CN107044914A

CN107044914A - 固体发动机粘接界面受载状态监检测装置

Info

Publication number: CN107044914A
Application number: CN201710157340.9A
Authority: CN
Inventors: 张波; 董可海; 唐岩辉; 张春龙; 裴立冠; 张旭东; 王永帅; 于畅; 吴昊
Original assignee: Naval Aeronautical Engineering Institute of PLA
Current assignee: Naval Aeronautical Engineering Institute of PLA
Priority date: 2017-03-16
Filing date: 2017-03-16
Publication date: 2017-08-15

Abstract

本发明公开一种固体发动机粘接界面受载状态监检测装置，包括设置在固体发动机内壁的应力‑温度传感器，设置在固体发动机外并与应力‑温度传感器通过引线相连的应力变送器、与应力变送器相连的数据采集系统及激励电源，与现有技术不同的是：所述的应力‑温度传感器共九个，结构形式为平膜圆柱型，传感器直径≤Φ15mm，厚度≤3mm，引线为绝缘扁平连接线，宽度3mm，厚度约为0.1mm；埋入到固体火箭发动机的绝热层/衬层界面，与现有技术相比，本发明易于安装、不影响装药应力场、具有较高的精确性与稳定性，并且能全面的监测所需要的数据信息；埋入后对发动机粘接界面强度特性、贮存特性以及工作特性的影响较低，不对发动机结构产生破坏性影响。

Description

固体发动机粘接界面受载状态监检测装置

技术领域

本发明涉及火箭固体发动机检测技术领域，具体为固体发动机粘接界面受载状态监检测装置。

背景技术

固体火箭发动机由于其具有结构形式简单﹑使用维护方便、可靠性高、贮存性能稳定、机动性高和经济性好等一系列优点，目前各国现役和在研的一百多种导弹中，固体导弹占到了80％以上。经过四十多年的发展，我国现役的型号导弹中，大多数第一级或第二级发动机都使用其作为推进动力装置。因固体火箭发动机是长期贮存、一次使用的，所以工业部门在将固体火箭发动机交付部队时都统一给出了其贮存和使用寿命。但在部队的实际使用中，由于各固体火箭发动机的贮存和工作环境都不尽相同，即使是同一型号、同时产生的发动机，其真实的寿命也会有很大的差异。而其真实寿命为随机变量，所以在这一批次中会有很大一部分的发动机还是在寿命期内的，对这些寿命期内的发动机进行报废销毁会对我军战斗力产生重大的影响，也是对国防经费的重大浪费。

据不完全统计，国外服役的固体发动机由界面脱粘引起的失效报废达到三分之一。对浇铸式固体发动机而言，界面粘接质量尤为重要。浇铸式固体发动机包括多个粘接界面，有壳体/绝热层、绝热层/衬层、衬层/推进剂界面，其中任何一个界面发生脱粘，将直接破坏发动机的结构完整性，致使发动机失效，甚至使发动机发生爆炸事故。因此对于发动机各粘接界面性能的研究已成为该领域研究者所关注的重点。

对于固体火箭发动机状态监测的传感器子系统可分为外置式传感器和埋入式传感器。目前广泛使用的发动机无损检测系统就属于外置式传感器。典型的外置式传感器检测系统就是工业CT检测系统，工业CT检测系统具有系统复杂、检测时间长、检测截面有限、成本高、维护繁琐等缺点。埋入式传感器现阶段主要应用于飞机发动机的监检测，并取得了一定的研究成果，而采用埋入传感器对固体火箭发动机健康监检测的研究还只是局限在理论和模拟发动机的应用上。至今为止，埋入式传感器还只是用于模拟的监检测发动机中，并未用于实装发动机中；推进剂的所有化学性质仍然依靠解剖发动机、取出装药进行试验的破坏方式获得。

发明内容

本发明的目的是具有实用性的固体发动机粘接界面受载状态监检测装置，所采取的技术方案是：

这种固体发动机粘接界面受载状态监检测装置，包括设置在固体发动机内壁的应力-温度传感器，设置在固体发动机外并与应力-温度传感器通过引线相连的应力变送器、与应力变送器相连的数据采集系统及激励电源，与现有技术不同的是：所述的应力-温度传感器共九个，分别为第一、第二…第九应力-温度传感器，结构形式为平膜圆柱型，传感器直径≤Φ15mm，厚度≤3mm，引线为绝缘扁平连接线，宽度3mm，厚度约为0.1mm；在所述的固体发动机距离其前端1/4处和1/2处、周向6点钟位置、9点钟位置和12点钟位置的绝热层分别开设内径大于应力-温度传感器外径2mm、深度≤3mm的盲孔，并在每个盲孔朝向固体发动机前端的方向开设宽度稍大于3mm的斜坡槽，六个所述的应力-温度传感器通过环氧树脂AB胶粘附在所述盲孔内，其引线也通过环氧树脂AB胶粘附在斜坡槽及固体发动机绝热层并沿固体发动机轴向从固体发动机前端引出；在所述的固体发动机距离其前端3/4处、周向4点钟位置、8点钟位置和12点钟位置的壳体/绝热层界面开设内径大于应力-温度传感器外径2mm、深度≤3mm的盲孔，并在每个盲孔对应于传感器出线位置、朝向固体发动机前端的方向开设宽度稍大于3mm的斜坡槽，三个所述的应力-温度传感器通过环氧树脂AB胶粘附在所述盲孔内，其引线也通过环氧树脂AB胶粘附在斜坡槽及固体发动机绝热层并沿固体发动机轴向从固体发动机前端引出；所述的应力-温度传感器及其引线除与盲孔及绝热层接触面外其他各面涂刷衬层，衬层内浇筑推进剂药柱。

进一步地，在所述的固体发动机距离其前端1/4处的6点钟位置、9点钟位置和12点钟位置分别设置第七、第八、第四应力-温度传感器；在所述的固体发动机距离其前端1/2处的6点钟位置、9点钟位置和12点钟位置分别设置第二、第九、第一应力-温度传感器；在所述的固体发动机距离其前端3/4处、周向4点钟位置、8点钟位置和12点钟位置分别设置第五、第三、第六应力-温度传感器。

