固体火箭发动机故障诊断技术现状及发展思考

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具有故障诊断功能的航天器技术研究

具有故障诊断功能的航天器技术研究航天器是人类在研究外太空和探索宇宙时运用的一种载具。

作为人类科技开发历程的重要成果，航天器在发展初期便面临着各种因素导致的故障问题。

严格来说，各种环境因素对航天器的干扰可能会导致航天器某些部件损坏，或者板载电子设备和计算机程序系统失效等方面产生故障。

在过去的几十年中，航天器故障的诊断和发现一直是一个难点。

航天器在太空中的运行时间长，一旦发生故障，人类手动进行诊断和检测困难重重。

针对这种情况，具有故障诊断功能的航天器技术应运而生，为航天器科技发展注入了新的动力。

一、故障诊断技术在航天器中的作用航天器工作环境的复杂性，让它处于遥感状态下，操作和人工诊断不可能实现。

因此，在航天器中使用自动故障诊断系统，可提高诊断效率，减少人工诊断时间，大大提高飞行安全性。

此外，在太空环境中，航天器严重受限于能源和人力，因此采用自动化诊断系统的航天器，可以节省能源和物力资源，为未来进行深空探测提供了便利条件。

故障诊断技术在卫星和航天器系统中的贡献得到了广泛认可。

现有的航天器故障诊断技术主要使用自适应、故障预测和模糊控制等方法来进行自动化诊断。

以下简要介绍三种故障诊断方法：1. 自适应故障诊断自适应故障诊断可针对航天器的故障特性和航天器的特定属性进行自适应调节。

该方法适用于检测航天器发动机和燃料系统的故障。

2. 故障预测故障预测技术可通过扫描各种传感器数据，确认航天器系统的操作特征，利用算法在未来的运行中预测发生的故障。

这种策略主要适用于神经网络模型。

3. 模糊控制模糊控制法，也称模糊逻辑控制，可以将模糊逻辑应用于控制系统中，通过调整参数进行求解，可检测出各种航天器参数的变化。

二、发展现状展望尽管航天器故障诊断技术在过去几年中已经取得了巨大的进展，但目前仍有许多挑战需要克服。

第一个方面是故障诊断模型的选择。

每个航天器模型本身都有特定的复杂性，需要对各种模型进行精细的调整来实现故障诊断准确性的提高。

应用于航空发动机的故障诊断技术研究

应用于航空发动机的故障诊断技术研究随着航空工业的迅速发展，航空发动机也不断地升级更新。

然而，由于航空发动机的高要求和复杂性，故障诊断一直是一个难以解决的难题。

因此，越来越多的科学家和工程师开始使用各种技术来实现航空发动机的故障诊断。

本文主要探讨应用于航空发动机的故障诊断技术的研究现状和未来趋势。

一、研究现状航空发动机的故障诊断一直是一个急需解决的问题。

研究表明，在飞行中，机组人员面对的很多问题都是由于发动机故障引起的。

因此，如果能够尽早诊断并修复发动机故障，不仅能够保障飞行的安全性，还可以节约维修成本，提高飞行效率。

目前，应用于航空发动机故障诊断的技术主要包括：1. 传感器数据分析航空发动机的运行状态可以通过传感器收集到的数据进行分析。

工程师可以使用数据挖掘技术，将传感器数据与历史数据进行比较和分析，从而发现异常。

这种方法的优点在于可以快速诊断故障，并对机组人员提供及时的修复建议。

2. 声学分析声学分析是一种分析发动机工作声音的方法。

