內的滾珠表面損傷進行精確檢測與定量評估,嚴重制約了軸承運行狀態與壽命評估判斷,迫切需要開展軸承滾珠損傷的超聲波檢測技術,實現滾珠損傷的定量檢測,實現深度不小于50 mm,縱向分辨率不小于0.5 mm的實時檢測,為未來軸承在線損傷檢測與壽命評估提供支撐。

3.5.2 小型非接觸光纖閥門動作在線快速檢測

閥門是液體火箭發動機上的關鍵單點,而目前沒有真正確認閥芯的動作是否執行到位、是否存在泄漏等狀態的檢測手段,需在線確認閥門動作到位情況。利用小型化非接觸式光纖位移探頭、大動態范圍高精度信號檢測、物體表面反射自適應補償等關鍵技術,研制可監測發動機閥動作執行狀態的在線檢測樣機,能夠解決閥門工作狀態監測的難題。

3.5.3 智能緊固件

隨著高性能液體火箭發動機室壓的提高,管路連接處的緊固件載荷相比以往型號增加,同時緊固件要承受工作過程中的高低溫熱載荷等附加載荷,預緊力的大小和分散嚴重影響發動機的可靠性。國內對緊固件預緊力的測量還存在無法直接測量和測不準的問題,對型號在復雜服役狀態下的連接性能評價缺乏有效的預緊力支撐,對于連接結構預緊力的強度分析和結構優化、服役狀態下的原位檢測形成技術瓶頸。

近年來國內外開發了帶永久安裝的傳感器(Permanent Mounted Transducer System,PMTS)的緊固件,即將壓電傳感器以薄膜涂層形式制備在螺栓上,傳感器本身非常薄、小,制備完后與螺栓形成一個整體,可隨緊固件長期服役使用。使用該產品及測量技術可以實現裝備關鍵部位連接的精確控制,提升連接精度,同時在維修保障環節可以在原位、非拆卸條件下測量連接結構預緊力的變化情況,進而為快速評估零件安裝狀態提供重要的數據支撐,具有重要的應用價值。

3.6 發動機整機結構完整性評估技術

重復使用液體火箭發動機在工作狀態下除發動機工作時自身復雜的力學環境外,還要受到其他工作與不工作發動機、一級與二級之間、不同發動機/組之間的互相影響。

依托大型振動試驗臺系統開展液體火箭發動機整機動力學特性識別研究,研究重復試驗/試車過程中發動機關鍵結構完整性演化規律,建立載荷-動特性-完整性對應關系,標定完整性判定參考數據庫,依據完整性評估結果快速定位故障及維修并對再次飛行能力進行評估。

4 結論

本文整理了目前航空航天領域的無損檢測技術研究及應用情況,提出針對重復使用液體火箭發動機亟需研究的原位無損檢測方法,為其實現快速原位無損檢測提供參考,得出以下結論。

1)為了提高重復使用液體火箭發動機使用維護效率,開展發動機重復使用間原位無損檢測技術研究,構建關重件無損檢測缺陷圖譜等相關數據庫,形成相應技術規范非常必要。

2)航空航天領域現有各類無損檢測方法,但尚未很好地應用在重復使用液體火箭發動機上。為了滿足便攜式、快速高效、自動檢測、缺陷可視化和量化等需求,仍需進行針對性的改進。其中超聲檢測、數字圖像測量技術、羽流光譜和快響應動態傳感器等是迫切需要研究的關鍵技術,能夠顯著提高檢測精度和效率。

3)定制開發自動化、智能化裝置是將各類研究方法落地的有效手段,將在未來液體火箭發動機重復使用間的無損檢測中發揮重要作用。需優化工藝流程,將試后處理與產品檢測集成,開發自動化、智能化使用維護處理與檢測系統,進而縮短維護時間。