CN114964799B - 火箭发动机扩张段多温度梯度下的状态监测系统及方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种火箭发动机扩张段多温度梯度下的状态监测系统及方法，用以实现大型火箭发动机薄壁扩张段多温度梯度下的状态监测。其中，将多个碳纳米管传感器植入多束碳纤维纱线，利用三维编织工艺将其编织成火箭发动机薄壁扩张段的预制体，在三维编织扩张段的预制体中构建出一个每层数量均匀分布的碳纳米传感器网络，在预制体固化后对其进行通电查验和标定，并在火箭发动机整个热试车过程中实时监测碳纳米传感器的电路状态进而得到三维编织扩张段构件的状态与烧蚀失效规律，实现三维编织复合材料薄壁扩张段构件在火箭发动机多温度梯度下的烧蚀状态、烧蚀层数以及烧蚀均匀度等状态的监测。

Description

火箭发动机扩张段多温度梯度下的状态监测系统及方法
技术领域
本发明涉及火箭发动机薄壁扩张段多温度梯度下的状态监测领域。
背景技术
三维编织复合材料构件因其轻量化、耐烧蚀的特点已广泛应用于火箭发动机薄壁扩张段，然而现有技术难以实时监测三维编织复合材料扩张段在火箭发动机整个试车过程中的状态信息以及三维编织扩张段构件的衰减规律，难以为火箭发动机健康状态及使用寿命提供相关数据支持。同时在火箭发动机轻量化构件备受重视的今天，火箭发动机薄壁扩张段构件的三维编织工艺优化也是亟需解决的难题。实现三维编织复合材料薄壁扩张段构件在火箭发动机多温度梯度下的烧蚀状态、烧蚀层数以及烧蚀均匀度等状态的监测成为了航空航天领域的工程需求。
发明内容
发明目的：本发明的目的在于提供了一种火箭发动机薄壁扩张段多温度梯度下的状态监测系统及方法，用于实现大型火箭发动机薄壁扩张段多温度梯度下的状态监测，可实时监看三维编织复材扩张段的状态信息，可以为三维编织工艺下的复材薄壁扩张段健康状态及使用寿命提供相关数据支持。
技术方案：为解决上述问题，本发明提供的火箭发动机扩张段多温度梯度下的状态监测系统可采用以下技术方案：
一种火箭发动机扩张段多温度梯度下的状态监测系统，包括火箭发动机薄壁扩张段的预制体及电流监测装置，所述预制体为碳纤维纱线编织成型且分为若干层，每层内包括若干沿火箭发动机薄壁扩张段外表面母线方向延伸的监测纱线；每条监测纱线内均设有沿监测纱线延伸方向排列的若干碳纳米管传感器；若干层中的碳纳米管传感器形成围绕火箭发动机薄壁扩张段的碳纳米管传感器矩阵网络，所述电流监测装置用以监测通过碳纳米管传感器矩阵网络的电流变化。
进一步的，每一层中的若干碳纳米管传感器围绕火箭发动机薄壁扩张段成排成列设置，且每排中的相邻两个碳纳米管传感器之间的距离相等。
进一步的，一层中的监测纱线与相邻一层中的监测纱线交错设置，即一层中的监测纱线与相邻一层中的任一条监测纱线均不重合设置。
进一步的，所述预制体外表面为圆台外表面形状，每一层中位于相同一排的碳纳米管传感器在周向上均匀排列。
本发明还提供了使用上述火箭发动机扩张段多温度梯度下的状态监测系统的监测方法，包括以下步骤：
(1)对所有植入碳纳米管传感器的监测纱线进行通电查验，在确定碳纳米传感器矩阵网络为健康状态后，以该火箭发动机扩张段在固化后的状态作为初始状态，对每个碳纳米管传感器的状态参数进行初始状态标定，并在标定后将碳纳米管传感器矩阵网络此刻的状态定义为碳纳米管传感器矩阵网络的初始状态；
(2)在火箭发动机热试车前，碳纳米管传感器矩阵网络由初始状态开始通电，在火箭发动机热试车时，实时监测通过碳纳米管传感器矩阵网络的电流变化，在火箭发动机热试车结束时，统计各个时间段处于通电状态下的碳纳米管传感器编号用以分析整个火箭发动机扩张段在高温工作状态下的碳纤维层实时碳化过程。
