CN105065140A - 一种固体火箭发动机i界面检测系统及其方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于无损检测技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机I界面检测系统及其方法。该检测方法包括如下步骤：将待测固体火箭发动机产品放入负气压舱内，然后逐步进行抽取真空，同时利用激光器对负气压舱进行一定距离的照射，所述固体火箭发动机产品I界面缺陷随着气压的不断变化，产品表面将会发生微小形变，激光照射到产品表面反射回光信号，通过图像探测器接收信号，最终检测出所述固体火箭发动机产品中的所有I界面缺陷。本发明用于检测涂覆外防热涂层后的金属壳体与内绝热层的I界面粘接情况，具有无污染、检测效率高、检测面积大、检测灵敏度高的优点。

Description

一种固体火箭发动机I界面检测系统及其方法

技术领域

本发明属于无损检测技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机I界面检测系统及其方法。

背景技术

固体火箭发动机准确可靠地完成发射飞行任务，其中一个很重要的条件就是固体火箭发动机装药结构的完整性。装药结构包括推进剂、内绝热层和壳体三部分。推进剂是火箭发动机的动力源，提供良好的机械性能和内弹道性能；内绝热层是保护发动机壳体，免受推进剂高温燃气的直接燃烧和冲刷，起到隔热和耐烧蚀作用，确保发动机正常工作。壳体、内绝热层、推进剂三者以界面粘接方式，严密地连接成一个整体，构成固体火箭动力体系。

由此可见，界面粘接是确保固体火箭发动机装药结构完整性的必要条件。没有界面良好的粘接，便没有固体火箭发动机的安全可靠性。如果各界面达到牢固粘接，发动机效用可得到充分发挥，装药结构不至于遭受极度损伤和破损，安全系数均可获得极大的提高。

固体火箭发动机装药前是由壳体/内绝热层、内绝热层/内绝热层多个界面构成的。通常壳体/内绝热层界面称为I界面；内绝热层/内绝热层称为II界面、III界面等。

国内现行工艺在检测无外防热结构金属壳体和内绝热层粘结界面粘结质量时使用超声波多次反射法和X射线切向透射法检测。超声波多次反射法通过耦合剂实现探头与金属界面耦合，超声波从金属面入射，通过脉冲多次吸收和反射的幅值变化判断粘接质量情况。但对于涂有外防热层的金属壳体来说，外防热涂层的声学特性影响声波入射，因此无法进行正常的超声波多次反射法检测。X射线检测由于受到射线底片不清晰度、检测效率因素的影响，很难识别内绝热层与金属壳体之间的较小间隙的脱粘和较小面积的脱粘，因此不适于检测具有外防热结构的金属壳体内绝热层的粘结质量。

发明内容

鉴于上述现有技术中所存在的问题，本发明提供一种固体火箭发动机I界面检测方法，用于检测涂覆外防热涂层后的金属壳体与内绝热层的I界面粘接情况。

本发明的具体技术方案如下：

一种固体火箭发动机I界面检测方法，包括如下步骤：将待测固体火箭发动机产品放入负气压舱内，然后逐步进行抽取真空，同时利用激光器对负气压舱内所述固体火箭发动机产品进行照射，所述固体火箭发动机产品I界面缺陷随着气压的不断变化，产品表面将会发生微小形变，激光照射到产品表面反射回光信号，通过无损检测头接收信号，最终检测出所述固体火箭发动机产品中的所有I界面缺陷。

可选地，包括负气压舱、激光器、无损检测头、移动平台、支撑台以及控制系统，其中所述负气压舱体内部集成了无损检测头和所述激光器；所述负气压舱体置于支撑台上；所述移动平台也设置于所述支撑台上，用于承载运输固体火箭发动机产品；所有检测工作均通过控制系统自动化实现。

可选地，所述检测系统的无损检测头配备焦距可调功能。

可选地，所述无损检测头和所述激光器一同装配在所述负气压舱体内左端的外伸梁导轨上。

可选地，所述外伸梁导轨上设置有齿轮传动机构，以保证所述无损检测头和所述激光器沿固体火箭发动机产品的轴向运动；同时所述外伸梁导轨左端设置有基座，所述左端基座通过伺服电机控制，进而带动所述无损检测头和所述激光器实现0-300°旋转。

