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李文彬,颜勇,郝雪帆,等.过载发动机内壁面总热流和辐射热流的动态测量研究[J].固体火箭技术,2025,(02):316-322.
LI Wenbin,YAN Yong,HAO Xuefan,et al.Dynamic measurement of total heat flux and radiative heat flux on the inner wall of overload test SRM[J].Journal of Solid Rocket Technology,2025,(02):316-322.
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为获得固体火箭发动机在过载条件下内壁面的总热流和辐射热流密度,研究发动机内部热流变化规律,通过在双点戈登热流传感器上加装蓝宝石窗口,实现总热流和辐射热流的同时测量。依托地面模拟过载试验发动机开展热试车,测量了含铝推进剂发动机试验段内壁面的总热流、辐射热流的动态变化规律。试验表明,所选择的热流测量设备能经受发动机过载条件下内部含熔融颗粒燃气高温、高压、强冲刷的严苛条件,通过试验测量得到的发动机试验段下壁面冲刷区总热流密度峰值为7.5 MW·m-2,侧壁面总热流密度峰值为3.9 MW·m-2,辐射热流峰值为1.1 MW·m-2。试验得到的热流密度测量结果可以为固体火箭发动机过载条件下的内部热流场数值仿真预示提供验证数据,也可为固体火箭发动机热防护系统的精细化设计提供热流环境参数。
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李双江,刘向阳,章喆,等.基于光纤和柔性传感器的固体火箭发动机结构监测技术研究[J].2024,(04):511-518.
LI Shuangjiang,LIU Xiangyang,ZHANG Zhe,et al.Research on structural monitoring technology of solid rocket motor based on optical fiber and flexible sensor[J].2024,(04):511-518.
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结构监测对于固体火箭发动机的结构可靠性有着重要意义。发动机界面的温度、应变和应力以及内孔表面的应变均是结构监测的重要参数。利用惰性推进剂圆管发动机,通过在衬层/推进剂和绝热层/衬层两个界面布设FBG光纤传感器和内腔粘贴柔性应变传感器实现发动机药柱结构监测,并通过温度循环载荷试验获得界面温度、轴向应变、环向应变和主应力以及内孔环向应变等数据,验证了结构监测技术的有效性和适用性。试验结果表明,两个界面的温度和轴向应变较为一致; 绝热层/衬层界面的环向应变一致性明显优于衬层/推进剂界面,其原因在于传感器在前者中更易定位; 基于直角应变花方式测得的界面主应力幅值约为0.007 4 MPa; 2个柔性应变传感器测得的内孔环向应变较为一致,幅值分别为13.4%和13.8%,可用于大应变监测。研究结果可为发动机结构监测系统研制和导弹系统的可靠性提供技术参考。
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马智睿,朱金薇,耿靖源,等.基于三维激光点云的固体火箭发动机喷管零部件尺寸测量方法研究.固体火箭技术,2024,47(02):278-284.
MA Zhirui, ZHU Jinwei, GENG Jingyuan, et al.Research on dimensional measurement method of SRM nozzle parts based on 3D laser point cloud[J]. Journal of Solid Rocket Technology,2024,47(02):278-284.
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为实现固体发动机喷管小型零部件尺寸高效、精确的非接触式测量,采用三维激光扫描技术测量喷管的上支耳尺寸,通过点云粗配准和精配准将其正反两面的点云数据精准拼接,在传统的ICP(Iterative Closest Point)迭代最近点的配准方式上结合Octree算法,优化了搜索过程并排除了异常匹配点对,最后将配准后的点云模型导入Geomagic ControlX中进行测量。结果表明,与三坐标测量值相比较,36只不同上支耳的三维激光扫描精度基本保持在±0.05 mm范围内; 测量15次单件上支耳获取测量结果的平均时间4.98 s,重复性小于2%,测量精度和重复性的满足工艺规程和要求。
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张振伟,吴迎红,张强,等.固体发动机外防护涂层紧贴型缺陷太赫兹成像实验研究.固体火箭技术,2023,46(02):304-312.
ZHANG Zhenwei, WU Yinghong, ZHANG Qiang, et al.Terahertz imaging for external protective coating close-fitting defects of solid rocket motor[J]. Journal of Solid Rocket Technology,2023,46(02):304-312.