进一步地，所述的应力-温度传感器的应力范围：-0.1～1MPa；温度量程：-40～70℃；应力精度：≤5％；温度精度：≤1℃；传感器出线：聚酰亚胺导电膜。

当数据采集系统为16通道时，第九应力-温度传感器为冗余。

与现有技术相比，本发明有如下特点：

(1)传感器易于安装、不影响装药应力场、具有较高的精确性与稳定性，并且能全面的监测所需要的数据信息；

(2)埋入后对发动机粘接界面强度特性、贮存特性以及工作特性的影响较低，不对发动机结构产生破坏性影响；

(3)埋入在发动机受各种载荷作用下时界面温度响应最快或应力最大处。

(4)与工业CT等现有外置式阶段性抽样检测装置相比，该检测装置具有实时性、全寿命周期可测性。

附图说明

图1是本发明应力-温度传感器在固体发动机上的分布示意图。

图2是图1中A-A处的剖视图。

图3是图1中B-B处的剖视图。

图4是图1中C-C处的剖视图。

图5是监检测发动机降温过程温度-应力图。

图6是9月3日公路运输界面传感器监测温度-应力图。

图7是9月4日公路运输界面传感器监测温度-应力图。

图8是9月3日公路运输界面传感器01监测的温度-应力图。

图9是监检测发动机公路运输过程界面应力-温度局部放大图。

图10是温度循环加载示意图。

图11是温度循环过程中温度-应力图。

图12是传感器01监测的温度-应力图。

其中：图中标号01、02…09的部件分别为第一、第二…第九应力-温度传感器。

具体实施方式

一、固体发动机及其监检测系统

固体发动机的结构主要由点火装置、燃烧室、喷管组成。其中燃烧室是固体发动机的核心部件，而发动机各粘接界面又是燃烧室的薄弱部位。因此，粘接界面健康状态的监检测是发动机结构健康监检测的重要组成部分。根据发动机粘接界面产生脱粘的原因、特点与失效模式分析结果，固体发动机结构健康监检测目标量确定为药柱粘接界面应力和温度。

固体发动机结构健康监检测系统主要由硬件——固体发动机粘接界面受载状态监检测装置和软件两部分组成。硬件部分包括传感器网络和相应的数据采集设备；软件部分包含信号的处理、分析和判废标准等。

固体发动机粘接界面受载状态监检测装置，重点是传感器技术方案的设计，而传感器的设计应重点考虑固体发动机药柱、衬层和绝热层的结构特点。

固体发动机燃烧室通常由药柱、绝热层、衬层、壳体组成。药柱是燃烧室的主要组成部分，一般质量分数最大。通常绝热层和衬层的结构质量占燃烧室总质量的分数较小，结构尺寸也较小，一般情况下衬层厚度为0.5mm-1mm；绝热层厚度在0.8mm-20mm之间；壳体材料有金属与非金属两种，壳体壁厚一般在1mm-5mm之间。

通常粘接界面应力测试的方法有两种，一种是在发动机壳体壁上打孔，传感器通过孔测量粘接界面应力，即活塞式界面应力传感器；另外一种是传感器内置在壳体内部，固定在壳体内壁上，即埋入式微型应力传感器。两种方法各有优缺点，第一种方法通常用于气体或液体应力的测试。优点是适用温度范围宽，对传感器结构尺寸和体积要求较低，而且对于药柱应力场的影响基本可以忽略；缺点是需要在壳体壁上打孔，影响发动机的结构完整性和可靠性。第二种方法通常用于固体或液体应力的测试。优点是不破坏发动机燃烧室的结构，不影响发动机的结构完整性和可靠性；缺点是对传感器结构尺寸和体积要求较高，对药柱应力场有一定的影响。

通过对国内外相关项目研究资料的跟踪、收集和梳理，可以看出由于埋入式应力-温度测试方法的优点比较突出，而且相关研制的基础支撑技术发展较快，因此，埋入式界面应力-温度传感器是未来监检测技术的发展趋势。本发明结合我国传感器设计生产技术水平实际，确定采用微型埋入式界面应力-温度传感器用于监测粘接界面的应力-温度数据。

粘接界面应力-温度监检测装置除了作为核心传感元件的应力-温度传感器之外，还包括激励电源、应力变送器、数据采集系统。从前述的燃烧室绝热层、衬层与壳体结构特征尺寸可知，燃烧室内部传感器的埋置空间非常有限，同时由于埋入式传感器技术水平与安全性的限制，粘接界面应力-温度监检测系统的激励源和输出变送装置放置在发动机外部。考虑到推进剂的安全性，传感器的供电采用低压直流供电，根据推进剂的安全指标确定直流电压为5V，这样就能提供低压、低功耗、高稳定性、高安全性的供电。由于压力传感器输出信号较弱，需要将传感器输出的微小压力变化转换为相应的电信号，通过放大、A/D转换和数字信号处理实现数据的自动采集。

二、粘接界面应力-温度传感器的结构及性能指标

作为整个结构健康监检测系统的感知和神经系统，传感器担负着在结构中采集与各种物理量直接相关的数据和信息的任务。是整个结构健康监检测系统实现的基础。粘接界面应力-温度传感器研究的第一步是确定传感器的结构方案和性能指标。

(1)结构方案的选择

早在60年代后期，美国洛克希德公司就依据与美国空军火箭推进实验室的合同要求开展了“STV”计划研究，研究了用于固体发动机药柱的应力、应变和温度传感技术。并在后续相关计划中持续对传感器结构与性能进行了改进和提高，近年随着微机电技术进入实用化阶段以及在美军方强烈需求的推动下，MICRON公司研制了能同时测量温度与应力的双参数微型粘接界面应力-温度传感器。该传感器技术成熟，应用情况良好。参考该传感器结构型式和参数，同时结合我国相关行业的技术水平，确定了本发明粘接界面应力-温度传感器的结构形式为平膜圆柱型，传感器直径≤Φ15mm，厚度≤3mm。