通过对发动机的声音进行测量和分析，可以确定任何异常噪音的发生。

这种方法可以快速定位问题所在，并且不会影响飞机性能。

3. 人工智能人工智能技术也可以用于航空发动机故障诊断。

利用神经网络等方法，可以对传感器数据进行精确且高效的分析和处理。

虽然这种方法的开发和训练需要大量的数据和时间，但它的精度和准确性非常高。

二、未来趋势随着技术的发展和研究的深入，应用于航空发动机的故障诊断技术也在不断发展和演变。

以下是未来可能的一些趋势：1. 无人机技术随着无人机技术的发展，无人机使用的发动机技术也将会增加。

由于无人机的数量将会大幅增加，针对无人机的故障诊断技术的需求也将越来越大。

2. 大数据分析随着传感器和其他设备的数目不断增加，航空发动机产生的数据量也将大幅增加。

在这种情况下，大数据分析技术将成为一种极为重要的技术。

利用大数据分析技术，可以分析海量数据，并准确地预测未来可能出现的故障。

固体火箭发动机点火装置的技术现状和发展趋势

由于采用了弹底排气技术，程由原来的３ｍ增大到４射２ｋ５已经不能满足由新概念
和新原理形成的弹药系统的要求，系统性的新型点火系统成
为各国火工界重要的研究方向。
的主要形式。火箭和底排复合增程技术的研究与应用使炮
第３２卷
第ｌＯ期
四川兵工学报
２１０１年１０月
【武器装备】
固体火箭发动机火置的技术现状点装和发展趋势
孙骑，家惠曲
１０５）１１９
（沈阳理工大学装备工程学院，阳沈
摘要：对点火具、火药、点点火药盒和延期点火技术的研究现状和发展趋势进行了分析和总结，出：指半导体桥（ＣＳＢ）
．
ＳＮＱ，Ｑｉ－ｕＵｉｕＪａｈｉ
（ｃｏｌｆｑｉｍｎｎｉｅｒｇＳｅｙｎｎｖｒｔｆｅｈｏｏｙａｄＳｉｃ，ｈｎａｇ１０５，ＣｉａＳｈｏｏｕｐｅｔｇｅｎ，ｈｎａｇＵｉｓｙｏｃｎｌｇｎｃｎｅＳｅｙｎ１１９ｈｎ）ＥＥｎｉｅｉＴｅ
Ａｂｓｒｃ：Ｔｈｐｒｍａｅｔｅａａｙｉｎｕｔａｔｅｐａｅｄｈｎｌｓｓａｄｓｍｍａｙｆｒｐｅｅｔｓｔａｉｎａｄｄｖｌｐｍｅｔｔｅｄｏｒ－ｒｏｒｓｎｉｔｎｅｅｏｕｏｎｒｎｆｐｏｔｉｅｔｃｎｌｇｎｉｔｔｘｌｓｖｅｉｅ，ｉｎｉｏｏｆｒｅｈｏｏｙｉｎｉａｉｇｅｐｏｉｅｄｖｃｉｎｇｔｎｐｗｄｅ，ｉｎｔｎｋｔａｄｄｌｙｆｒｎｅｈｉｕｉｒｇｉｉｉｎｅａｉｇｔｃｎｑｅ．Ａｎｏｉｄｉｐｉｔｕｈｔｔｅｓｍｉｏｄｃｏｒｄｅａｎｉａｉｇｅｐｏｉｅｄｖｃｓａｅｔｅｉｅｌｒｐｌｃｍｅｔｐｏ — ｔｏｎｓｏｔｔａｈｅｃｎｕｔｒｂｇｎｄｉｔｔｘｌｓｖｅｉｅｒｈｄａｅａｅｎｒｄｉｉｎｕｔｏｏｒｄｅｗｉｅｅｅｔｃｉｉｉｔｎｘｌｓｖｅｉｅ，ｈｘａｓｏｚｅｆｍａｓｍｏｅｉｏａｔｒｌｃｆｈｔｂｇ — ｒｌｃｒｎｔａｉｇｅｐｏｉｅｄｖｃｔｅｅｈｕｔｎｚｌｌｐｌｙｒｍｐｒｎｏｅｉｉｉｔｉｒｎｒｓｕｅｍａｎｇｕｐｅｃｐｒｄｉｏａａｎｆｉｇｐｅｓｒｋｉｘｅｔｔａｔｎｌｄｍｐ— ｒｏｎｕｔｒｏｃｉｎ，ａｄｉｉｈｅｍａｎｒｓａｃｉｉｐｏｆａｄｄｓｐｏｆａｔｏｎｔｓｔｉｅｅｒｈｄｒｃｉｎｔｅｅｏｈｎｅｌｇｎｅｃｎｄｃｏｒｄｅｉｎｔｏｅｈｎｑｅａｈｗｔｒａｆｉｎｉｏｉｅｔｏｏｄｖｌｐｔｅｉｔｌｉｅｔｓｍｉｏｕｔｒｂｉｇｇｉｎｔｃｉｕｎｄｔｅｎｅｍａｅｉｌｏｇｔｎｉｉｋｔｆｒｔｅｒｓａｃｆｉｉａｉｘｌｓｖｖｃ．ｉｏｈｅｅｒｈｏｎｔｔｉｎｇｅｐｏｉｅｄｅｉｅ

