CN109059786A - 非接触式测试固体火箭发动机内绝热层厚度的方法 - Google Patents

非接触式测试固体火箭发动机内绝热层厚度的方法 Download PDF

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Abstract

一种非接触式测试固体火箭发动机内绝热层厚度的方法，本发明利用太赫兹光谱良好的穿透性和金属界面良好的反射性，对内绝热层进行太赫兹光谱扫描，得到太赫兹光谱在内绝热层中不同界面的传播时间，并根据不同界面传播时间的时间差得到该绝热层的厚度。本发明具有操作简单、数据可靠的特点，为固体火箭发动机内绝热层的厚度测试提供了一种新的方法，能够提高固体火箭发动机的质量。

Description

非接触式测试固体火箭发动机内绝热层厚度的方法
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机内绝热层厚度测试方法，具体是一种用于固体火箭发动机内绝热层厚度的非接触式测试方法。
背景技术
固体火箭发动机的内绝热层在发动机飞行过程中用来抵抗内部高温燃气的冲蚀，防止高温燃气烧穿壳体，导致飞行失败。如果尽可能厚的使用绝热材料，则会增加消极重量影响飞行距离和高度，相反如果过薄会使发动机烧穿，导致飞行失败。因此，内绝热层的厚度控制非常关键。目前，固体火箭发动机内绝热层的厚度测试采用接触式测试方法，该方法仅能实现单点厚度测量，按照工艺要求，对规定部位进行测量。不能全面反映内绝热层的整体厚度情况。同时，对于小型的战术固体火箭发动机来讲，其筒段直径小，相应的开口直径减小，接触式测厚仪器不能伸入筒段深处进行测量，不能表征整个筒段的内绝热层厚度。对于大型的战略固体火箭发动机来讲，由于直径、开口加大，接触式测厚仪器可以进行测量，但由于其内绝热层面积较大，不可能实现全面测量，仅取特征部位进行测量，取平均值来反映内绝热层厚度，同样不能全面表征筒段的厚度信息。
2003年美国哥伦比亚航天飞机失事，利用太赫兹光谱检测出了导致飞机失事的绝缘泡沫脱粘问题，[Karpowicz N,Zhong H,Zhang C,et al.Compact continuous-wavesubterahertz system for inspection applications[J].Applied Physics Letters,2005,86(5):054105]。2005年，日本Takeshi等人利用太赫兹时域光谱技术对汽车漆层进行厚度测试研究，证明该技术可以应用于厚度测试，[Yasui T,Yasuda T,Sawanaka K,etal.Terahertz paintmeter for noncontact monitoring of thickness and dryingprogress in paint film[J].Applied Optics,2005,44(32):6849-6856]。2007年David等人利用太赫兹光谱进行了海军潜艇的涂层厚度非接触式测试，并得到了船舶涂层的厚度，[Cook D J,Sharpe S J,Lee S,et al.Terahertz time domain measurements of marinepaint thickness[C].Optical Terahertz Science and Technology.Optical Societyof America,2007:TuB5]。