(2)性能指标的确定

固体发动机在生产、贮存、运输、值班和使用的全寿命周期内要经历各种环境与载荷的作用。发动机药柱/绝热层粘接界面的应力和温度与药柱结构、材料特性和环境历程密切相关，因此，需要根据极端环境下发动机粘接界面应力-温度确定传感器性能指标。

根据大量相关的有限元计算结果，极端环境下某型号发动机靠近前封头部位在典型载荷作用下的药柱/绝热层粘接界面应力最大值≤1MPa。根据计算结果，确定粘接界面应力-温度传感器的主要性能指标如下：

应力范围：(-0.1～1)MPa；

温度量程：(-40～70)℃；

应力精度：≤5％；

温度精度：≤1℃；

超负荷：150％；

传感器尺寸:≤(Φ15×3)㎜；

供电电压：5VDC；

传感器出线：聚酰亚胺导电膜，引线长度2m；

引线要求：绝缘扁平抗干扰连接线；

传感器封装材料应具备防潮、防腐蚀能力。

三、监检测装置组成及技术指标

综合上述粘接界面应力-温度监检测系统方案，确定粘接界面应力-温度监检测装置中的变送器和数据采集系统的具体技术指标如下：

变送器尺寸：≤(70×60×40)mm；

变送器供电：24VDC；

变送器输出：两路，5VDC，(4～20)mA；

数据采集系统具备应力与温度零点调节功能；

数据采集系统外部供电；220V；

数据采集系统输出：24VDC；

数据采集系统显示位数：4位；

数据采集系统显示信号：两路(温度与应力各一路)。

四、传感器埋入位置

粘结界面应力-温度传感器埋入位置的确定应遵循以下三个原则：

(1)应考虑试验过程中传感器应满足易于安装、不影响装药应力场、具有较高的精确性与稳定性，并且能全面的监测所需要的数据信息；

(2)埋入后应尽量降低对发动机粘接界面强度特性、贮存特性以及工作特性的影响，不能对发动机结构产生破坏性影响；

(3)应埋入到发动机受各种载荷作用下时界面温度响应最快或应力最大处。

在固体火箭发动机的结构完整性分析中，界面粘接强度是其至关重要的影响因素。据不完全统计，国外服役的固体发动机由界面脱粘引起的失效报废达到三分之一。对浇铸式固体发动机而言，界面粘接质量尤为重要。浇铸式固体发动机包括多个粘接界面，有壳体/绝热层、绝热层/衬层、衬层/推进剂界面，其中任何一个界面发生脱粘，将直接破坏发动机的结构完整性，致使发动机失效，甚至使发动机发生爆炸事故。因此对于发动机各粘接界面性能的研究已成为该领域研究者所关注的重点。

依据以上分析，根据部队多年的发动机使用经验和工业CT无损检测的结果报告，分析得出发动机在装药固化、运输、贮存及值班过程中，发动机衬层与绝热层的粘接界面会受到往复的拉伸，使得衬层与绝热层界面最容易产生脱粘现象。综合文献的研究成果，将传感器的埋入界面确定为衬层与绝热层界面。

传感器的埋入位置根据传感器的尺寸(传感器尺寸为Φ15mm×3mm)，并考虑装药应力-应变场和安装传感器的个数和经济性。

由仿真试验结果可得：

(1)采用3个传感器成正三角形安装时，对装药应力应变的影响较小，只能测得一个界面应力-应变最大处的数据，但只有这种布置方案可以监测到非象限处的界面应力和温度。

(2)采用3个传感器成等腰直角三角形安装时，对装药应力应变的影响较第一种方案影响稍大，但总体影响不大，3个传感器能够测得界面应力-应变最大、最小处及剪切力最大处的应力应变。

(3)采用4个传感器成正方形安装时，对装药应力应变的影响较第二种方案影响大，4个传感器能够测得界面应力-应变最大、最小处及剪切力最大处的应力应变，但考虑到实验的经济性和采集数据的不重复性，不采用此种方法。

通过仿真计算安装传感器的药柱应力-应变场，分析确定传感器的安装位置和数量：确定传感器的安装位置采取如图3、4所示安装3个成等腰直角三角形分布传感器的方案。为了得到粘接界面非象限处的应力和温度，还需采用如图2所示的安装3个成正三角形分布的传感器。

由于只针对圆柱段发动机进行模拟试验研究，考虑到圆柱段装药的应力应变场，传感器的布置方案采用在监检测发动机圆柱段的1/2处和距前端1/4处，各安3个成等腰直角三角形分布的传感器；作为探索性研究，在距后段1/4处，安装3个成正三角形分布的3个传感器，以用来监测界面非象限处的轴向应力分布。传感器共9个，采集柱段界面的温度-应力数据(数据记录系统为16通道记录仪，只能记录8个传感器的监测数据，多余的一个传感器为冗余)。界面应力-温度传感器埋置在绝热层与衬层界面，传感器的电缆线从绝热层与衬层界面间沿轴向从监检测发动机前端引出。总体分布方案如图1所示。

传感器的埋入方式选择在绝热层上打孔，粘接在壳体内壁的方式。首先在绝热层上挖去Φ17mm的盲孔，在引线方向加工一个斜坡槽，用以减少安装中引线的扭曲。并将壳体打磨光滑；其次采用环氧树脂AB胶将传感器的固定面直接粘在壳体上，传感器周围也用环氧树脂AB胶涂满；然后在传感器上加载一定的预压力，并固化1个小时；最后用乙酸乙酯将传感器的测试面清理干净，降低传感器的误差，提高传感器的测量精度。布线方式采用沿绝热层内表面布线的方式。采用环氧树脂AB胶将引线沿绝热层内表面粘接，并从发动机前端引出。需要注意的是引线不能有扭曲与交叉布线，以免损坏引线和产生信号干扰。由于引线为绝缘扁平连接线，宽度约为3mm，厚度约为0.1mm，将引线粘接在绝热层与衬层之间不会影响界面的粘接强度。埋设好传感器后，对每个传感器进行测试与调零。