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针对固体火箭发动机金属壳体外防护涂层紧贴型无黏结缺陷检测问题,采用反射式太赫兹时域光谱成像技术对标准涂层试件进行检测,实现对黏好区、紧密接触但是黏结失效区(无黏结区)、交界区和微小缺陷区分布情况判识。对比了不同原始信号预处理、不同降维处理和不同样本量分类识别处理对四类区域特征识别的效果。结果表明,采用主成分分析结合支持向量机方法,四类特征的预测分类区域图像与实际分类区域分布吻合,并且在较少样本量的情况下保持了稳定的预测分类结果,可靠性较高。证实了太赫兹技术用于对固体火箭发动机壳体与涂层的黏结结构进行非接触无损检测中,能够自动识别紧密接触型黏结失效缺陷和微小缺陷,为进一步的涂层质量控制提供了一种新的检测手段。
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武晶,陆明,陈平,等.基于双视角CT重建的固体发动机点火试验药柱缺陷实时检测技术.固体火箭技术,2023,46(01):128-137.
WU Jing, LU Ming, CHEN Ping, et al.Real-time detection technology of grain defects in solid motor firing test based on dual-view CT reconstruction[J]. Journal of Solid Rocket Technology,2023,46(01):128-137
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为了在固体火箭发动机点火试验环境下,研究药柱裂纹等缺陷对燃面退移的影响,需要对药柱进行实时缺陷检测。但由于传统CT重建算法和现有的基于深度学习的方法无法实时、有效地重建内部缺陷来进行动态监测,提出了一种利用双视角投影数据进行CT重建来检测缺陷的方法。首先,该方法利用深度学习模型进行双视角下发动机内结构重建,完成二维到三维的跨维度重建; 然后,利用无监督异常检测算法对双视角下投影图像进行缺陷检测及定位,获取缺陷区域坐标; 最后,利用视差原理在三维结构体中重建缺陷,从而可以实时得到发动机内部三维结构,达到动态监测目的。利用仿真数据与模拟工件数据进行实验,实验结果表明,该方法仅利用双视角下的投影图像即可有效完成三维重建以进行缺陷检测。相比于现有的基于深度学习的超稀疏重建算法,无需缺陷区域先验信息。
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高志达,陈友兴,吴其洲,等.旋压圆筒孔洞缺陷检测及特征信号盲提取研究.固体火箭技术,2023,46(02):297-303.
GAO Zhida, CHEN Youxing, WU Qizhou, et al.Research on hole defect detection and characteristic signal blind extraction of spinning cylinder[J]. Journal of Solid Rocket Technology,2023,46(02):297-303.
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在固体火箭发动机金属壳体旋压成型过程中,针对旋压纹理所造成的检测回波信号混叠问题,提出了基于变分模态分解-快速独立成分分析(VMD-Fast ICA)和频域相关系数的旋压圆筒缺陷超声信号分离与提取方法。首先,利用频谱分析方法确定混叠信号的源信号个数,在此基础上采用VMD算法对实验信号进行分解和重构得到观测信号; 其次,利用Fast ICA算法对观测信号进行盲源分离,通过计算独立分量与参考信号频域之间的相关系数,来判断各独立分量频域线性聚集性强弱,实现混叠信号的最优分解; 最后,采用范数识别缺陷特征信号,利用小波阈值对其进行降噪后成像。实验结果表明,该方法能有效分离和提取出混叠信号中的缺陷回波信号,缺陷成像效果优于小波阈值方法和VMD-小波阈值方法,可实现对旋压圆筒孔洞缺陷的准确检测。
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戴俊杰,宣兆龙,李天鹏,等.固体火箭发动机药柱CT图像缺陷分析技术研究进展.固体火箭技术,2023,46(01):138-146.
DAI Junjie, XUAN Zhaolong, LI Tianpeng, et al.Review on CT image defect analysis technology for solid rocket motor[J]. Journal of Solid Rocket Technology,2023,46(01):138-146.
