CN115901845A

CN115901845A - 一种飞行器舱体用热防护结构失效测试系统

Info

Publication number: CN115901845A
Application number: CN202111002145.1A
Authority: CN
Inventors: 张自超; 全栋梁; 张宇鹏; 叶先磊; 王本章
Original assignee: Casic Feihang Technology Research Institute of Casia Haiying Mechanical and Electronic Research Institute
Current assignee: Casic Feihang Technology Research Institute of Casia Haiying Mechanical and Electronic Research Institute
Priority date: 2021-08-30
Filing date: 2021-08-30
Publication date: 2023-04-04

Abstract

本发明提供了一种飞行器舱体用热防护结构失效测试系统，所述测试系统包括无线无源的SAW传感器和天线、阅读器，所述SAW传感器和天线布设在相邻所述热防护结构间隙底部与所述承载底板上表面之间，用于检测间隙温度；所述阅读器位于飞行器舱体外部，用于无线信号收发、控制与数据处理；飞行器返航后，所述阅读器对热防护结构表面同时发射激励信号，所述SAW传感器通过天线接收该问询信号，并返回包含了所处位置温度信息的电磁波反馈信号，阅读器解析反馈信号，由温度阈值判定热防护结构是否损坏。本发明降低了飞行器能源成本和重量成本，能较好地适应高温振动等使役环境，易安装易维护。

Description

一种飞行器舱体用热防护结构失效测试系统

技术领域

本发明涉及无线传感测试领域，尤其涉及一种热防护结构失效测试系统。

背景技术

热防护系统(Thermal Protection System,TPS)是研制和保障空天飞行器在极端环境下安全服役最为关键的技术之一。可重复使用热防护系统在起飞及再入过程中不发生相变及质量的丢失，同时还能起到承载作用，保护机体内的设备及燃料免受微流星体和空间碎片撞击，在雷雨等恶劣天气也能够安全地完成飞行任务。为实现空天飞行器快速周转，就要求在返航后快速完成对热防护结构的地面检修。

通常的热防护结构检修存在效率低、漏检率高、可见损伤有限等缺点。每次飞行后，技术人员都需要对整个外表面宏观缺陷进行详细的近距离目视检查，然后利用直尺、千分尺和深度计等工具进行测量，从而识别并确定严重缺陷的尺寸，最后根据某种标准完成对热防护结构的视情维修。但对热防护结构底部的损伤的微观检查要求检查每一个堆间间隙是否有热气体流入的迹象，热气体流入可能会使下面的材料带电或熔化，如有机粘合剂和金属结构，并在随后的飞行中导致热防护系统脱离。如果发现了此类现象，则需要移除或拆卸TPS材料，以便根据要求对底层材料进行检查、修理或更换，然后重新连接新的或翻新的TPS材料。这种显微观察繁琐、耗时且不确定。

有线和有源的传感监测手段难以满足热防护系统失效检修的要求：热防护结构由数百或数千个独立的部件组成，失效部件可独立维修或替换。若使用大量有源传感器将极大增加飞行器的能源成本，使用热电偶或者热电阻等有线传感方式，为导出传感信号需要在舱体结构多处打孔和引线，但打孔将严重影响舱体结构强度性能，复杂引线将极大增加布设难度。

基于声表面波(SAW，Surface Acoustic Wave)的无线无源传感器，无需电源和导线，具有本质无源、无线传感、可海量编码、易识别定位等优点，为热防护结构失效快速检修提供了新方法。SAW传感器是一种谐振式传感器，以压电材料作为敏感器件，利用叉指换能器的逆压电效应，在压电基片上激发出弹性波，根据声表面波的谐振频率随被测物理量变化来实现检测功能。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种基于无线无源式传感器的热防护结构失效快速测试系统，以降低飞行器能源成本，不影响舱体结构强度，且易安装和维护。

为解决上述技术问题，本发明采用如下技术方案：

一种飞行器舱体用热防护结构失效测试系统，所述飞行器舱体从内到外依次为舱体内部、承载底板、热防护结构、舱体外部，所述测试系统包括无线无源的SAW传感器和天线、阅读器，所述SAW传感器和天线布设在相邻所述热防护结构间隙底部与所述承载底板上表面之间，用于检测间隙温度；所述阅读器位于飞行器舱体外部，用于无线信号收发、控制与数据处理；