传感器埋入并固化好后，进行衬层的涂刷，埋入传感器后监检测发动机壳体(含绝热层和衬层)涂刷均匀后放入50℃烘房内，保温24小时，进行衬层的半固化。半固化完成后，这时的衬层已经定型，不会发生流动和大变形，在浇铸时的真空环境里也不会出现气泡现象，且此时更容易与推进剂发生化学反应，形成更加牢固的化学键，形成的粘接界面强度更高，故为了保证界面的粘接强度，在半固化好后直接进行推进剂的浇铸。衬层保温并半固化好后，再次对每个传感器进行测试，传感器调试好后，直接将埋入传感器的发动机壳体送至装药工房进行浇铸装药。

五、埋入传感器对发动机粘接界面强度影响的试验

在固体发动机燃烧室界面埋入应力-温度传感器后，对固体火箭发动机应变-应力场的影响很小，而对于发动机结构完整性影响最关键的即是对绝热层(传感器)/衬层界面粘接性能的影响。为此，需对传感器嵌入对界面粘接强度的影响进行试验研究。

本试验采用强度测定法对界面的粘接性能进行试验测试。参考QJ2038.1标准的有关规定，用设备CMT6203台式微机控制电子万能试验机进行试验。测试粘接试件的最大抗拉强度和断裂伸长率，以验证埋入传感器后的固体火箭发动机界面粘接强度是否满足界面的粘接强度要求。

由于传感器造价较高，只制作了6个粘接试件进行试验研究，分两组，一组三个。一组在试件粘接固化好后测试，采集初始数据；一组在自然贮存6个月后测试，验证其粘接性能。经过拉伸试验后，传感器完好无损，未发现界面的腐蚀和变形情况，且都是从传感器的测试面断裂，这是由于试件在拉伸过程中，测试面产生了相对较大的位移，使得传感器测试面的粘接强度下降。

拉伸试验后，用手指轻轻压传感器，传感器有持续数据输出，说明传感器本身强度较高，拉伸试验不会破坏传感器。

试验测得的拉伸数据如表1所示。

表1 粘接试件拉伸试验数据

注:本试验所有数据均为一组3个粘接试件的平均值。

由表可以看出，在自然贮存6个月后，由于衬层的自然老化缘故，断裂伸长率与最大抗拉强度均有所下降，下降后的抗拉强度大于界面的允许应力，说明埋入传感器贮存6个月后，传感器粘接界面的粘接强度满足要求，并能够稳定工作6个月，不会破坏界面的粘接性能和发动机的结构完整性。

六、监检测发动机固化过程

针对监检测发动机固化降温过程中的界面应力-温度进行数值仿真和监检测发动机监检测试验，研究固化降温过程中界面温度和粘接强度变化规律，分析固化降温过程界面对发动机结构完整性的影响。

固化方案按真实发动机的固化方案实施，浇铸工艺采用真空浇铸，浇铸前监检测发动机。由于监检测发动机内埋入应力-温度传感器，考虑到受传感器正常工作温度的限制，本试验将固化温度设定为50℃，按照工厂的固化要求，需将监检测发动机放置在50℃的烘房内，固化120小时，然后打开烘房大门，进行自然降温，降温时间为24小时，固化完成后进行脱模。

由于考虑用电安全问题，在浇铸过程中不能用电，所以浇铸过程无法监测界面的温度和应力情况。在固化降温过程中只能临时用电，不能长期检测，只能采取分时段监测的方式进行监检测试验。选取每天的上下午各约一个小时的时间进行监测试验，采样频率为1/60Hz。

由于监测采取分时段监测的方式。

(1)在固化过程中，装药从液固混合状态(流体)变为固态，应力变化小，所以监测时段定为每天的上、下午各监测一个小时，监测固化过程中界面的应力和温度的变化规律；

(2)在降温过程中，由于温度差较大，将直接引起药柱的急速收缩，界面应力的变化速度也随之增大，所以监测时段为全天监测，监测降温过程中界面应力和温度的变化规律；

(3)固化完成后，进行脱模，考虑到用电安全，脱模过程也未能监测，在脱模完成后，进行检测3个小时，监测脱模后界面应力-温度的变化规律。

结果：

(1)在整个固化降温过程中，各传感器(除传感器02)的温度和应力数据一致性较好，并且整体趋势相同，证明传感器埋入工艺可靠、传感器埋入后都能正常工作。传感器02在固化过程中能够稳定工作，在降温过程中，温度和应力均出现异常，但整体趋势符合降温的规律，分析为传感器本身出现故障，使得传感器的线性输出异常，故在以下的分析中不再记录和分析传感器02的数据。

(2)根据监测数据，取固化降温过程中的各传感器的应力变化幅值如表4-1，由表可以得出在固化完成后，由于装药两段为自由界面，A-A和C-C面上的各传感器变化幅值大致相同，B-B面上的传感器01的变化幅值最大。同样求得固化降温过程传感器安装各截面的平均应力变化幅值如表4-2，根据监检测试验数据和数值仿真数据可以看出，监检测试验数据与仿真数据一致性较好，监检测试验数据整体大于数值仿真结果，误差均在15％以内。

表4-1 固化降温过程传感器应力变化幅值表

表4-2 固化降温过程各截面应力平均变化幅值表

(3)在监检测发动机固化过程中，监测的界面温度在50℃上下呈波浪型分布，其原因为在每次进行监测时，均要现场引电，现场连接监测记录设备，这个过程都是在打开烘房门的前提下完成，时间约为5分钟。在连接监测记录设备的过程中，烘房温度必然会下降，进而影响监检测发动机界面的温度。安装好后关闭烘房门，设备进行自动监测记录，烘房温度恢复50℃。监测完成后，设备的拆卸同样需要打开烘房门，再次使温度下降。设备的安装和拆卸过程都会使温度下降，所以温度数据会现在50℃上下呈波浪型分布。