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药柱缺陷是影响固体火箭发动机安全工作的重要因素。为确保固体火箭发动机的安全性,需要对药柱进行无损检测,通过对三种主要的无损检测方法进行比较分析,认为工业CT探伤是目前最有效的检测手段。分别从图像缺陷分割和缺陷特征识别两方面综述传统的缺陷分析方法。深度学习的快速发展为药柱CT图像缺陷分析提供了新的研究思路,而且基于深度学习的方法将提高缺陷分析效率和算法的鲁棒性,为实现图像缺陷分割及缺陷识别一体化提供技术途径。分别从基于目标检测的缺陷特征识别、基于全卷积神经网络的缺陷分割和基于Mask R-CNN的缺陷分析三方面对深度学习在药柱CT图像缺陷分析的应用进行了总结和分析。
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姚东,高波,何兵,等.激光激发模式下超声信号与结构健康状态的相关性研究进展.固体火箭技术,2023,46(01):147-157.
YAO Dong, GAO Bo, HE Bing, et al.Progress on the correlation between ultrasonic signal and structural health under laser excitation mode[J]. Journal of Solid Rocket Technology,2023,46(01):147-157.
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面向激光激发模式下超声信号与结构健康状态的相关性,在分析技术难点的基础上针对性总结了面向压电测量的成像法、面向激光测量的解析法。成像法方面,得益于压电传感器的阵列化部署以及新型压电传感器的阵列化发展,结构信号测量可获得足够的数据维度和丰度,扫描、相控阵等传统成像方法均取得较好效果,时间反转、时域合成孔径等超分辨成像方法进一步解决了波长减小带来的分辨率提升与衰减率增加之间的矛盾; 解析法方面,激光测量单点位、小区域的特点与激光激发的超声时频模式混叠、超声信号强度不足等难题叠加,以数值仿真或标样实验等结果作为操作信息的数据解析技术将相关性研究处理为数据挖掘活动,并通过与决策树算法、人工神经网络等人工智能技术的融合,展现了分析效率高、参数覆盖全等优势。从应用效果来看,建议重点围绕超分辨成像算法与算力的匹配、数据解析参数规模与表征有效性的协调等问题开展后续工作。
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相恒升,程博,张成飞,等.固体火箭发动机尾焰中颗粒速度的粒子轨迹法测量.固体火箭技术,2023,46(05):787-796.
XIANG Hengsheng, CHENG Bo, ZHANG Chengfei, et al.Measurement of particle velocity in the plume of a SRM by particle streak velocimetry[J]. Journal of Solid Rocket Technology,2023,46(05):787-796.
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固体火箭发动机尾焰中存在浓密的小尺寸颗粒和稀疏的大尺寸颗粒。利用高速相机直接对尾焰进行拍摄,采用粒子轨迹法对尾焰中大颗粒速度测量。粒子轨迹法测速的关键是正确识别粒子轨迹并确定其长度,为此发展了从图像中判别粒子轨迹的算法,提出了确定轨迹长度的一维拟合算法。通过对模拟粒子轨迹图像的计算分析,检验了一维拟合算法的计算效率和精度。利用文中发展的粒子轨迹法对固体火箭发动机尾焰中大尺寸颗粒进行了全流场速度测量。测量结果展示了尾焰中粒子速度随时间的演化,揭示了在超音速尾焰中大尺寸粒子速度随着距喷管出口距离的增加而衰减的定量特征。在全部测量区域内及测量时间内,没有观察到粒子速度的突变,这表明大颗粒的运动速度没有受到尾焰中激波的影响。该测量手段为固体火箭发动机尾焰中大尺寸颗粒的速度测量提供了新的选择。
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陈佳辉,吴佳佳,强科杰,等.一种基于蓝紫光的固体火箭发动机羽流烟雾特征信号在线测量方法.固体火箭技术,2023,46(03):482-487.
CHEN Jiahui, WU Jiajia, QIANG Kejie, et al.On-line measurement method for plume smoke characteristic signals of solid rocket motor based on blue-violet light[J]. Journal of Solid Rocket Technology,2023,46(03):482-487.