在国内，张振伟等利用连续太赫兹系统检测了油画颜料层的分层状态[Zhang ZW,Wang K J,Yong L,et al.Non-destructive detection of pigments in oil paintingby using terahertz tomography[J].Science China(Physics,Mechanics&Astronomy),2015,58(12):124202-124202]。涂婉丽等通过试验分析和仿真计算研究了脉冲太赫兹波在船舶有机防护涂层的传播特性[涂婉丽,钟舜聪,徐轶群.船舶防护涂层厚度的太赫兹无损定量评估[J].船舶工程,2017(2):73-79]。2018年航天四院7416厂与首都师范大学联合研制高功率扫频连续波太赫兹无损检测系统，并应用于固体火箭发动机界面脱粘检测[张振伟,郭琪,任京辰,张存林.太赫兹成像固体火箭发动机截面脱粘缺陷检测方法及系统:中国,201810169346.2[P].2018-02-28]。目前太赫兹光谱的应用集中在缺陷检测和成像分析，而厚度检测方面国内鲜少有人涉及，尚无一种非接触式全面检测的手段可测试绝热材料的厚度。
发明内容
为解决现有技术中存在的尚无非接触测试固体火箭发动机内绝热层厚度的问题，本发明提出了一种非接触式测试固体火箭发动机内绝热层厚度的方法。
本发明的具体过程是：
步骤1，制作绝热层试件。
取两块相同材质与规格的钢板，以该钢板作为固体火箭发动机壳体，分别制作已知厚度绝热层试件和未知厚度绝热层试件。
制作已知厚度绝热层试件：在钢板上粘贴三元乙丙内绝热层。所述内绝热层的厚度为2mm。得到已知厚度绝热层试件。
制作未知厚度绝热层试件：取任意一块厚度未知的三元乙丙内绝热层；将该三元乙丙内绝热层粘贴在钢板上。得到未知厚度绝热层试件。
以得到的已知厚度绝热层试件作为固体火箭发动机内绝热层厚度的测试基准，以得到的未知厚度绝热层试件作为固体火箭发动机内绝热层的试件。
步骤2，确定已知厚度绝热层试件光程的时间差Δt1。
通过太赫兹波源发射出的太赫兹信号扫描所述已知厚度绝热层试件，以获取光程的时间差Δt1。
所述光程是太赫兹信号自发射至反射并被信号接收器接收的时长。所述信号接收器将接收的反射信号以太赫兹光谱图的形式表现为反射信号峰。不同反射信号峰的差值即光程的时间差Δt1。
步骤3，计算已知厚度绝热层试件内绝热层的折射率n。
通过公式(1)
确定已知厚度绝热层试件内绝热层的折射率n。
式(1)中：n—绝热层折射率，单位1；
c—光速，3.0×108m/s；
d1—已知厚度绝热层试件的内绝热层厚度，单位m；
θ1—测试已知厚度绝热层试件太赫兹信号的入射角度，单位°；
Δt1—光程的时间差，单位s，通过太赫兹光谱读数得到。
步骤4，确定未知厚度绝热层试件光程的时间差Δt2。
通过太赫兹波源发射出的太赫兹信号扫描所述未知厚度绝热层试件，获取光程的时间差Δt2。
所述光程是太赫兹信号自发射至反射并被信号接收器接收的时长。所述信号接收器将接收的反射信号以太赫兹光谱图的形式表现为反射信号峰。不同反射信号峰的差值即光程的时间差Δt2。
步骤5，确定未知厚度绝热层试件的内绝热层厚度。
通过公式(2)
确定未知厚度绝热层试件内绝热层的厚度d2。
式(2)中：n—绝热层折射率，单位1；
c—光速，3.0×108m/s；
d2—未知厚度绝热层试件的内绝热层厚度，单位m；
θ2—测试未知厚度绝热层试件太赫兹信号的入射角度，单位°；
Δt2—光程的时间差，单位s，通过太赫兹光谱读数得到。
所述未知厚度绝热层的厚度即为固体火箭发动机内绝热层厚度。
至此，通过非接触式测试方法得到固体火箭发动机内绝热层厚度。
所述获得所述太赫兹光谱信号自发射至返回并被信号接收器接收的时长的具体过程是：
获得已知厚度绝热层试件的太赫兹光谱信号自发射至返回并被信号接收器接收的时长：
通过太赫兹波源将太赫兹信号发射至已知厚度绝热层试件上表面。所述太赫兹信号中的一部分信号接触到已知厚度绝热层试件上表面后直接反射回太赫兹波源处的信号接收器，形成了第一个反射信号；所述太赫兹信号中的另一部分信号穿过内绝热层到达已知厚度绝热层试件的内绝热层与钢板的粘贴界面后再完全反射回太赫兹波源处的信号接收器，形成了第二个反射信号。