(4)在监检测发动机固化过程中，监测的界面应力在一定范围内呈波浪型分布，分析其原因为：受监检测发动机温度的变化影响。温度升高时，装药膨胀使得界面的压应力增大；温度降低时，装药收缩使得界面的压应力减小。由于烘房温度的变化，使得界面的温度变化，界面应力也随之变化，使得界面应力在一定范围内同样呈波浪型分布。

(5)取降温过程的监检测数据如图5所示。由图可以看出：在降温初期，温差变化较慢，各传感器的应力还保持着固化过程的分布规律。下端A-A面上的传感器03、05、06的压力最大，柱段中点B-B面上的传感器01的压力次之，上端C-C面上的传感器04、07、08的压力最小。这与数值仿真结果一致。

(6)由于上一节的降温过程数值分析结果的初始条件中，界面的初始应力为零，而试验过程中的初始应力为受到“流体压力”，所以取降温过程的应力变化幅值进行分析比对(应力变化幅值为降温最后时刻的应力与降温初始的应力之差)。取降温过程监测的应力变化幅值如表4-3所示。由表可以看出B-B面上的传感器01变化幅值最大，C-C传感器04、07、08变化幅值均值次之，A-A面上的传感器03、05、06变化幅值均值最小，这与仿真结果基本一致，分析原因与4.3节原因一致。

表4-3 降温过程传感器数据变化幅值表

(7)由图可以看出监检测发动机脱模后，受热胀冷缩的作用，各界面传感器的应力均随界面的温度变化而变化。脱模后与脱模前相比，各传感器应力均出现较大下降，各传感器应力的下降幅值由表4-4给出。由表可以看出脱模后，内孔变为自由界面，使得装药内部的应力得到释放，界面的拉应力也随之下降，下降幅值大致相同。

表4-4 脱模前后各传感器应力下降幅值

七、监检测发动机公路运输过程

固体火箭发动机在出厂后和使用过程中都需要通过各种运输途径，到达使用单位或其他指定位置。在发动机运输过程中，由于受到地域及运行环境限制，发动机难以避免的会受到温度、振动和轴向过载等各种载荷的作用，这些载荷直接影响发动机的结构完整性和工作性能。

固体火箭发动机在公路上运输时，所受到振动的频率和振幅由很多因素决定，其中包括车辆的因素、道路的因素、驾驶员的因素等。

其中引起振动的主要振源包括以下三种：

(1)车辆的发动机和传动系统所产生的振动；

(2)车辆在道路上行驶，有路况所产生的振动；

(3)车辆行驶时，空气流动对车辆所产生的振动。

对一般较重的运输车辆而言，在其要求的行驶速度范围内，空气流动所引起的振动相对于其他振动微乎其微，这里对其忽略不记的。而相对于路况对车辆的振动，车辆发动机和传动系统的振动也不明显，这里发动机和传动系统的振动定义为次要振动，所以公路运输的主要振动来自于路况对车辆所引起的振动。

导弹交付部队后，正常服役的固体发动机几乎不会有长途运输，只有短距离的转载任务，这种运输对发动机的影响忽略不计。

根据相关标准，制定以下试验要求：

1、发动机运输条件

a.发动机在车厢内卧式停放，Ⅱ-Ⅳ象限垂直，Ⅰ-Ⅲ象限水平、Ⅱ象限在上、头部朝向为车的前进方向。

b.发动机在车厢存放时，必须采用弧形架两点支撑，严禁采用硬支撑。

c.将发动机吊装上运输车的过程中必须采用软吊装，严禁撞击发动机壳体。

d.发动机与支架在运输过程中不得发生相对运动；

e.在运输过程中由于火工品专用车的车厢底部都装有防静电橡胶，监检测发动机包装箱不能捆绑固定，故采用两侧夹入木楔子的方式进行固定。

2、公路运输车速小于60km/h。

3、车厢内环境要求

温度：20～30℃

相对湿度：≤70％。

4、最大运输过载系数

轴向：n_x＝1

横向：n_y＝2

5、公路等级：二级或三级公路；

运输里程：1200km

发动机在运输过程中，发动机包装箱的装载方式直接影响到发动机所受的振动激励的方向和大小。根据发动机的运输要求，采用火工品专用车进行公路运输，根据发动机公路运输装载要求及实际情况，再考虑火工品专用车和监检测发动机包装箱的尺寸，确定监检测发动机装载于火工品专用车。

针对运输过程中发动机所受的激励，在运输过程中主要监测两个参数：

(1)加速度参数。在运输过程中，发动机所受影响的主要因素即为振动，本文通过外置的加速度记录仪全程监测发动机壳体上方中点处的加速度数据，根据以往运输试验的数据，汽车运输其振动频率一般在1～30Hz，本次试验取采样频率为50Hz；

(2)监检测发动机界面的温度和应力参数。通过埋入式传感器记录界面应力和温度数据。由于受到传感器本身采样频率的限制，本试验设定为采样的最高频率：1Hz。

外置加速度记录仪安装在传感器01位置的发动机壳体外表面。

分别监测启动时的加速和停车时的减速振动过载(启动加速和停车减速的时间定义为：从车启动开始加速到规定速度50km/h及从规定速度50km/h开始减速到停车)；分别选取车速为20km/h，30km/h，40km/h的运输路段，记录测量运输车在上述车速运行过程中的过载情况。

监测试验路线及车速

1、监测试验参数测试路线及车速

a.监测项目中要求的车速为20km/h、30km/h、40km//h的运输路段，选择从南地加油站～添密梁之间，其路面等级为三级。

b.监测项目中要求的车速为50km/h、60km/h的运输路段，选择G4高速公路，其路面等级为二级。

2、试验里程累积路线及车速

按照发动机运输要求确定运输路线为高速公路优先，里程累积路段为六院46所→烟台，最大行驶车速60km/h。全程历时两天，运输里程为1200多公里。

监测设备供电

由于监测电源要求为220V交流电，监测设备功率为40W，所以运输过程中采用逆变器将车载电瓶用电转换为220V监测用电，因此行车过程中全程监测，停车过程中需断电，停止监测。