可选地，所述移动平台上设置有可自由调节的弧形支架，以适应不同直径和锥度的固体火箭发动机产品。

可选地，所述移动平台的长度是可拉伸调节的。

本发明的有益效果如下：

本发明采用非接触式检测，具有无污染、检测效率高、检测面积大、检测灵敏度高的优点。

附图说明

图1示出了一种固体火箭发动机I界面检测系统的一个具体实例的结构示意图。

图2示出了无损检测头装配在负气压舱体内的外伸梁导轨上的示意图。

图3示出了试验产品样块I界面检测脱粘效果图。

图中所示标记如下：A.负气压舱体B1.无损检测头B2.激光器C.固体火箭发动机产品D.移动平台E.支撑台F.控制系统。

具体实施方式

下面结合附图及具体实例对本发明进行详细描述，具体如下：

如图1所示，一种固体火箭发动机I界面检测系统，包括负气压舱体A、激光器B2、无损检测头B1、固体火箭发动机产品C、移动平台D、支撑台E、控制系统F。负气压舱体A内部集成了基于激光散斑无损检测技术的无损检测头B1和激光器B2，负气压舱体A置于支撑台E上，用于承载运输固体火箭发动机产品C的移动平台D置于支撑台E上，所有检测工作均通过控制系统F自动化实现。无损检测头B1和激光器B2安装在图2所示负气压舱A体内左端的外伸导轨上，该导轨上的齿轮传动机构保证检测头沿产品的轴向运动，同时导轨左端基座通过伺服电机控制，带动无损检测头B1和激光器B2实现0-300°旋转。以上两种运动的合成，确保无损检测头B1对固体火箭发动机产品C内部进行全面的检查。此外，根据实际工程需要，可以实现外伸梁导轨的升降控制，以满足不同尺寸固体火箭发动机产品的检测需求。

具体检测时，首先通过大型吊装机构把待检固体火箭发动机产品C平稳放置于移动平台D上。移动平台D的弧形支架可以自由调节以适应不同直径和锥度的产品，同时确保固体火箭发动机产品C的轴向尽量处于水平状态。移动平台D长度方向可以进行拉伸调节，以满足不同长度固体火箭发动机产品C的运输要求。待测固体火箭发动机产品C运输到位之后，关闭负气压舱A门，通过加载控制系统F，逐步进行抽取真空，精确实现对固体火箭发动机产品自动化加载，用经过扩束的激光照射固体火箭发动机产品的金属壳体与内绝热层I界面粘接检测面时，从该面上反射的子波相互干涉，形成明暗相间随机分布的激光散斑场。对待测层施加一定的负压，粘接缺陷区域会产生微小的离面位移，将变形前后的两个数字散斑场做相减运算，粘接缺陷区域会产生“蝴蝶”状条纹，以此判定金属壳体与内绝热层I界面粘接是否有缺陷，对粘接缺陷图像进行信息采集、处理与精确显示。

无损检测头B1的轴向运动、旋转运动以及外伸梁导轨的升降全部由控制系统F(即计算机)实现自动化精确控制，对固体火箭发动机产品C的金属壳体与内绝热层I界面粘接区域进行无缝对接检测，并自动定位粘接缺陷位置。针对固体火箭发动机产品C存在一定的锥度，该检测系统中的无损检测头配备焦距可调功能，获得高质量的检测图像和可靠的检测结果。

试验产品样块放入负气压舱A内之后，经逐步抽取真空，同时利用激光器进行照射，预埋在试验样块中的缺陷随着气压不断变化，样块表面发生了微小形变，激光照射到样块表面的位移变化，通过无损探测器B1接收的反射回光信号，最终检测出了试验样块中的所有缺陷，如图3所示。

综上所述，本发明采用非接触式检测，具有无污染、检测效率高、检测面积大、检测灵敏度高的优点。

Claims (7)

1.一种固体火箭发动机I界面检测方法，包括如下步骤：将待测固体火箭发动机产品放入负气压舱内，然后逐步进行抽取真空，同时利用激光器对负气压舱内所述固体火箭发动机产品进行照射，所述固体火箭发动机产品I界面缺陷随着气压的不断变化，产品表面将会发生微小形变，激光照射到产品表面反射回光信号，通过无损检测头接收信号，最终检测出所述固体火箭发动机产品中的所有I界面缺陷。

2.一种固体火箭发动机I界面检测系统，其特征在于：包括负气压舱(A)、无损检测头(B1)、激光器(B2)、移动平台(D)、支撑台(E)以及控制系统(F)，其中所述负气压舱体(A)内部集成了无损检测头(B1)和所述激光器(B2)；所述负气压舱体(A)置于支撑台(E)上；所述移动平台(D)也设置于所述支撑台(E)上，用于承载运输固体火箭发动机产品(C)；所有检测工作均通过控制系统(F)自动化实现。

3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机I界面检测系统，其特征在于：所述检测系统的无损检测头(B1)配备焦距可调功能。

4.根据权利要求2所述的固体火箭发动机I界面检测系统，其特征在于：所述无损检测头(B1)和所述激光器(B2)一同装配在所述负气压舱体(A)内左端的外伸梁导轨上。

5.根据权利要求4所述的固体火箭发动机I界面检测系统，其特征在于：所述外伸梁导轨上设置有齿轮传动机构，以保证所述无损检测头(B1)和所述激光器(B2)沿固体火箭发动机产品(C)的轴向运动；同时所述外伸梁导轨左端设置有基座，所述基座通过伺服电机控制，进而带动所述无损检测头(B1)和所述激光器(B2)实现0-300°旋转。

6.根据权利要求2所述的固体火箭发动机I界面检测系统，其特征在于：所述移动平台(D)上设置有可自由调节的弧形支架，以适应不同直径和锥度的固体火箭发动机产品(C)。

7.根据权利要求2所述的固体火箭发动机I界面检测系统，其特征在于：所述移动平台(D)的长度是可拉伸调节的。