航空航天行业中的火箭发动机技术研究现状

航空航天行业中的火箭发动机技术研究现状随着科技的不断进步，航空航天行业中的火箭发动机技术也在不断发展。

火箭发动机作为推动飞行器向太空进行推进的核心部件，对于航天事业的发展至关重要。

本文将对当前航空航天行业中火箭发动机技术的研究现状进行探讨。

火箭发动机技术的发展可以追溯到二十世纪初，当时人们开始意识到航天这一领域的重要性。

经过多年的努力，火箭技术已经取得了长足的发展。

目前，航空航天行业中的火箭发动机技术可以分为液体火箭发动机和固体火箭发动机两大类。

液体火箭发动机是指利用液体燃料和氧化剂进行燃烧的发动机。

液体火箭发动机具有推力大、推力调节范围广、运行可靠性高等优点。

从技术上讲，液体火箭发动机要求燃料和氧化剂能够在极端环境下保持稳定，并且能够快速点火和燃烧。

目前，航天机构和航空航天公司正在研究和开发新型的液体火箭发动机，以提高其性能和可靠性。

固体火箭发动机是指利用固体燃料进行燃烧的发动机。

相比于液体火箭发动机，固体火箭发动机具有结构简单、质量轻、制造成本低等优点。

然而，由于固体燃料的性质，固体火箭发动机在推力调节和点火可靠性方面存在挑战。

因此，航空航天领域正在积极研究固体火箭发动机技术，力求提高其可调节性和安全性。

除了传统的液体火箭发动机和固体火箭发动机，人们还在研究和探索新型的火箭发动机技术。

其中一个热门研究领域是电离火箭发动机。

电离火箭发动机利用离子推进剂进行推进，具有高效、低推力和长寿命等特点。

这种发动机适用于长时间太空探索任务，如深空探测、卫星轨道修正等。

虽然电离火箭发动机技术仍处于发展初期，但其前景十分广阔。

此外，推动火箭发动机技术进一步发展的因素之一是材料科学的进步。

新型材料的研发和应用，能够极大地改善火箭发动机的性能。

例如，新材料能够提高发动机的耐高温性能，增强结构的强度和减轻重量。

材料科学的进步使得火箭发动机能够在更为恶劣的环境下运行，为未来航天探索提供了更多可能性。

总结而言，航空航天行业中的火箭发动机技术研究正在不断发展。

固体火箭发动机点火装置的技术现状和发展趋势

固体火箭发动机点火装置的技术现状和发展趋势
固体火箭发动机点火装置是指用于启动和点燃固体火箭发动机的装置。

它在火箭发射中起到至关重要的作用，决定着火箭的成功与否。

下面将介绍固体火箭发动机点火装置的技术现状和发展趋势。

目前，固体火箭发动机点火装置主要采用火花点火技术和发火绳点火技术。

火花点火技术是通过在点火装置中产生火花，点燃发动机内的固体燃料，从而引发燃烧过程。

而发火绳点火技术则是利用发火绳的快速燃烧，产生高温火焰，点燃固体燃料。

在技术发展方面，固体火箭发动机点火装置正朝着更安全、可靠和高效的方向发展。

一方面，研究人员致力于改进点火装置的可靠性，以确保在各种环境条件下都能成功点火。

例如，通过优化点火装置结构，改进点火系统的敏感性和响应时间，以提高点火成功率。

另一方面，研究人员还在探索新的点火技术和材料，以提高点火效率和安全性。

比如，采用高能点火技术，如激光点火和电磁点火，可以使点火过程更加精确和可控。

此外，新材料的应用也可以改善点火装置的性能，如使用高温材料提高点火装置的耐热性能。

除了技术的改进，固体火箭发动机点火装置还面临着自动化和智能化的发展趋势。

随着人工智能和无人系统的发展，研究人员正在探索如何利用自动化技术实现火箭发射过程中的点火操作，以减少人为因素对点火结果的影响，并提高整个发射过程的安全性和效率。

总的来说，固体火箭发动机点火装置的技术现状正在不断改进和发展，以满足日益复杂和高要求的火箭发射任务。

通过提高可靠性、点火效率和自动化水平，可以进一步提升固体火箭发动机的性能和可用性。

固体火箭发动机装药缺陷失效判定研究的发展和展望