所述第一个反射信号与第二个反射信号在信号接收器中分别形成信号峰，并且第一个反射信号峰与第二个反射信号峰之间的光程的时间差的变化与绝热层厚度成正比，即内绝热层厚度越厚，光程越大，第一个反射信号峰与第二个反射信号峰的时间差Δt1也越大。光程的时间差Δt1通过太赫兹光谱读数得到。
获得未知厚度绝热层试件的太赫兹光谱信号自发射至返回并被信号接收器接收的时长：
按照所述获得已知厚度绝热层试件的太赫兹光谱信号自发射至返回并被信号接收器接收时长的方法，得到未知厚度绝热层试件的时长。
所述太赫兹波源与已知厚度绝热层试件上表面的距离为15cm±5cm。太赫兹信号以1μW的功率、大于10Hz的采集速度和角度为θ的入射角发射到各所述厚度绝热层试件表面。
本发明建立了固体火箭发动机内绝热层厚度测试方法，利用太赫兹光谱对绝热层进行扫描，通过计算得到未知绝热层的厚度，具体是一种用于固体火箭发动机内绝热层厚度的非接触式测试方法，确保固体火箭发动机质量可靠、性能稳定。
本发明利用太赫兹光谱仪对内绝热层进行扫描，利用太赫兹光谱良好的穿透性和金属界面良好的反射性，按测试要求，沿一定方向对内绝热层进行太赫兹光谱扫描，获得连续的太赫兹扫描成像图谱，成像后能够很好的反映出内绝热层前表面和后表面(与金属板粘贴界面)的图像信息，同时根据太赫兹光谱的反射强度利用公式计算光在内绝热层中的折射率，从而获得光谱在内绝热层中的传播路径与内绝热层表面垂直线的夹角，通过测试太赫兹光谱在内绝热层中传播的时间，根据公式
得到内绝热层厚度。
本发明在实施中，对于同一材料的内绝热层折射率仅需一次计算就可得到，不需每次测试时重复计算。可单点进行厚度测试，也可按需求设定一定的步进速度沿直线连续测试，多条连续的直线测试还可构成整个内绝热层的厚度信息，如图2所示。本发明具有操作简单、数据可靠的特点，为固体火箭发动机内绝热层的厚度测试提供了一种新的方法，能够提高固体火箭发动机的质量。
附图说明
图1是已知厚度绝热层试件1的内绝热层折射率计算示意图；
图2是已知厚度绝热层试件1的太赫兹光谱图；
图3是未知厚度绝热层试件2的太赫兹光谱图；
图4是本发明的流程框图。
图中：1为已知厚度绝热层试件；2为未知厚度绝热层试件；L为两个反射信号的光程差；d1为已知厚度绝热层试件内绝热层的厚度；a为已知厚度绝热层试件上表面；b为已知厚度绝热层试件内绝热层与钢板的粘贴界面；c为未知厚度绝热层试件上表面；b为未知厚度绝热层试件内绝热层与钢板的粘贴界面。
具体实施方式
本实施例具体是一种用于固体火箭发动机内绝热层厚度的非接触式测试方法。其具体过程是；
步骤1，制作绝热层试件。
取两块相同材质与规格的钢板，以该钢板作为固体火箭发动机壳体，分别制作已知厚度绝热层试件1和未知厚度绝热层试件2。
制作已知厚度绝热层试件1：采用常规方法在钢板上粘贴三元乙丙内绝热层。所述内绝热层的厚度为2mm，面积为100mm×100mm。得到已知厚度绝热层试件1。
制作未知厚度绝热层试件2：取任意一块厚度未知、面积为100mm×100mm的三元乙丙内绝热层；将该三元乙丙内绝热层采用常规方法粘贴在钢板上。得到未知厚度绝热层试件2。
所述已知厚度绝热层试件1和未知厚度绝热层试件2的表面光滑无明显瑕疵。
以得到的已知厚度绝热层试件作为固体火箭发动机内绝热层厚度的测试基准，以得到的未知厚度绝热层试件作为固体火箭发动机内绝热层的试件。
步骤2，确定已知厚度绝热层试件1光程的时间差Δt1。
通过太赫兹波源发射出的太赫兹信号扫描所述已知厚度绝热层试件1，获取光程的时间差Δt1。
所述光程是太赫兹信号自发射至反射并被信号接收器接收的时长。所述信号接收器将接收的反射信号以太赫兹光谱图的形式表现为反射信号峰。不同反射信号峰的差值即光程的时间差Δt1。
具体过程是：
太赫兹波源发射出太赫兹信号。所述太赫兹波源与已知厚度绝热层试件1表面的距离为15cm±5cm。太赫兹信号以1μW的功率、大于10Hz的采集速度和入射角的角度θ发射到已知厚度绝热层试件1表面；本实施例中，入射角的角度θ＝θ1＝0°，即入射信号垂直于已知厚度绝热层试件1的上表面。