监检测发动机公路运输过程监测数据及分析

加速度监测数据及分析

根据监测试验方案进行监测试验，得到的各监测内容的加速度数据如表5-1～表5-7所示。

表5-1 运输车从启动到时速50km/h测试结果

注：X向为车运行方向；Y向为垂直于车厢方向；Z向为垂直于车底板方向。

表5-2 运输车从时速50km/h到停车测试结果

表5-3 运输车三级公路时速20km/h测试结果

表5-4 运输车三级公路时速30km/h测试结果

表5-5 运输车三级公路时速40km/h测试结果

表5-6 运输车二级公路时速50km/h测试结果

表5-7 运输车二级公路时速60km/h测试结果

由以上测量数据可以看出：

(1)公路运输振动属于平稳的随机振动，且基本上按正态分布。

(2)振动过载的量级分布在0.1g—1g之间，振动频率的一阶振动频率大致分布在1.4Hz—7Hz。

(3)运输试验X方向最大过载值为0.781g，是在三级公路30km/h时测试出来的；Y方向最大过载值为0.404g，是在三级公路20km/h时测试出来的；Z方向最大过载值为0.991g，是在三级公路30km/h时测试出来的，其中Z向的最大过载值也为本次运输试验的最大过载值。

(4)在二级公路上以50km/h和60km/h运输时，由于路面较为平整，所以Z方向最大加速度也最小，运输速度越快，其一阶频率f就越大。

5.3.2界面传感器监测数据及分析

根据监测试验方案进行监测试验，得到运输第一天、第二天的各传感器温度和应力监测数据如图6、图7所示。

由监测数据分析可以得到：

(1)在整个公路运输过程中，各传感器(除传感器05)的温度和应力数据一致性较好，并且整体趋势相同，证明传感器埋入工艺可靠、传感器埋入后都能正常工作。传感器05在第二天的运输过程中温度和应力均出现异常，分析为传感器本身出现故障，使得传感器的线性输出异常，故在以下的分析中不再记录和分析传感器05的数据。

(2)在运输过程中，由于火工品专用车有保温层，车厢内温度基本保持恒温。由图6、图7可以看出9月3日休息的一个晚上大约10个小时的时间，监检测发动机各位置的传感器测得的温度和应力数据均无明显变化。

表5-8 各传感器两天中的温度变化幅值和应力变化幅值表

注:第一天传感器05最后一个小时的温度数据和第二天的应力和温度数据均出现异常

(3)由监测数据可以得到各传感器两天中的温度变化幅值和应力变化幅值如表5-8所示。由表可以看出两天中发动机界面的温度变化都很小，应力变化幅值也不大。温度变化幅值最大值为位于Ⅱ象限的传感器01、04、06。从装载的方式可以看出，温度响应最快的位置位于最上方Ⅱ象限的传感器。

(4)受温度变化引起的热胀冷缩作用，使得位于中点上方的传感器01的应力变化幅值最大，两端对称位置的传感器04和06变化幅值基本一致，轴对称位置的传感器03和05的应力变化幅值一致。位于Ⅳ象限的传感器07温度响应最小，但受重力和振动影响是的其压应力增大。

(5)由图6、图7可以看出，在整个运输过程中，位于B-B面Ⅱ象限的传感器01的应力响应最为剧烈。因此本文取传感器01进行分析，取第一天(约600Km)的界面应力和温度数据进行分析，如图7所示(传感器数据为拉正压负)。

1)由图可以看出界面应力主要受温度的影响较大，随着温度的下降，拉应力增大；温度上升，压应力增大。受运输振动的影响，应力变化最大幅值为0.003Mpa，远远小于界面的允许应力0.6Mpa。

2)图中A、B点的温度和应力都有较大变化，原因为运输过程中停车，并停止监测，再次行车后导致数据不连续，但符合整体变化规律。

3)为了去除温度对界面应力的影响，选取温度较为平衡的中午12点至13点23分的一段用于分析振动的影响如图9所示。这段时间约为83分钟，行驶了约为120公里。由图9可以看出这个过程最大温差为0.02℃，温度基本保持恒温。监检测发动机经过约为120公里的运输振动使得界面的拉应力由0.037Mpa降至0.034Mpa，下降了0.003Mpa，远远小于界面的允许应力0.6Mpa。由此判断本试验运输的载荷作用对发动机界面影响较小。

通过以上试验研究，得到：

(1)传感器有持续数据输出，且符合温度-应力变化的规律，说明传感器埋入方法可靠，埋入后能够稳定工作，并输出有效数据；

(2)运输过程中界面应力主要受温度的影响较大，随着温度的下降，拉应力增大；温度上升，压应力增大；

(3)受运输振动的影响，应力变化最大幅值为0.003Mpa，远远小于界面的允许应力0.6Mpa。通过选取恒温监测数据进行分析，最大温差为0.02℃，温度基本保持恒温，得到监检测发动机经过约为120公里的运输振动使得界面的拉应力由0.037Mpa降至0.034Mpa，下降了0.003Mpa。因装药由公路运输所引起的最大应力远小于界面的允许应力0.6Mpa，所以在公路运输过程中，发动机装药各界面不会发生界面的脱粘，由此判断运输中的振动对发动机界面的影响较小。

八、监检测发动机温度循环过程

固体火箭发动机在长期贮存和舰载值班过程中，温度载荷将直接影响发动机的结构完整性。特别是在低温环境下，由于装药的热膨胀系数远大于壳体的热膨胀系数，低温使得装药收缩，而收缩受壳体的约束，必然在粘接界面产生应力集中，甚至界面的脱粘，同时装药的内表面也会受到收缩的影响产生拉应力和拉应变，甚至产生裂纹。同样在温度交变载荷作用下，装药必然产生往复的收缩和膨胀，势必在装药内部及粘接界面产生往复的热应力和热应变，进而造成装药内部和粘接界面的疲劳损伤，降低装药和粘接界面的强度，极有可能在装药内产生裂纹、缩孔和粘接界面上产生脱粘等缺陷。此外，由于瞬态温度冲击引起的热应力和热应变，也有可能导致药柱和界面发生累积损伤，造成药柱内部的裂纹和粘接界面的脱粘，最终导致发动机的失效。

