[发明专利]一种固体火箭发动机粘接界面正/剪应力的监测装置

说明书

本发明涉及一种固体火箭发动机粘接界面正/剪应力的监测装置，包括传感器、数据采集仪和上位PC机，传感器在每个固体火箭发动机粘接界面的监测截面上布置至多8个传感器，相邻两个传感器之间的夹角为45度，在固体火箭发动机的直筒段的监测截面间的间距为30‑50CM，在固体火箭发动机前后封头的人工脱粘层开口位置各布置一个监测截面，在固体火箭发动机前后封头的中部位置各布置一个监测截面；数据采集仪依附在固体发动机壳体表面，传感器、数据采集仪和上位PC机通过导线或通讯模块连接。本发明可分布式埋置于固体发动机直筒段、封头段布置多个监测截面，实现对多个位置药柱和绝热层粘接界面的应力监测，获取粘接界面的应力场分布情况。

技术领域

本发明涉及一种监测装置，特别涉及一种固体火箭发动机粘接界面正/剪应力的监测装置。

背景技术

固体发动机在服役过程中会受到运输载荷、重力、翻转等多种因素的影响，其药柱与绝热层粘接界面处的应力会发生相应的变化，当粘接界面处受到的应力大于界面或材料强度，界面处就会发生脱粘现象。固体发动机粘接界面的脱粘缺陷约占固体发动机故障的1/3左右，严重影响到固体发动机的使用和寿命，因此采取监测技术手段对粘接界面处的应力进行监测，对于固体发动机结构健康评估等工作十分必要。

固体发动机属于长期贮存，一次使用的特殊工业产品，其结构健康状态将直接影响到使用寿命和后勤保障成本。固体发动机在服役保障过程中的运输、振动、翻转、吊装、环境温度变化等外界载荷均会在药柱与绝热层粘接界面处产生较大的正应力和剪应力。对于战略型立式贮存的大直径固体发动机而言，其粘接界面处剪应力更是不可忽略。当界面脱粘应力大于界面强度或材料自身强度时，就会导致粘接界面脱粘。据国内外统计数据显示，固体发动机粘接界面脱粘占固体发动机总故障的1/3左右。受制于固体发动机内部苛刻的环境限制，对粘接界面处的应力监测仅限于对正应力的监测，对于剪应力的监测及正剪应力同时监测尚未实现。

现有专利（固体发动机粘接界面受载状态监检测装置，公开号CN201720256866.8）中在利用应力-温度传感器对固体发动机直筒段的粘接界面正应力及温度进行测量，传感器为平膜圆柱形空腔结构，传感器在绝热层处的植入方式采用才绝热层处打盲孔的方式植入，传感器在发动机圆筒段截面处布置的数量为3个或4个，共布置了9个应力-温度传感器，其中8个为实际检测用，另1个为冗余。

上述技术中仅对固体发动机圆筒段的粘接界面正应力及温度进行了监测方法的说明。主要存在以下几个缺点：

现有专利（CN201720256866.8）技术方案主要存在以下缺陷：a.无法实现对固体发动机粘接界面处剪切应力的监测。b.传感器导线与数据采集仪之间的连接导线在发动机开口处没有相应的保护措施，固体发动机试验过程中可能导致线路损坏。c.现有专利仅考虑了发动机壳体直筒段的正应力监测，没有考虑到易于发生脱粘的固体发动机封头处及人工脱粘层处的应力监测问题。d.未能充分考虑发动机在生产过程中绝热层厚度与传感器厚度的关系，仅选择了在绝热层中打盲孔的方式布置传感器，未考虑绝热层厚度较薄以及部分发动机不允许在绝热层中开盲孔的情况。e.中空式的传感器结构在真空环境下可能导致推进剂药浆渗入传感器内部，导致其失效。

发明内容

本发明提供了一种固体火箭发动机粘接界面正/剪应力的监测装置，以解决固体发动机粘接界面的脱粘监测的问题。

为解决存在的技术问题，本发明采用的技术方案为：一种固体火箭发动机粘接界面正/剪应力的监测装置，包括传感器、数据采集仪和上位PC机，所述传感器在每个固体火箭发动机粘接界面的监测截面上布置至多8个传感器，相邻两个传感器之间的夹角为45度，在固体火箭发动机的直筒段的监测截面间的间距为30-50CM，在固体火箭发动机前后封头的人工脱粘层开口位置各布置一个监测截面，在固体火箭发动机前后封头的中部位置各布置一个监测截面；所述数据采集仪依附在固体发动机壳体表面，传感器、数据采集仪和上位PC机通过导线或通讯模块连接。