所述太赫兹信号中的一部分信号接触到已知厚度绝热层试件上表面a后直接反射回太赫兹波源处的信号接收器，形成了第一个反射信号；所述太赫兹信号中的另一部分信号穿过内绝热层到达已知厚度绝热层试件的内绝热层与钢板的粘贴界面b后再完全反射回太赫兹波源处的信号接收器，形成了第二个反射信号。
所述第一个反射信号与第二个反射信号在信号接收器中分别形成信号峰，并且第一个反射信号峰与第二个反射信号峰之间的光程的时间差的变化与绝热层厚度成正比，即内绝热层厚度越厚，光程越大，第一个反射信号峰与第二个反射信号峰的时间差Δt1也越大。光程的时间差Δt1通过太赫兹光谱读数得到，如图2所示。
步骤3，计算已知厚度绝热层试件1内绝热层的折射率n。
通过该太赫兹光谱图读出已知厚度绝热层试件1上表面a与内绝热层与钢板的粘贴界面b之间反射出信号的时间。所述Δt1＝(25-5)ps＝20ps。
通过公式(1)
确定已知厚度绝热层试件内绝热层的折射率n。
式(1)中：n—绝热层折射率，单位1；
c—光速，3.0×108m/s；
d1—已知厚度绝热层试件的内绝热层厚度，单位m；
θ1—测试已知厚度绝热层试件太赫兹信号的入射角度，单位°；
Δt1—光程的时间差，单位s，通过太赫兹光谱读数得到。
本实施例中，
已知厚度绝热层试件内绝热层的折射率n＝1.5。
步骤4，确定未知厚度绝热层试件光程的时间差Δt2。
通过太赫兹波源发射出的太赫兹信号扫描所述未知厚度绝热层试件2，获取光程的时间差Δt2。
所述光程是太赫兹信号自发射至反射并被信号接收器接收的时长。所述信号接收器将接收的反射信号以太赫兹光谱图的形式表现为反射信号峰。不同反射信号峰的差值即光程的时间差Δt2。
具体过程是：
太赫兹波源发射出太赫兹信号。所述太赫兹波源与未知厚度绝热层试件2表面的距离为15cm±5cm。太赫兹信号以1μW的功率、大于10Hz的采集速度和角度为θ的入射角发射到未知厚度绝热层试件2的表面；本实施例中，入射角的角度θ＝θ2＝0°，即入射信号垂直于未知厚度绝热层试件的上表面。
所述太赫兹信号中的一部分信号接触到未知厚度绝热层试件上表面c后直接反射回太赫兹波源处的信号接收器，形成了第一个反射信号；所述太赫兹信号中的另一部分信号穿过内绝热层到达未知厚度绝热层试件的内绝热层与钢板的粘贴界面d后再完全反射回太赫兹波源处的信号接收器，形成了第二个反射信号。
所述第一个反射信号与第二个反射信号在信号接收器中分别形成信号峰，并且第一个反射信号峰与第二个反射信号峰之间的光程的时间差的变化与绝热层厚度成正比，即内绝热层厚度越厚，光程越大，第一个反射信号峰与第二个反射信号峰的时间差Δt2也越大。光程的时间差Δt2通过太赫兹光谱读数得到，如图3所示。
通过太赫兹光谱图读出未知厚度绝热层试件上表面c与未知厚度绝热层试件2内绝热层与钢板的粘贴界面d之间反射出信号的时间。所述Δt2＝(31-4)ps＝27ps。
步骤5，确定未知厚度绝热层试件的内绝热层厚度。
通过公式(2)
确定未知厚度绝热层试件内绝热层的厚度d2。
式(2)中：n—绝热层折射率，单位1；
c—光速，3.0×108m/s；
d2—未知厚度绝热层试件的内绝热层厚度，单位m；
θ2—测试未知厚度绝热层试件太赫兹信号的入射角度，单位°；
Δt2—光程的时间差，单位s，通过太赫兹光谱读数得到。
本实施例中，
由于所述未知厚度绝热层试件为固体火箭发动机内绝热层的试件，故该未知厚度绝热层的厚度即为固体火箭发动机内绝热层厚度。
至此，通过非接触式测试方法得到固体火箭发动机内绝热层厚度。

Claims (4)

1.一种非接触式测试固体火箭发动机内绝热层厚度的方法，其特征在于，具体过程是；
步骤1，制作绝热层试件；
取两块相同材质与规格的钢板，以该钢板作为固体火箭发动机壳体，分别制作已知厚度绝热层试件和未知厚度绝热层试件；