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为实现固体火箭发动机工作状态下羽流烟雾特征信号在线测量,消除羽流辐射对烟雾测量的影响,采用406 nm蓝紫光激光器、蓝紫光滤波片与350～1020 nm波段光纤光谱仪搭建了固体火箭发动机羽流烟雾特征信号测量系统,并将其应用于标准φ118 mm试验发动机羽流烟雾光透过率测量。结果表明:采用406 nm蓝紫光激光器与蓝紫光滤波片组合探测方案可消除羽流辐射对烟雾光透过率测量的影响; 19%铝含量聚醚推进剂相同工况下两次实验发动机羽流烟雾光透过率相对偏差为5.80%,验证了该方法具有较好测量重复性; 对于不同工况HTPB推进剂发动机试验,在相近燃烧室压强下,随着推进剂铝含量提高,羽流凝相粒子体积浓度增加,羽流烟雾光透过率降低; 针对相同配方HTPB固体推进剂,随着燃烧室压强的提高,羽流凝相粒子体积浓度降低,烟雾光透过率提高。因此,采用该方法可以实现固体火箭发动机工作状态下羽流烟雾特征信号在线测量与表征,有效简化烟箱/烟道收集法实验操作流程,为低特征固体推进剂配方及发动机性能优化及羽流烟雾特征信号产生机理研究等提供有效的测试评价手段。
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肖佳琳,刘浩,刘鎏.基于光纤测试技术的固体发动机壳体卡环接头复杂结构受力分析.固体火箭技术,2023,46(04):621-628.
XIAO Jialin, LIU Hao, LIU Luang.Mechanical behavior analysis on special snap ring joint structure of SRM case based on optical fiber sensing technology[J]. Journal of Solid Rocket Technology,2023,46(04):621-628.
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针对固体火箭发动机壳体卡环接头复杂部位应力-应变分析问题,为解决因卡环接头结构特殊导致在复杂部位无法布设应变片或测量效果不理想的难题,采用光纤传感器对卡环接头结构进行局部应变测量并与有限元仿真结果、传统应变片测量结果进行对比。结果表明,与仿真结果对比测量误差不超过8.2%,与传统应变片测量结果对比误差不超过6%。光纤传感器测量法解决了卡环接头结构复杂隐蔽部位应变测量难题,揭示了卡环结构接头的应力-应变状态,为发动机故障的检测及预示提供基础。
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郝雪帆,曹涛锋,张虎.固体火箭发动机内部热环境测量技术现状.固体火箭技术,2023,46(02):313-327.
HAO Xuefan, CAO Taofeng, ZHANG Hu.Review of experimental measurement for internal thermal environment of solid rocket motor[J]. Journal of Solid Rocket Technology,2023,46(02):313-327.
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热防护系统的设计水平对固体火箭发动机的性能有着重要影响,准确获得发动机内部热环境参数是对其热防护系统进行精细化设计的前提。为全面了解国内外固体火箭发动机内部热环境实验测量现状及相关测量技术,从固体火箭发动机内壁面温度、总热流和辐射热流测量三个方面对国内外相关研究进行了调研,总结了各类测量方法的原理、特点及应用现状,并对这些方法用于固体火箭发动机内部热环境测量进行了评述和展望。该文可为开展固体发动机热环境原位动态测试提供方案选型依据,进而支撑热防护系统的精细化设计和内部热环境精细仿真预示方法的发展。
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胡海航,樊荣,杨杨,等.基于蓝光阴影图像法的固体推进剂药条燃速测量方法.固体火箭技术,2023,46(04):644-652.
HU Haihang, FAN Rong, YANG Yang, et al.Measuring method for burning rate of solid propellant based on blue-light shadow imaging method[J]. Journal of Solid Rocket Technology,2023,46(04):644-652.
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针对图像法固体推进剂药条燃速测量方法受火焰辐射影响问题,提出蓝光阴影图像法固体推进剂药条实时燃速测量方法,搭建相应的实验测量系统并进行燃速测试。在常压下利用该方法对药条A进行了5次重复性实验,开展了6种不同配方推进剂药条燃速测试,将蓝光阴影图像法得到的拟合燃速与靶线法测试结果进行对比,并对6种药条的实时燃速进行分析。结果表明,与直接成像法比较,蓝光阴影图像法可有效消除燃面处火焰自发辐射影响,提高燃面识别精度; 对药条A进行的重复性实验中,平均值为2.534 mm/s,标准差为0.034 mm/s,扩展不确定度为0.069 mm/s,表明方法具有较高的稳定性; 6种药条的拟合燃速与靶线法燃速结果对比,最大相对偏差为3.7%,说明该方法具有较高的测量精度。分析6种药条实时燃速的波动性发现,燃速高的药条往往其波动性较大,燃速接近时药条的波动性主要受药条配方的影响。
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邓亮亮,屈文忠,白小平,等.固体火箭发动机界面脱粘检测的深度学习方法.固体火箭技术,2022,45(05):779-787.
