[发明专利]一种固体火箭发动机人工脱粘层界面脱粘的健康监测方法

说明书

本发明提出了一种固体火箭发动机人工脱粘层界面脱粘的健康监测方法，用于固体火箭发动机人工脱粘层根部撕裂、底层界面脱粘、盖层界面脱粘的监测。本发明运用计算机、信号激励装置、信号采集装置、压电晶片组成监测系统，得到了共振峰数量较多、对人工脱粘层根部撕裂、底层界面脱粘、盖层界面脱粘较敏感的高频局部振动响应信号，实现了对所述人工脱粘层的原位、实时、在线、长期监测。

技术领域

本发明属于固体火箭发动机结构健康监测领域，尤其涉及一种固体火箭发动机人工脱粘层界面脱粘的健康监测方法。

背景技术

固体火箭发动机是各种导弹武器的动力装置，人工脱粘层是在发动机壳体前后封头特定部位的绝热层之间预先设计的应力释放结构，主要功用是降低发动机药柱内孔、药柱粘接界面等部位的应力应变水平，从而保持药柱结构的完整性。在药柱的浇注、脱模降温、固化及贮存等过程中，人工脱粘层均可能发生根部撕裂、底层界面脱粘、盖层界面脱粘损伤。原位有效地监测人工脱粘层的界面状态对保障固体发动机的完整性具有重要的意义。在固体火箭发动机生产、长期贮存过程中，用于人工脱粘层根部撕裂、底层界面脱粘、盖层界面脱粘损伤的监检测技术尚未出现。

发明内容

本发明提出了一种固体火箭发动机人工脱粘层界面脱粘的健康监测方法。

本发明系统的技术方案为固体火箭发动机人工脱粘层界面脱粘的健康监测系统，包括：计算机、信号激励装置、信号采集装置、压电晶片；

所述计算机安装实时监测表征软件系统；

所述的计算机、信号激励装置、压电晶片依次连接；所述信号激励装置与所述信号采集装置连接；所述压电晶片与所述信号采集装置连接；所述信号采集装置与所述计算机连接；

将所述压电晶片与人工脱粘层的根部相耦合；

所述固体火箭发动机人工脱粘层界面脱粘的健康监测方法，包括以下步骤：

步骤1：通过所述计算机安装的实时监测表征软件系统，设置采样频率为f_s、采样数量为N；

步骤2：通过多个频率点构建频率数据集，所述计算机将多个频率传输至所述信号激励装置，所述信号激励装置根据每个频率依次输出不同频率的正弦波信号至所述压电晶片，所述信号激励装置根据每个频率依次输出不同频率的正弦波信号至所述信号采集装置，所述压电晶片根据每个频率的正弦波信号产生机械振动且进一步与人工脱粘层发生相互作用，根据高频局部振动响应产生每个频率的机械振动耦合信号，每个频率的机械振动耦合信号通过所述压电晶片传输到所述信号采集装置，所述采集装置将每个频率的机械振动耦合信号通过模数转换得到每个频率的机械振动数字信号，所述采集装置将每个频率的正弦波信号通过模数转换得到每个频率的正弦波数字信号，将每个频率的正弦波数字信号通过快速傅里叶变换得到每个频率的正弦波频域信号，每个频率的机械振动数字信号进一步通过快速傅里叶变换得到每个频率的机械振动频域信号，通过每个频率的正弦波频域信号、每个频率的机械振动频域信号根据高频局部振动响应公式得到一维数组，结合一维数组进一步计算高频局部振动响应信号数据集；

步骤3：重复步骤2测试多次，得到多组测试的高频局部振动响应信号数据集；

步骤4：根据多组测试的高频局部振动响应信号数据集，计算损伤指标均方根偏差，将损伤指标均方根偏差与损伤指标阈值比较进一步判断人工脱粘层的状态；

作为优选，步骤2所述多个频率点为：

F＝{F₀,F₁,F₂,...,F_K}

F_i＝f₀+i*df

i∈[0,K]