!!文章编号!1006-2793(2004)02-0126-04固体火箭发动机装药缺陷失效判定研究的发展和展望!邢耀国9杨欣毅9董可海9刘海峰(海军航空工程学院机械工程系9烟台!264001)摘要!阐述了近年来固体火箭发动机装药缺陷失效判定研究的一些进展!目前世界各国还未发现统一而完善的缺陷失效判定方法"根据最近相关领域新技术的出现与军事斗争的需要!展望了这一研究领域未来的发展趋势"关键词!固体推进剂火箭发动机#装药#缺陷#失效判定中图分类号!V 512文献标识码!APro g ress and p ros p ect of t he research on f ail ure criteri-on f or p ro p ell ant g rai ns w it h defects i n SR MX I NG Yao-g uo 9YANG X i n-y i 9D NG Ke-hai 9LI U ~ai-f en g //D e p art m ent of M echanical En g i neeri n g 9NAE I 9Yantai !2640019Chi na .Abstract So m e p r o g ress of t he research on f ail ure criteri onf or p r o p ellantg rai ns W ith def ectsi n SR Mi n recent y ears is dis-cussed i n t his p a p er .No nor m alized m et hod of def ect f ail ure cri-teri on has been f ound i n t he Worl d at p resent .the p r os p ect of devel o p i n g tendenc y i n t his fi el d is p oi nted out accor di n g t o t he ne W p r o g ress of rel ated technol o g i es and t he need f or m ilitar y fi el d .Ke y words soli d p r o p ell ant r ocket en g i ne ;char g e ;def ect ;f ail-ure criteri onl !引言固体火箭发动机的推力一般受装药燃烧表面控制9如果装药燃面发生变化9推力将偏离其设计值特别是当燃烧表面积大大超过设计值时9燃烧室壳体无法承受过高压力9将导致灾难性的燃烧室爆炸整体浇注式固体发动机在固化冷却\长途运输\长期贮存\勤务处理和发射准备期间9药柱内可能产生各种微观裂纹与空穴\宏观缩孔与裂缝9药柱-衬层\衬层-壳体和绝热层-壳体等粘接界面可能发生脱粘9这些缺陷在发动机工作时将产生超1燃烧表面因此9确定有装药缺陷的发动机能否成功地完成发射任务是国内外推进技术领域的重要课题文中在分析国内外装药缺陷失效判定的理论研究现状基础上9展望了该领域未来的发展趋势2!国外装药缺陷失效判定的理论研究现状为保证有装药缺陷的发动机能够完成发射任务9就要研究裂纹和脱粘等缺陷对发动机燃烧室内燃烧过程的影响 20世纪60年代9前苏联的Bel y aev 就开始研究火焰在孤立气孔内的传播速度与气孔几何形状9燃烧室压\推进剂性质和边界条件的依赖关系研究结果表明9火焰在孤立细长孔中的传播速度和最大压力是细孔宽度与深度之比的函数;细孔内过高的压力可能导致细孔尖端的扩展 1]在后来的研究工作中9都把气孔归结为特殊形状的裂缝日本的Godai 在1970年进行了火焰向推进剂窄缝内扩展的实验研究9确定了窄缝宽度的临界值低于该监界值9火焰不能进入窄缝9且该临界值随推进剂燃速的增加而减小 2]美国的Jacobs 在20世纪70年代开始研究裂纹和脱粘的燃烧过程在假定火焰沿尖劈状脱粘通道传播的条件下9发现压力实测值与其一维准静态模型的分析结果是一致的研究表明9摩擦效应和燃气的压缩效应是裂纹内产生超高压力的主要原因 3]Ku m ar 在1980年研究总结了火焰在裂缝内传播的机理和观察到的现象指出固体推进剂内的裂缝腔可能被高温\高压气体充满;裂缝内非正常燃烧过程可能导致比额定值高得多的压力产生如果推进剂气化产生的局部压力上升过快9可能产生强大的压缩波9甚至冲击波9后者可能引起发动机爆炸 4]Kuo K K 研究了药柱变形对裂纹或脱粘通道内燃烧过程的影响9并总结了推进剂药柱的燃烧和结构强度间的耦合效应 5] 研究结果表明9当裂纹很窄和_621_!