导弹在加载值班载荷作用下，由于导弹贮运发射箱直接暴露在甲板上，必然受太阳辐射、昼夜温差和舰船六个自由度振动等因数的影响。受环境温度的周期性变化影响，发动机装药和各粘接界面也会产生周期变化的应力-应变。在这种往复的应力应变所产生的疲劳损伤的作用下，发动机装药和各粘接界面及容易发生裂纹、缩孔和脱粘等缺陷。在舰载值班过程中，导弹发动机一直处于密封的储运发射向内，内部的湿度和盐度变化幅值很小，对发动机的影响也相对较小，所以在舰载值班过程中，温度的交变周期和变化幅值成为对发动机寿命影响的主要因素。因此，必须对温度周期交变载荷作用下，温度载荷对发动机的应力-应变变化规律和对发动机寿命的影响进行研究。

温度循环方案

本文依据相关标准，考虑到试验设备的实际工作指标，制定以下温度循环试验方案：首先50℃保温48小时，2个小时降温至-20℃并保温48小时，2个小时升温至50℃并保温48小时。降温和升温速率为35℃/小时，冷却与加热的过程均在2小时内达到指定温度后保温。上述温度载荷循环加载5个周期。温度加载示意图如图10所示。

根据相关标准的要求，选用高低温试验箱。该设备可以连续长时间工作，其主要技术指标如下：

依据相关标准将监检测发动机放置于高低温试验箱的中间部位，在发动机下部用木块垫起约15cm，以保障监检测发动机在温度循环过程中尽量保持整体温度的一致性。本试验不考虑湿度的变化情况，故在监检测发动机两侧放置一定量的氯化锂干燥剂，以保障温度循环过程中湿度的一致性。

埋入式传感器的引线通过高低温试验箱的观察孔引出，为保证箱体的密封性，将观察孔的内外两侧用聚乙烯泡沫密封。

通过埋入式传感器记录界面应力和温度数据。考虑到界面应力和温度的变化速度及设备的存储空间，本试验设定为采样的频率为1/5Hz。

根据温度循环试验方案，进行试验监测，监测了5个周期21天的温度循环试验数据如图11所示。

由以上试验数据分析得到：

(1)在整个温度循环过程中，各传感器的温度和应力数据一致性较好，并且整体趋势相同，证明传感器埋入工艺可靠，在温度循环过程中传感器都能正常稳定工作，并输出有效数据。

(2)在温度循环过程中，发动机界面的应力随温度的降低而增大，随温度的升高而降低。低温时，传感器01的拉应力最大，传感器04、07、08的拉应力次之，传感器03、06的拉应力最小。分析原因为：位于两端A-A、C-C面上的传感器，由于低温时装药两端面为自由界面，其变形释放了传感器界面的应力，而传感器01位于柱段中点B-B面上，在低温时应力无法释放，使得低温时传感器01的拉应力最大。

(3)由于试验箱过于陈旧，低温性能不稳定，出现温度不稳定，波动幅度过大的现象。为了验证高低温试验箱的低温性能，本文又做了-10℃的低温试验，发现温度出现较大幅度的波动，确定为高低温试验箱的低温性能不稳定。

(4)循环之前和之后常温时的各传感器应力如表6-1所示。由表可以看出：经过5个温度循环后，各传感器的应力均有所下降，这是由于经过温度循环后，界面出现疲劳损伤所致。

表6-1 常温时各传感器的应力值

(5)在一个循环中，低温时，由于试验箱的性能不稳定引起的温度变化，使得应力也有所波动，界面的拉应力整体呈现下降趋势，这是由于装药为粘弹性，低温稳定后，装药发生蠕变现象，使得界面的拉应力逐渐下降，整体下降趋势呈指数规律下降，并且每个循环中，下降趋势的“斜率”越来越小，这也符合蠕变现象的规律。同理在高温时也应出现类似现象，但由于传感器的压应力量程过小，使得这一现象没有监测出来。每一次周期的温度循环后，低温时的界面拉应力均有所减小，趋势呈指数规律下降，分析原因为装药和粘接界面出现疲劳损伤。

(6)在高温时，由于传感器的压应力极值为-0.125Mpa(每个传感器在做试验前都进行了调零，使得每个传感器的应力极值有所不同)，界面的压应力超过了传感器的极值，使得高温时传感器的应力读数不变。这个问题已在下一批次传感器的研制生产过程中，予以调整。

(7)同前文一样，选取B-B面上的传感器01进行分析。选取传感器01的一个温度循环过程的数据如12所示。

1)由图可以看出，传感器01的温度数据符合温度加载的规律。高温时传感器的温度均值为53.2℃，低温时均值为-17.5℃，分析原因为：一方面根据高低温试验箱内放置的温度计的测量结果均值为53.8℃(同时还进行了多温度的保温测温试验)，确定高低温试验箱过于陈旧，温度控制误差较大；另一方面为传感器本身的测量精度误差。

2)由于高低温试验箱没有温度控制程序，不能控制温度上升和下降的梯度，所以出现温度变化初期，温度的变化梯度较大的现象。

3)一个循环中温度变化70℃，界面应力变化幅值约为0.5MPa；-20℃低温时温度变化1.7℃，界面的应力变化幅值约为0.05MPa；由此可以看出，在温度循环过程中，界面的应力变化不是随温度的变化呈线性分布的，低温时温度的变化对界面应力的变化影响更大。

4)在温度从低温-20℃开始升温时，由于壳体的导热系数较大，壳体先发生膨胀，使得界面的拉应力积聚上升，随着温度的传播，又由于装药的膨胀系数大于壳体的膨胀系数，使得界面的拉应力随着温度的升高而积聚下降，而后变为压应力。同理在温度从50℃开始降温时，也应出现这一现象，但由于传感器的量程过小，使得没有监测到这一现象。