进一步的，定义与编织芯模接触的一层编织后的纤维结构曲面为该薄壁扩张段预制体的首层，定义参与首层编织的监测纱线分别为a1，b1，c1，d1，e1，f1，g1，h1，i1，j1，k1，l1，参与第n层编织的监测纱线分别为an，bn，cn，dn，en，fn，gn，hn，in，jn，kn，ln，n为大于1的正整数；每层的监测纱线围绕圆心o均匀分布，且圆心o与相邻两监测纱线间的法向量成30°；且从第二层开始，每层监测纱线的位置，相较于上一层中监测纱线的位置，保持了均匀错位，第n层中，n≥2，圆心o指向an的向量相较于圆心o指向an-1的向量，顺时针旋转15°，圆心o指向bn的向量相较于圆心o指向bn-1的向量，顺时针旋转15°，以此类推，直至圆心o指向ln的向量相较于圆心o指向ln-1的向量，顺时针旋转15°。
进一步的，设火箭发动机热试车结束时所有仍可通电的数字编号的最大值与最小值之差为发动机扩张段碳纤维层失效层数，定义发动机扩张段碳纤维层失效层数大于3层时为扩张段烧蚀不均匀；若出现烧蚀不均匀现象，根据产生该差值的两束碳纳米管传感器的字母编号在扩张段中定位至产生该差值的碳纳米管传感器位置，此位置即为发动机扩张段烧蚀不均匀的位置。
有益效果：本发明是一种火箭发动机薄壁扩张段多温度梯度下的状态监测方法，可实现三维编织复合材料薄壁扩张段构件在火箭发动机多温度梯度下的烧蚀状态、烧蚀层数以及烧蚀均匀度等状态的监测。本发明为三维编织工艺下的复材薄壁扩张段服役环境下的烧蚀状态及使用寿命提供了相关数据支持。
附图说明
图1为三维编织复合材料火箭发动机薄壁扩张段多温度梯度下的状态监测方法流程图；
图2为本三维编织复合材料火箭发动机薄壁扩张段、三维编织工艺的芯模及各向纱线的示意图；
图3为本三维编织复合材料火箭发动机薄壁扩张段预制体中首层Z向纱植入碳纳米传感器纱线的空间布局示意图；
图4为本三维编织复合材料火箭发动机薄壁扩张段预制体中首层和第二层Z向纱植入碳纳米传感器纱线的空间布局示意图。
具体实施方式
请结合图2至图4所示，本发明提供一种火箭发动机扩张段多温度梯度下的状态监测系统，包括火箭发动机薄壁扩张段的预制体及电流监测装置。
如图2所示，所述预制体1为碳纤维纱线围绕芯模2编织成型且分为若干层。在本实施方式中，预制体1外表面为圆台外表面形状。每层内包括若干沿火箭发动机薄壁扩张段外表面母线方向延伸的监测纱线3，该监测纱线3在每层中与其他方向延伸的碳纤维纱线4、5共同编织成一层。每条监测纱线3内均设有沿监测纱线3延伸方向排列的若干碳纳米管传感器。若干层中的碳纳米管传感器形成围绕火箭发动机薄壁扩张段的碳纳米管传感器矩阵网络，所述电流监测装置用以监测通过碳纳米管传感器矩阵网络的电流变化。
请结合图3及图4所示，每一层中的若干碳纳米管传感器围绕火箭发动机薄壁扩张段成排成列设置，且每排中的相邻两个碳纳米管传感器之间的距离相等。而一层中的监测纱线与相邻一层中的监测纱线交错设置，即一层中的监测纱线与相邻一层中的任一条监测纱线均不重合设置。如前所述，预制体外表面为圆台外表面形状，每一层中位于相同一排的碳纳米管传感器在周向上均匀排列。例如，定义与编织芯模2接触的一层编织后的纤维结构曲面为该薄壁扩张段预制体的首层。定义参与首层编织的监测纱线分别为a1，b1，c1，d1，e1，f1，g1，h1，i1，j1，k1，l1。参与第二层编织的监测纱线分别为a2，b2，c2，d2，e2，f2，g2，h2，i2，j2，k2，l2。