[发明专利]一种非接触式固体火箭发动机内绝热层厚度测量方法

说明书

本发明涉及一种非接触式固体火箭发动机内绝热层厚度测量方法，在带绝热层的固体火箭发动机壳体(以下简称“带绝热层壳体”)内部放置内部激光位移传感器，外部放置外部激光位移传感器；通过校准程序，采用标准样块对内部激光位移传感器和外部激光位移传感器进行校准；将带绝热层壳体安装在测量装置的基座上，壳体一端夹持在旋转机构上，另一端通过支撑组件进行支撑，并调节使带绝热层壳体处于水平状态；设置发动机壳体的相关设计参数，并选择测量模式，按测量程序规定的测量过程完成所有设定的测试点的绝热层厚度测量。本发明能够精确测量固体火箭发动机内绝热层厚度。

技术领域

本发明属于固体火箭发动机燃烧室装药领域，涉及一种非接触式固体火箭发动机内绝热层厚度测量方法。

背景技术

内绝热层作为固体火箭发动机燃烧室的重要组成部分，在发动机工作过程中阻隔推进剂燃烧产生的高温气体，防止发动机壳体达到危及其结构完整性的温度。发动机装药结构设计时，需根据发动机工作时各部位的燃烧特点，设计不同厚度的绝热层，因此，固体火箭发动机内绝热层厚度是影响发动机试验和发射工作成败的重要因素。

发动机内绝热层厚度是指固体火箭发动机燃烧室壳体内表面粘贴绝热层后的实际厚度，传统的绝热层厚度控制方法是通过生片的辗片厚度及在既定的硫化压力条件下绝热层硫化前后的厚度变化规律进行控制，硫化后的实际厚度由上述工艺保证。近几年，出现了采用接触式或者太赫兹光谱非接触式穿透型测厚法进行测量，由于绝热层为复合材料，内部为非均质结构，穿透型的测试原理对测试结果的影响较大，测量精度不高。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种非接触式固体火箭发动机内绝热层厚度测量方法。

本发明解决技术的方案是：

一种非接触式固体火箭发动机内绝热层厚度测量方法，该方法的步骤包括：

步骤一，在带绝热层的固体火箭发动机金属壳体内部放置内部激光位移传感器，外部放置外部激光位移传感器，所述内部激光位移传感器用于测量自身与绝热层表面的距离L2，外部激光位移传感器用于测量自身与金属壳体外表面的距离L1，内部激光位移传感器和外部激光位移传感器均与同一进给结构连接，内部激光位移传感器安装在上方、向下安装，外部激光位移传感器安装在下方、向上安装，两者上、下对准；下面将带绝热层的固体火箭发动机金属壳体简称为带绝热层壳体；

步骤二、通过校准程序，采用标准样块对内部激光位移传感器和外部激光位移传感器进行校准；

步骤三、将带绝热层壳体安装在测量装置的基座上，金属壳体一端通过专用工装夹持在旋转机构上，另一端通过支撑组件进行支撑，并调节使带绝热层壳体处于水平状态；

步骤四、设置金属壳体的设计参数，并选择测量模式，按测量程序规定的测试过程完成所有设定的测试点的绝热层厚度测量，保存测试数据，形成测试报告，所述金属壳体的设计参数包括金属壳体测量部位外径及金属壳体圆筒壁厚。

所述测量模式包括环向测量模式和轴向测量模式；环向测量模式时，需设置待测量的第一横截面位置、相邻横截面的间距及同一横截面均布的测量点数量；轴向测量模式时，需设置轴向初始测量点位置、测量长度及相邻测量点的间距。

环向测量模式启动后，进给机构同时带动内部激光位移传感器和外部激光位移传感器从初始位置开始轴向水平移动至设定的第一横截面位置，并默认测量第一测量点绝热层厚度，后通过旋转机构按同一方向依次等距离旋转至该横截面的其余测量点位置，测量绝热层厚度，最后回到该横截面第一测量点位置；然后，进给机构同时带动内部激光位移传感器和外部激光位移传感器按相邻两个横截面的距离水平轴向移动至设定的第二横截面位置，以相同过程进行绝热层厚度测量，直至完成所有横截面、所有测量点的绝热层厚度测量。