通过对监检测发动机的固化降温、公里运输、温度循环与自然贮存等试验与分析，并与模拟发动机在自然贮存状态下的监测数据进行了比对分析。全文可以得出以下几点结论：

(1)在监检测发动机的监检测试验全过程中，各传感器均有持续数据输出，得到传感器埋入方法可靠，埋入后能够稳定工作六个月，并输出有效数据；说明本文搭建的监检测系统满足工作要求，应用性较好。

(2)发动机界面应力在固化和降温过程中的变化规律为：发动机固化过程中界面压应力无明显变化，只随着温度的升降，有小幅度增减；降温过程中，随着温度的下降，界面压应力变为拉应力且逐渐增大；降温过程中，由于热胀冷缩原因，监检测发动机装药与后封头脱开，使得应力集中得到释放，进而界面拉应力极速下降，由此原因引起了应力曲线中的两个拐点，随着温度的进一步下降，界面拉应力继续上升，当温度到达30℃时，界面拉应力的最大值为0.06MPa，远小于界面的允许应力0.6MPa，即降温过程不会使界面产生脱粘现象。脱模及脱模后自然贮存53天后，各传感器均能稳定工作，并连续有效数据输出，说明脱模过程不会使各传感器的粘接界面出现脱粘现象；

(3)受运输振动影响，应力变化最大幅值为0.003Mpa，远远小于界面的允许应力0.6Mpa。当温度基本保持恒温时，得到监检测发动机经过约为120公里的运输振动载荷后，使得界面的拉应力由0.037Mpa降至0.034Mpa，仅下降了0.003Mpa。数值分析结果进一步验证了公路运输中，监检测发动机的界面不会发生脱粘等缺陷，由此得到运输中的振动不会对发动机界面产生破坏性影响；

(4)在温度循环过程中，发动机界面的应力随温度的降低而增大，随温度的升高而降低，低温时温度的变化对界面应力的变化影响更大，每一次周期的温度循环后，低温时的界面拉应力均有所减小，趋势成指数分布，说明装药和粘接界面出现了疲劳损伤。

(5)通过监检测发动机数据与自然贮存状态下模拟发动机的监测数据进行比对分析，得到监检测发动机与模拟发动机的界面应力变化规律，进一步确定了监检测发动机各种载荷作用下与自然贮存的相关性；将监检测发动机与自然贮存模拟发动机的相关性应用于舰载环境下某型发动机，从界面应力的变化规律角度得到了受环境温度的影响某型发动机舰载值班一年相当于自然贮存2.39年。

(6)由于发动机装药是记忆性材料，发动机界面的应力是全寿命中的各种载荷综合作用的结果。监检测发动机的界面各点应力数据在任意时刻都不可能应力全为零，而数值模拟则假定初始应力为零，但通过对各载荷的应力幅值进行分析比对发现，数值模拟的应力变化幅值与试验数据的应力幅值基本一致，说明在数值仿真的结果分析中，其应力的幅值变化对发动机的影响更为重要。

Claims

1.固体发动机粘接界面受载状态监检测装置，包括设置在固体发动机内壁的应力-温度传感器，设置在固体发动机外并与应力-温度传感器通过引线相连的应力变送器、与应力变送器相连的数据采集系统及激励电源，其特征在于：所述的应力-温度传感器共九个，分别为第一、第二…第九应力-温度传感器，结构形式为平膜圆柱型，传感器直径≤Φ15mm，厚度≤3mm，引线为绝缘扁平连接线，宽度3mm，厚度约为0.1mm；在所述的固体发动机距离其前端1/4处和1/2处、周向6点钟位置、9点钟位置和12点钟位置的绝热层分别开设内径大于应力-温度传感器外径2mm、深度≤3mm的盲孔，并在每个盲孔朝向固体发动机前端的方向开设宽度稍大于3mm的斜坡槽，六个所述的应力-温度传感器通过环氧树脂AB胶粘附在所述盲孔内，其引线也通过环氧树脂AB胶粘附在斜坡槽及固体发动机绝热层并沿固体发动机轴向从固体发动机前端引出；在所述的固体发动机距离其前端3/4处、周向4点钟位置、8点钟位置和12点钟位置的壳体/绝热层界面开设内径大于应力-温度传感器外径2mm、深度≤3mm的盲孔，并在每个盲孔对应于传感器出线位置、朝向固体发动机前端的方向开设宽度稍大于3mm的斜坡槽，三个所述的应力-温度传感器通过环氧树脂AB胶粘附在所述盲孔内，其引线也通过环氧树脂AB胶粘附在斜坡槽及固体发动机绝热层并沿固体发动机轴向从固体发动机前端引出；所述的应力-温度传感器及其引线除与盲孔及绝热层接触面外其他各面涂刷衬层，衬层内浇筑推进剂药柱。

2.根据权利要求1所述的固体发动机粘接界面受载状态监检测装置，其特征在于：在所述的固体发动机距离其前端1/4处的6点钟位置、9点钟位置和12点钟位置分别设置第七、第八、第四应力-温度传感器；在所述的固体发动机距离其前端1/2处的6点钟位置、9点钟位置和12点钟位置分别设置第二、第九、第一应力-温度传感器；在所述的固体发动机距离其前端3/4处、周向4点钟位置、8点钟位置和12点钟位置分别设置第五、第三、第六应力-温度传感器。

3.根据权利要求1所述的固体发动机粘接界面受载状态监检测装置，其特征在于：所述的应力-温度传感器的应力范围： -0.1～1MPa；温度量程：-40～70℃；应力精度：≤5%；温度精度：≤1℃；传感器出线：聚酰亚胺导电膜。

4.根据权利要求1或2所述的固体发动机粘接界面受载状态监检测装置，其特征在于：当数据采集系统为16通道时，第九应力-温度传感器为冗余。