DENG Liangliang, QU Wenzhong, BAI Xiaoping, et al.Deep learning method for interface debonding detection of solid rocket motor[J]. Journal of Solid Rocket Technology,2022,45(05):779-787.
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针对大型固体火箭发动机界面脱粘现场快速自动化无损检测的需求,提出了一种基于局部共振谱无监督深度学习算法的界面脱粘检测方法。局部激励固体发动机壳体外表面,压电智能条带采集局部共振谱响应信号,采用完好界面的响应信号训练卷积自编码器(CAE),提取界面状态特征参数并训练单类支持向量机(OCSVM),训练完成的CAE及OCSVM即可用于处理界面粘接状态未知的响应信号,判别界面脱粘状态。对某大型固体火箭发动机进行了现场检测试验,分别使用主成分分析(PCA)、t-分布随机邻域嵌入(t-SNE)与CAE对采集到的信号进行特征提取, 通过OCSVM进行脱粘状态识别。结果表明,CAE结合OCSVM的方法对界面脱粘与界面虚粘的检测率均优于另外两种方法。文中所提方法只需使用完好界面的局部共振谱响应信号对CAE及OCSVM进行深度学习训练,不需要人工判别,为固体火箭发动机界面脱粘状态的现场快速自动化检测提供一种新的思路和方法。
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刘洋,张渝,周岳松,等.嵌银丝包覆药柱盲孔自动安全加工及检测技术.固体火箭技术,2022,45(02):300-307.
LIU Yang, ZHANG Yu, ZHOU Yuesong, et al.Automatic safety processing and detection technology for blind hole of coated grain embedded with sliver wire[J]. Journal of Solid Rocket Technology,2022,45(02):300-307.
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针对嵌银丝包覆药柱整形过程中的盲孔加工质量和安全要求,提出了一种包覆药柱盲孔自动安全加工及检测技术。首先,通过已标定的工业相机采集药柱端面图像,并进行数字化图像处理,获取银丝坐标数据后进行自动对位钻孔; 然后,利用基于压缩空气吹吸原理的多余物清理组件清理盲孔内多余物,并用识别算法对孔内残留药屑进行检测并量化评分; 最后,通过红外温度传感器对加工温度进行监测,并通过温度仿真和工艺试验分析了不同加工参数对钻削温度影响。结果表明,盲孔端面银丝识别率超过99%,钻孔位置精度满足不大于φ0.25 mm的要求; 盲孔内多余物被高效吹净,且检测算法适用性好; 加工温度有效控制在50 ℃安全阈值内。综上,该技术可有效保障嵌银丝包覆药柱盲孔成型质量和安全性,可满足批量生产应用。
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李宝星,舒慧明,朱佳佳,等.基于光纤光栅传感器的湿法缠绕包覆工艺中固体推进剂药柱动态应变测试技术.固体火箭技术,2022,45(03):460-466.
LI Baoxing, SHU Huiming, ZHU Jiajia, et al.FBG sensor-based dynamic strain measurement of solid propellant grain in wet-winding process[J]. Journal of Solid Rocket Technology,2022,45(03):460-466.
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为研究固体推进剂在湿法缠绕包覆工艺过程中的应变特性,基于光纤光栅传感器,搭建了固体推进剂药柱在连续缠绕包覆中的动态应变测试系统,以实现对压伸成型的改性双基推进剂在湿法缠绕包覆工艺中的动态应变进行测试,分析了不同缠绕层数下的药柱受到的应变情况和固化过程的应变特性及其原因。结果表明,基于光纤光栅传感器的固体推进剂药柱湿法缠绕包覆工艺中动态应变测试技术,能够准确测试出湿法包覆缠绕工艺中固体推进剂所受到应变的变化特性,恒定的缠绕张力和送纱速率作用下,当前缠绕层会对已缠绕层的张力产生一定的放松作用,表现出“放松效应”; 固化过程中树脂放热和降温时的收缩是导致药柱表面产生应变的主要因素; 在整个工艺中,推进剂药柱表面受到的应变均在其结构最大破坏应变2.5%范围内,能够满足湿法纤维缠绕包覆工艺。基于光纤光栅传感器的固体推进剂药柱湿法缠绕包覆工艺中动态应变测试技术,可为推进剂药柱在湿法纤维缠绕包覆工艺中受到的动态应变特性研究提供有利的技术支撑。
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白小平,王正安,屈文忠,等.一种大型固体火箭发动机界面脱粘缺陷的无损检测方法.固体火箭技术,2021,44(03):420-426.