以得到的已知厚度绝热层试件作为固体火箭发动机内绝热层厚度的测试基准，以得到的未知厚度绝热层试件作为固体火箭发动机内绝热层的试件；
步骤2，确定已知厚度绝热层试件光程的时间差Δt1；
通过太赫兹波源发射出的太赫兹信号扫描所述已知厚度绝热层试件，以获取光程的时间差Δt1；
所述光程是太赫兹信号自发射至反射并被信号接收器接收的时长；所述信号接收器将接收的反射信号以太赫兹光谱图的形式表现为反射信号峰；不同反射信号峰的差值即光程的时间差Δt1；
步骤3，确定已知厚度绝热层试件内绝热层的折射率n；
通过公式(1)
确定已知厚度绝热层试件内绝热层的折射率n；
式(1)中：n是绝热层折射率，单位：1；c是光速，单位：3.0×108m/s；d1是已知厚度绝热层试件的内绝热层厚度，单位：m；θ1是测试已知厚度绝热层试件太赫兹信号的入射角度，单位：°；Δt1是光程的时间差，单位：s，通过太赫兹光谱读数得到；
步骤4，确定未知厚度绝热层试件光程的时间差Δt2；
通过太赫兹波源发射出的太赫兹信号扫描所述未知厚度绝热层试件，获取光程的时间差Δt2；
所述光程是太赫兹信号自发射至反射并被信号接收器接收的时长；所述信号接收器将接收的反射信号以太赫兹光谱图的形式表现为反射信号峰；不同反射信号峰的差值即光程的时间差Δt2；
步骤5，确定未知厚度绝热层试件的内绝热层厚度；
通过公式(2)
确定未知厚度绝热层试件内绝热层的厚度d2；
式(2)中：n—绝热层折射率，单位1；
c—光速，3.0×108m/s；
d2—未知厚度绝热层试件的内绝热层厚度，单位：m；
θ2—测试未知厚度绝热层试件太赫兹信号的入射角度，单位：°；
Δt2—光程的时间差，单位s，通过太赫兹光谱读数得到；
所述未知厚度绝热层的厚度即为固体火箭发动机内绝热层厚度；
至此，通过非接触式测试方法得到固体火箭发动机内绝热层厚度。
2.如权利要求1所述非接触式测试固体火箭发动机内绝热层厚度的方法，其特征在于：制作已知厚度绝热层试件：在钢板上粘贴三元乙丙内绝热层；所述内绝热层的厚度为2mm；得到已知厚度绝热层试件；
制作未知厚度绝热层试件：取任意一块厚度未知的三元乙丙内绝热层；将该三元乙丙内绝热层粘贴在钢板上；得到未知厚度绝热层试件。
3.如权利要求1所述非接触式测试固体火箭发动机内绝热层厚度的方法，其特征在于，获得所述太赫兹光谱信号自发射至返回并被信号接收器接收的时长的具体过程是：获得已知厚度绝热层试件的太赫兹光谱信号自发射至反射并被信号接收器接收的时长：
通过太赫兹波源将太赫兹信号发射至已知厚度绝热层试件上表面；所述太赫兹信号中的一部分信号接触到已知厚度绝热层试件上表面后直接反射回太赫兹波源处的信号接收器，形成了第一个反射信号；所述太赫兹信号中的另一部分信号穿过内绝热层到达已知厚度绝热层试件的内绝热层与钢板的粘贴界面后再完全反射回太赫兹波源处的信号接收器，形成了第二个反射信号；
所述第一个反射信号与第二个反射信号在太赫兹光谱图中分别形成信号峰，并且第一个反射信号峰与第二个反射信号峰之间的光程的时间差的变化与绝热层厚度成正比，即内绝热层厚度越厚，光程越大，第一个反射信号峰与第二个反射信号峰的时间差Δt1也越大；光程的时间差Δt1通过太赫兹光谱读数得到；
获得未知厚度绝热层试件的太赫兹光谱信号自发射至返回并被信号接收器接收的时长：
按照所述获得已知厚度绝热层试件的太赫兹光谱信号自发射至反射并被信号接收器接收时长的方法，得到未知厚度绝热层试件的时长。
4.如权利要求3所述非接触式测试固体火箭发动机内绝热层厚度的方法，其特征在于，所述太赫兹波源与已知厚度绝热层试件上表面的距离为15±5cm；太赫兹信号以1μW的功率、大于10Hz的采集速度和角度为θ的入射角发射到各所述厚度绝热层试件表面。
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