飞行器返航后，所述阅读器对热防护结构表面同时发射激励信号，所述SAW传感器通过天线接收该问询信号，并返回包含了所处位置温度信息的电磁波反馈信号，阅读器解析反馈信号，由温度阈值判定热防护结构是否损坏。

进一步的，所述阅读器包括DDS信号发生器、收发天线、信号接收器、控制与数据处理模块、人机界面，所述DDS信号发生器产生特定的问询信号，通过收发天线以电磁波形式辐射到所述SAW传感器所在的空间；所述收发天线接收来自SAW传感器的反馈信号，并送至所述信号接收器，再由所述控制与数据处理模块解析反馈信号，得到各个热防护结构底部的最高温度。

进一步的，每个所述SAW传感器设定相邻且彼此不重叠的频带。

进一步的，所述SAW传感器具有标签识别功能，通过频带范围获取传感器编号，得到传感器的位置信息。

进一步的，所述阅读器的收发天线的频带涵盖了所有SAW传感器的频带，与每个SAW传感器的频带相对应；阅读器同时发射多个频点的激励信号，以同时测量所有SAW传感器的谐振频率。

进一步的，所述阅读器的控制与数据处理模块对信号接收器接收到的包括所有SAW传感器返回的电磁波信号进行傅里叶变换，得到完整的电磁波频谱信息，然后搜索到与SAW数量对应的多个频谱极大值，之后在每一个频谱极大值附近分别进行频域插值，以获得各个SAW传感器的谐振频率。

本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：

使用SAW传感器，传感端无需电源降低了飞行器能源成本成本，能较好地适应高温振动等使役环境；

使用的SAW传感器与阅读器通过电磁波进行信号传输，易安装易维护，无需在舱体结构打孔和引线，避免了打孔导致结构强度下降的隐患。

利用阅读器的非接触式扫描手段，可实现热防护结构自动化检测，减少人工劳动，消除人为错误和猜测，消除不必要的热防护结构拆卸，有效提高检查和认证过程的速度，加快飞行器周转。本发明通过无线传感手段实现了空天飞行器返航后大面积热防护结构的失效判定和定位，提高了检修效率，实现无线无源传感工程应用。

附图说明

所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出了根据本发明的具体实施例提供的系统模块框图。

图2示出了根据本发明的具体实施例提供的无线无源传感器原理示意图

图3示出了根据本发明的具体实施例提供的阅读器原理示意图。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如图1所示，作为本发明的实施例提供的一种飞行器舱体用热防护结构失效测试系统，包括无线无源SAW传感器101和天线102、阅读器103。

飞行器舱体从内到外依次为承载底板105、热防护结构104、舱体外部。所述SAW传感器101和天线102布设在相邻热防护结构104间隙底部与承载底板105上表面之间，用于检测间隙温度。所述阅读器103位于飞行器舱体外部，用于无线信号收发、控制与数据处理。

飞行器返航后，所述阅读器对热防护结构表面同时发射激励信号，所述SAW传感器101通过天线102接收该问询信号106，并返回包含了所处位置温度信息的电磁波反馈信号107，阅读器103解析反馈信号107，由温度阈值判定热防护结构104是否损坏。

所述热防护结构104为防隔热材料构成，结构形式为上下表面有一定曲率的长方体结构，空天飞行器舱体外表面覆盖有大量的块状热防护结构，热防护结构与大气直接接触，在空天飞行器高速飞行时，起到隔热作用，避免气动摩擦产生的热量传入舱体内部，保证飞行器安全飞行。所述两块相邻热防护结构104之间缝隙，使用气凝胶填充。飞行过程中由于气动加热产生的热流被热防护结构隔绝，少量气体进入相邻热防护结构的间隙，当间隙的中气溶胶损伤时，热量将通过缝隙到达热防护结构与承载底板粘接层，使有机粘合剂损伤，可能导致热防护结构与承载底板脱离，进而影响飞行安全。

所述SAW传感器为无线无源、谐振型声表面波温度传感器，SAW传感器的谐振频率变化量与温度变化量呈线性关系。在飞行器返航后，由于飞行过程中外表面不同部位经受的最大温度不同，故返航后不同热防护结构间隙的SAW传感器谐振频率不同。