BAI Xiaoping, WANG Zhengan, QU Wenzhong, et al.A nondestructive test technique for interfacial debonding defect of large-scale solid rocket motors[J]. Journal of Solid Rocket Technology,2021,44(03):420-426.
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针对列装部队服役产品现场开展固体火箭发动机燃烧室界面粘接质量无损检测的需求,研制了一种针对大型固体火箭发动机燃烧室推进剂/衬层/绝热层界面脱粘缺陷的无损检测系统。该系统基于机电阻抗频率响应函数方法,由多通道高速数据采集设备、压电主被动传感晶片、激励装置和软件评估系统组成,利用激励装置敲击固体发动机壳体待测结构表面,通过LabVIEW数据采集程序测得响应信号,根据机电阻抗频响波形特征及波峰数量判断界面脱粘缺陷。当燃烧室绝热层/衬层/推进剂界面结构完好时,频响函数曲线仅有一个明显平滑的主波峰,当燃烧室绝热层/衬层/推进剂界面出现脱粘缺陷时,频响函数曲线的波峰数量增加,呈现明显的锯齿波形状。该方法便捷高效,非常适用于大型固体火箭发动机总装后整体产品燃烧室界面粘接质量的快速野外排查,也可进行长期的燃烧室界面状态健康监测。
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任立衡,金永,王召巴,等.基于激光点云的固体火箭发动机热防护层厚度的测量方法.固体火箭技术,2021,44(01):112-117.
REN Liheng, JIN Yong, WANG Zhaoba, et al.Measurement method of thermal protection layer thickness of solid rocket motor based on laser point cloud[J]. Journal of Solid Rocket Technology,2021,44(01):112-117.
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为实现固体发动机热防护层厚度的精确测量,提出了一种基于激光扫描的热防护层厚度检测方法。首先通过点激光传感器采集到有无热防护层固体火箭发动机内型面的位移值,利用坐标转换法将采集到的位移值转换成为能够表征待测型面的三维点云数据,然后采用基于K-D Tree的精简法对点云数据进行精简。最后利用轴线上一点以及其方向向量估计回转轴确定点云数据的投影面,提取投影后点云数据的几何信息,得到了一系列距离差值,即热防护层的厚度。结果表明,该方法计算获得的值和实测值之间的差异小于2%,可实现对固体火箭发动机热防护层厚度的非接触式测量。
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林新东,冉冲,钟织富,等.基于机器视觉的固体发动机摆动喷管空间位姿的实时测量技术.固体火箭技术,2021,44(06):825-831.
LIN Xindong, RAN Chong, ZHONG Zhifu, et al.Real time measurement technology for space pose of solid rocket motor swing nozzle based on machine vision[J]. Journal of Solid Rocket Technology,2021,44(06):825-831.
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针对固体发动机摆动喷管在空间多自由度下的摆心、摆角等参数测量问题,提出了一种基于摄影测量+机器视觉的实时测量方案,采用了单目位姿实时测量技术实现了摆动喷管的空间位姿测量。通过在摆动喷管上粘贴人为设计的靶标,使用单目相机对靶标实时成像,再通过二值化、轮廓提取等数字图像处理技术,对靶标进行定位与跟踪,得到靶标的空间运动轨迹。然后,对靶标的运动轨迹进行计算,通过轨迹拟合等数据处理方法,对靶标的运动轨迹进行拟合,利用截面法计算得到摆动喷管运动的瞬时轴线,建立瞬时轴线和摆动喷管摆心、摆角的计算模型,最终实现了摆动喷管空间位姿的测量。通过实验测量得到了摆动喷管摆心位置分布以及摆角大小,验证了方案的可行性与正确性。实验结果表明,该方法在保证测量精度的前提下,有效提高了测量效率和稳定性,并实现了实时测量,在实际工程中具有良好的应用前景。
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曾雪峰,常俊杰,万陶磊,等.基于空气耦合超声兰姆波技术的固体火箭发动机脱粘检测研究.固体火箭技术,2020,43(04):524-531.