以此类推，参与第n层编织的监测纱线分别为an，bn，cn，dn，en，fn，gn，hn，in，jn，kn，ln。从首层开始，每一层的母线方向编织纱线中加入三束植入了步骤1中的母线方向碳纤维纱线，且每层的三束植入碳纳米管传感器碳纤维纱线围绕圆心o均匀分布，且圆心o与每束该类纱线an及bn间的法向量成30°(n≥1)，圆心o与每束该类纱线bn及cn间的法向量成30°(n≥1)，圆心o与每束该类纱线cn及dn间的法向量成30°(n≥1)，圆心o与每束该类纱线dn及en间的法向量成30°(n≥1)，圆心o与每束该类纱线en及fn间的法向量成30°(n≥1)，圆心o与每束该类纱线fn及gn间的法向量成30°(n≥1)，圆心o与每束该类纱线gn及hn间的法向量成30°(n≥1)，圆心o与每束该类纱线hn及in间的法向量成30°(n≥1)，圆心o与每束该类纱线in及jn间的法向量成30°(n≥1)，圆心o与每束该类纱线jn及kn间的法向量成30°(n≥1)，圆心o与每束该类纱线kn及ln间的法向量成30°(n≥1)，圆心o与每束该类纱线ln及an间的法向量成30°(n≥1)。且从第二层开始，每层植入碳纳米管传感器的碳纤维纱线(an，bn，cn，dn，en，fn，gn，hn，in，jn，kn，ln)的位置，相较于上一层植入碳纳米管传感器的碳纤维纱线(即an-1、bn-1、cn-1、dn-1、en-1、fn-1、gn-1、hn-1、in-1、jn-1、kn-1、ln-1)的位置，保持了均匀错位，第n层(n≥2)中，圆心o指向an的向量相较于圆心o指向an-1的向量，顺时针旋转15°，圆心o指向bn的向量相较于圆心o指向bn-1的向量，顺时针旋转15°，圆心o指向cn的向量相较于圆心o指向cn-1的向量，顺时针旋转15°，以此类推，直至圆心o指向ln的向量相较于圆心o指向ln-1的向量，顺时针旋转15°。如此以来在最终成型的预制体中植入了一个碳纳米管传感器矩阵网络。
而如图1所示，采用的火箭发动机扩张段多温度梯度下的状态监测系统的监测方法，在完成了通过三维编织工艺制作出预制体后，还包括以下内容：
对所有植入碳纳米管传感器的监测纱线进行通电查验，在确定碳纳米传感器矩阵网络为健康状态后，以该火箭发动机扩张段在固化后的状态作为初始状态，对每个碳纳米管传感器的状态参数进行初始状态标定，并在标定后将碳纳米管传感器矩阵网络此刻的状态定义为碳纳米管传感器矩阵网络的初始状态。
在火箭发动机热试车前，碳纳米管传感器矩阵网络由初始状态开始通电，在火箭发动机热试车时，实时监测通过碳纳米管传感器矩阵网络的电流变化，随着扩张段在高温下逐渐烧蚀，外层逐渐燃烧失效，外层碳纤维层中的碳纳米管传感器也逐渐燃烧失效，仍在通电状态下的电流数量也随之减少。在火箭发动机热试车结束时，停止监看并统计各个时间段处于通电状态下的碳纳米管传感器编号，分析整个火箭发动机扩张段在高温工作状态下的碳纤维层实时碳化过程。
依据上述碳纤维纱线的编号an，bn，cn，dn，en，fn，gn，hn，in，jn，kn，ln；设火箭发动机热试车结束时所有仍可通电的数字编号的最大值与最小值之差为发动机扩张段碳纤维层失效层数，定义发动机扩张段碳纤维层失效层数大于3层时为扩张段烧蚀不均匀；若出现烧蚀不均匀现象，根据产生该差值的两束碳纳米管传感器的字母编号在扩张段中定位至产生该差值的碳纳米管传感器位置，此位置即为发动机扩张段烧蚀不均匀的位置。若出现烧蚀不均匀现象，可在扩张段中需定位至产生该差值的碳纳米管传感器位置(根据产生该差值的两束碳纳米管传感器的字母编号)，进一步回溯该部分碳纤维复材构件的生产工艺和生产流程。

Claims (5)