如图2所示，所述SAW温度传感器包括压电基底201，叉指换能器202和反射栅203。叉指换能器202两端的反射栅203呈密集型阵列布置，以形成声学谐振腔。SAW传感器通过自身携带的天线接收阅读器发来的问询信号206，由叉指换能器202将该电磁波信号转化为声表面波信号204，声表面波信号204从叉指换能器202端向反射栅203端传播，经反射栅203反射后再传回叉指换能器202端；叉指换能器202将反射回的声表面波信号204转换为电磁波信号，作为反馈信号207通过天线205发射出去。在声表面波信号204传输的过程中，所需测量感知量(环境温度)会引起声表面波传播速度和压电材料参数变化，并进一步导致谐振型声表面波器件的谐振频率变化。

在本发明的一些实施例中，如图3所示，所述阅读器包括DDS信号发生器、收发天线、信号接收器、控制与数据处理模块、人机界面。飞行器返航后，DDS信号发生器产生特定的问询信号，通过收发天线以电磁波形式辐射到SAW传感器所在的空间。同样地，阅读器通过收发天线接收来自SAW传感器的反馈信号，并送至信号接收器，再由控制与数据处理模块解析反馈信号，即可得到各个热防护结构底部的最高温度。阅读器可通过人机界面进行设置，由温度阈值判定热防护结构是否损坏，进而决定是否进行维修或更换。

在本发明的一些实施例中，每个所述SAW传感器设定相邻且彼此不重叠的频带。

进一步的，所述SAW传感器具有标签识别功能，通过频带范围即可获取传感器编号，进而得到传感器的位置信息。

在本发明的一些实施例中，所述SAW谐振型温度传感器放在高温炉内进行计量标定，得到谐振频率与温度的对应函数关系。

在本发明的一些实施例中，所述阅读器的收发天线的频带涵盖了所有SAW传感器的频带。与每个SAW传感器的频带相对应，阅读器同时发射多个频点的激励信号，以同时测量所有SAW传感器的谐振频率。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims

1.一种飞行器舱体用热防护结构失效测试系统，所述飞行器舱体从内到外依次为舱体内部、承载底板、热防护结构、舱体外部，其特征在于，所述测试系统包括无线无源的SAW传感器和天线、阅读器，所述SAW传感器和天线布设在相邻所述热防护结构间隙底部与所述承载底板上表面之间，用于检测间隙温度；所述阅读器位于飞行器舱体外部，用于无线信号收发、控制与数据处理；

2.根据权利要求1所述的一种飞行器舱体用热防护结构失效测试系统，其特征在于，所述阅读器包括DDS信号发生器、收发天线、信号接收器、控制与数据处理模块、人机界面，所述DDS信号发生器产生特定的问询信号，通过收发天线以电磁波形式辐射到所述SAW传感器所在的空间；所述收发天线接收来自SAW传感器的反馈信号，并送至所述信号接收器，再由所述控制与数据处理模块解析反馈信号，得到各个热防护结构底部的最高温度。

3.根据权利要求1所述的一种飞行器舱体用热防护结构失效测试系统，其特征在于，每个所述SAW传感器设定相邻且彼此不重叠的频带。

4.根据权利要求3所述的一种飞行器舱体用热防护结构失效测试系统，其特征在于，所述SAW传感器具有标签识别功能，通过频带范围获取传感器编号，得到传感器的位置信息。

5.根据权利要求1或4所述的一种飞行器舱体用热防护结构失效测试系统，其特征在于，所述阅读器的收发天线的频带涵盖了所有SAW传感器的频带，与每个SAW传感器的频带相对应；阅读器同时发射多个频点的激励信号，以同时测量所有SAW传感器的谐振频率。

6.根据权利要求5所述的一种飞行器舱体用热防护结构失效测试系统，其特征在于，所述阅读器的控制与数据处理模块对信号接收器接收到的包括所有SAW传感器返回的电磁波信号进行傅里叶变换，得到完整的电磁波频谱信息，然后搜索到与SAW数量对应的多个频谱极大值，之后在每一个频谱极大值附近分别进行频域插值，以获得各个SAW传感器的谐振频率。

7.根据权利要求1所述的一种飞行器舱体用热防护结构失效测试系统，其特征在于，所述SAW谐振型温度传感器放在高温炉内进行计量标定，得到谐振频率与温度的对应函数关系。