ZENG Xuefeng, CHANG Junjie, WAN Taolei, et al.Debonding inspection for solid rocket motor based on air-coupled Lamb wave technology[J]. Journal of Solid Rocket Technology,2020,43(04):524-531.
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为提高粘接结构超声无损检测效率，实现SRM粘接结构非接触快速质量检测，采用空耦超声兰姆波技术进行研究。使用同侧兰姆波对粘接结构中兰姆波传播过程进行模拟，结合仿真和实验分析了不同脱粘缺陷尺寸对信号幅值影响以及不同模态兰姆波对缺陷的灵敏度，并使用异侧兰姆波法对不同尺寸缺陷进行检测；使用正交方向线扫查信号采集方式得到脱粘区域幅值曲线，并使用6 dB法进行缺陷定量；使用同侧兰姆波概率损伤算法和异侧兰姆波自动扫查技术对脱粘缺陷进行定位成像，并使用C扫描对结果进行验证。结果表明：使用同侧兰姆波幅值随缺陷尺寸增大而增大，仿真与实验结果基本一致，检测灵敏度高的兰姆波模态离面位移分量大，而使用异侧兰姆波时缺陷会导致信号能量急剧衰减；使用6 dB法当缺陷尺寸较大时误差较小，而当缺陷尺寸较小时误差较大，总体上幅值趋势曲线能够表征缺陷区域；概率成像和异侧兰姆波扫查技术能够快速、有效地对缺陷进行定位，缺陷轮廓清晰，对比C扫描成像提高了成像质量。所研究内容为空耦超声实际检测提供良好基础。
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张松涛,金东晖,屈文忠,等.基于柔性传感器的固体火箭发动机界面应力监测.固体火箭技术,2020,43(04):511-517.
ZHANG Songtao, JIN Donghui, QU Wenzhong, et al.Interface stress monitoring of solid rocket motor with embedded flexible sensor[J]. Journal of Solid Rocket Technology,2020,43(04):511-517.
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为实现对固体火箭发动机装药结构试件界面应力的实时原位监测，提出了一种基于柔性传感器的界面应力测试方法，分别将柔性压阻传感器与柔性电容传感器预先埋入装药结构试件界面中，通过拉伸机进行扯离实验和剪切实验。结合NI虚拟仪器系统和LabVIEW图形化软件搭建装药结构界面应力监测系统，在试件扯离和剪切过程中通过对传感器的输出电阻和电容的实时监测以研究装药结构试件的界面应力变化情况。实验结果表明，随着扯离和剪切实验进行，柔性压阻传感器输出电阻由374.7 Ω增大至3705 Ω，正应力大小由0.408 5 MPa减小至0.029 7 MPa；柔性电容传感器输出电容由298 pF减小至296.7 pF。验证了嵌入式柔性传感器监测和表征装药结构试件界面应力的可行性以及装药结构界面应力监测系统的可靠性。
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张焘,张卫平,张浩,等.光纤光栅传感器在固体推进剂内部应变测量中的试验研究.固体火箭技术,2020,43(04):518-523.
ZHANG Tao, ZHANG Weiping, ZHANG Hao, et al.Experimental study on fiber Bragg grating sensor in the internal strain measurement of solid propellant[J]. Journal of Solid Rocket Technology,2020,43(04):518-523.
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针对固体推进剂内部应变监测的难题，采用仿真与试验相结合的方法，开展了光纤光栅（FBG，Fiber Bragg Grating）传感器在固体推进剂内部应变的测量研究。研究中采用增加增敏结构的方法解决FBG应变测量传感器与固体推进剂的变形协调性问题，通过数值仿真初步筛选了增敏球尺寸，结合仿真结果设计并加工了植入4种不同结构（不带增敏结构和带有Φ2 mm、Φ3 mm、Φ4 mm增敏小球）的FBG应变测量传感器的固体推进剂试件，并对试件开展不同加载速率下的拉伸及压缩试验。结合试验结果分析了增敏小球直径、加载方式与加载速率对固体推进剂内部应变测试结果的影响，获得了内埋FBG传感器的固体推进剂内部应变变化规律。研究表明，采用增敏小球结构可有效解决FBG应变传感器与固体推进剂的变形协调性问题，大幅提高应变测量的灵敏度与传递效率，且增敏小球直径越大传递效率越高。所得研究成果可为FBG传感器用于固体发动机药柱应变监检测提供技术支撑。
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