1.一种火箭发动机扩张段多温度梯度下的状态监测系统，其特征在于，包括火箭发动机薄壁扩张段的预制体及电流监测装置，所述预制体为碳纤维纱线编织成型且分为若干层，每层内包括若干沿火箭发动机薄壁扩张段外表面母线方向延伸的监测纱线；每条监测纱线内均设有沿监测纱线延伸方向排列的若干碳纳米管传感器；若干层中的碳纳米管传感器形成围绕火箭发动机薄壁扩张段的碳纳米管传感器矩阵网络，所述电流监测装置用以监测通过碳纳米管传感器矩阵网络的电流变化；
每一层中的若干碳纳米管传感器围绕火箭发动机薄壁扩张段成排成列设置，且每排中的相邻两个碳纳米管传感器之间的距离相等；火箭发动机热试车结束时所有仍可通电的数字编号的最大值与最小值之差为发动机扩张段碳纤维层失效层数，定义发动机扩张段碳纤维层失效层数大于3层时为扩张段烧蚀不均匀；定义参与首层编织的监测纱线分别为a1，b1，c1，d1，e1，f1，g1，h1，i1，j1，k1，l1，参与第n层编织的监测纱线分别为an，bn，cn，dn，en，fn，gn，hn，in，jn，kn，ln，n为大于1的正整数；若出现烧蚀不均匀现象，根据产生该差值的两束碳纳米管传感器的字母编号在扩张段中定位至产生该差值的碳纳米管传感器位置，此位置即为发动机扩张段烧蚀不均匀的位置。
2.根据权利要求1所述的火箭发动机扩张段多温度梯度下的状态监测系统，其特征在于，一层中的监测纱线与相邻一层中的监测纱线交错设置，即一层中的监测纱线与相邻一层中的任一条监测纱线均不重合设置。
3.根据权利要求1或2所述的火箭发动机扩张段多温度梯度下的状态监测系统，其特征在于，所述预制体外表面为圆台外表面形状，每一层中位于相同一排的碳纳米管传感器在周向上均匀排列。
4.一种使用如权利要求1至3任意一项所述的火箭发动机扩张段多温度梯度下的状态监测系统的监测方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)对所有植入碳纳米管传感器的监测纱线进行通电查验，在确定碳纳米传感器矩阵网络为健康状态后，以该火箭发动机扩张段在固化后的状态作为初始状态，对每个碳纳米管传感器的状态参数进行初始状态标定，并在标定后将碳纳米管传感器矩阵网络此刻的状态定义为碳纳米管传感器矩阵网络的初始状态；
(2)在火箭发动机热试车前，碳纳米管传感器矩阵网络由初始状态开始通电，在火箭发动机热试车时，实时监测通过碳纳米管传感器矩阵网络的电流变化，在火箭发动机热试车结束时，统计各个时间段处于通电状态下的碳纳米管传感器编号用以分析整个火箭发动机扩张段在高温工作状态下的碳纤维层实时碳化过程。
5.根据权利要求4所述的监测方法，其特征在于，定义与编织芯模接触的一层编织后的纤维结构曲面为该薄壁扩张段预制体的首层，定义参与首层编织的监测纱线分别为a1，b1，c1，d1，e1，f1，g1，h1，i1，j1，k1，l1，参与第n层编织的监测纱线分别为an，bn，cn，dn，en，fn，gn，hn，in，jn，kn，ln，n为大于1的正整数；每层的监测纱线围绕圆心o均匀分布，且圆心o与相邻两监测纱线间的法向量成30°；且从第二层开始，每层监测纱线的位置，相较于上一层中监测纱线的位置，保持了均匀错位，第n层中，n≥2，圆心o指向an的向量相较于圆心o指向an-1的向量，顺时针旋转15°，圆心o指向bn的向量相较于圆心o指向bn-1的向量，顺时针旋转15°，以此类推，直至圆心o指向ln的向量相较于圆心o指向ln-1的向量，顺时针旋转15°。
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