第27卷第2期固体火箭技术Jour nal of Soli d Rocket technol o gyVol .27No .22004""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""!收稿日期 2003-10-21作者简介邢耀国(1948_)9男9教授9主要从事固体火箭发动机研究燃烧室增压速率很高时沿裂纹的压力波与推进剂的类型和非正常燃速过程有很强的依赖关系Knauss~S cha p er y和Frai sse等人先后研究了粘弹材料中裂纹的发生~扩展速度与时间的依赖关系建立了研究裂纹和脱粘面的扩展模型研究结果表明6"8]:a.裂纹的扩展速度一般是断裂区长度~裂纹尖端处的应力强度因子和推进剂材料性能的函数;b.裂纹扩展的数学模型有不同的形式其基本思想是利用两个固有的辅助手段即缺陷的应变能释放率和材料的断裂阻力来预估缺陷的扩展;当裂纹脱粘)扩展的应变能克服了材料的断裂阻力裂纹脱粘)才会发生扩展;c.对于大变形的粘弹材料裂纹扩展和发动机界面脱粘扩展问题的研究J积分法是较有效的工具1992年Lu Y C对燃烧诱发的推进剂裂纹和界面脱粘扩展现象进行了大量的实验研究和理论分析设计和组装了含裂纹或脱粘的有透明窗的燃烧室用高速摄影仪观察了不同增压速率下裂纹和脱粘的燃烧和扩展情况在所建立的数学模型中考虑了压力波传播~推进剂变形~燃气流动~结构载荷之间的耦合作用并采用时变坐标系统求出了裂纹和脱粘扩展速度的数值解根据实验测得的瞬态裂纹扩展速度和数值计算结果导出了裂纹扩展速度的半经验公式9]针对含有大量固体颗粒添加剂的复合推进剂的材料不均匀问题Ja m es在1996年从宏观力学和微观力学相结合的角度建立了裂纹在复合推进剂中发生和扩展的数学模型使计算结果更加接近试验研究中测得的结果10]L i u C t在对复合推进剂的累积损坏和裂纹扩展问题进行了大量的多手段实验研究和理论分析后指出11]:a.装药中的裂纹不一定导致内弹道性能的不可接受变化或灾难性的结果;b.复合推进剂中裂纹扩展的原因是粘接剂内的微裂纹或粘接剂与添加剂固体颗粒粘接界面的脱粘发展所引起的;c.裂纹的开裂点是随机的1998年Knauss对大变形条件下复合推进剂裂纹尖端的断裂过程进行了全方位观测并用大变形数字图形相关法LDD I C)对其进行了计算经比较证明实测结果与计算结果的差别小于1%通过大量的研究工作后指出12]:a.在裂纹尖端区的应变不均匀度比过去文献所报道的数值大得多其值与添加剂固体颗粒的粒状微结构有关;b.应变的不均匀性支配着裂纹尖端周围的变形场并控制着断裂过程;c.靠近裂纹尖端的开裂区不能用连续材料来描述需采用离散模型;d.界面失效过程极不稳定与添加剂固体颗粒形状~尺寸~颗粒方向及颗粒的相互作用有密切关系随着计算机技术的快速发展最近几年在粘弹材料动态断裂研究领域还相继推出一些新的算法13]在理论研究的基础上一些公司对其生产的固体火箭发动机都制定了相应的装药缺陷判废标准鉴于装药结构缺陷种类繁多~形状各异很难给出文字形式的量化标准20世纪90年代美国着手研制有缺陷发动机工作过程的仿真程序将装药缺陷的类型~形状~尺寸和位置作为输入参数用数值仿真的方法研究其对工作过程的影响以此判定该发动机是否失效报废14]在发动机出厂时故障仿真程序以附件形式提供给用户作为用户在贮存期间发动机状态检测时失效判定的辅助手段但迄今为止尚无公开文献报道实际发动机装药缺陷失效判定的程序和判据3!国内装药缺陷判定领域的研究工作国内从20世纪60年代开始生产自由装填固体火箭发动机70年代开始研制整体浇注的复合推进剂发动机从理论和实践上成功解决了药柱表面裂纹~粘接界面大面积脱粘问题1516]各生产厂家还根据经验制定了所研制发动机的装药缺陷测量和验收技术条件由于受历史条件限制和缺陷失效评定理论研究滞后的影响当时各厂家制定的技术条件都偏于保守后来的贮存试验证明一些缺陷超差很多的发动机在地面点火试验时工作正常内弹道曲线平稳文献17]介绍了国外某些推进剂裂纹扩展研究中所采用的推进剂试件~试验方法~试验条件和所取得的成果;文献18]对推进剂裂纹对流燃烧和扩展问题进行了一系列理论研究并取得一定的成果但缺少试验数据的支持文献19]利用X射线实时成像系统进行了含缺陷固体装药异常燃烧的实验研究;文献20"22]研究了推进剂燃烧条件下裂纹扩展过程和粘接界面脱粘腔扩展过程并得出了在推进剂力学性能和界面脱粘强度恒定的条件下缺陷几何尺寸~周围约束条件和燃烧室增压速率是影响缺陷扩展的主要因素的重要结论到20世纪80年代末大部分导弹基本上已采用固体火箭发动机作为推进装置这些发动机在出厂时主要靠抽样热试车来评估该批发动机的整体质量-721-2004年6月邢耀国等:固体火箭发动机装药缺陷失效判定研究的发展和展望第2期""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""对于具体的发动机只能进行外观检查9而发动机各粘接界面的粘接情况和装药内部的缺陷则无有效的检测手段o由于对发动机装药缺陷心中无数9缺陷在发动机工作过程中的影响也不甚明确9为保证发射安全9工业部门给出的贮存寿命偏于保守o 但多年来使用固体火箭发动机的经验表明9大部分超过贮存寿命的发动机仍能可靠工作o 如果把超期发动机统统销毁9不仅在经济上造成重大损失9而且会污染环境o 为解决这一问题9进行了型号固体火箭发动机装药失效判据的研究o 装药失效判据研制流程图见图1o图l !固体发动机装药失效判据研制流程图F i g .l !F l ow chart of t he research on f ail ure criterion f or p ro p ellant g rai ns w it h defects i n SR M4!未来的发展趋势在发动机点火工作过程中9由于装药缺陷行为的复杂性9目前世界各国尚未发现统一而完善的缺陷失效判定方法o 根据掌握的动态9今后这一领域发展的趋势是Ca .多缺陷耦合作用的研究o 到目前为止9所发表的文献基本是对单个缺陷的研究结果o 但一台发动机不可能只有一处缺陷o 而且随着无损检测设备的不断发展9发动机中存在的微观缺陷会被发现得更多o 多个缺陷在发动机工作过程中的相互耦合作用是影响发动机内弹道特性和结构完整性的重要因素9该问题的研究工作在未来几年会受到进一步的重视ob .发动机全寿命缺陷行为的多学科研究与整体监视技术o 最近在美国国防部提出的整体高性能火箭推进技术计划<I ~PRPt >中9作为其重要组成部分的固体火箭发动机寿命预报项目包括5个阶段C 老化机理研究;未来的化学状态研究;化学特性与力学特性的相关性研究;结构完整性和内弹道特性的分析研究;运用无损检测手段的健康监视技术研究o按着该计划的思路9未来的缺陷行为研究除了从燃烧\燃气流动\宏观和微观力学的角度分析外9还必须考虑发动机贮存过程中的下列因素C<a >由于化学成分迁移和相互作用引起的推进剂化学状态变化;<b >化学状态的变化引起的推进剂力学性能的改变;<c >采用无损检测手段检测出的缺陷几何状态的变化o如果根据无损检测的数据建立每台发动机的健康档案9再辅以少量的抽样静止点火试验9则有望对正在贮存的每台发动机是否失效给出准确的判定oc .宽严有别的装药缺陷失效判据o 考虑到长途运输\长期贮存\勤务处理等因素9生产部门制定的验收标准中对缺陷应该规定得严一些9以确保产品的高质量o参考文献[1]!Bel y aev A F.D evel o p m ent of co mbusti on i n an isol atedp ore [J ].Co mbusti on 9EX p l osi on and Shock W aves 9196995.-821-2004年6月固体火箭技术第27卷""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""[2]!Godai t.F la m e p r o p a g ati on i nt o t he crack of a soli d p r o-p ellant cracks[J].A I AA Jour nal~1970~8.[3]!Jacobs~R.An eX p eri m ental st ud y of t he p ressure distri-buti on i n bur ni n g fla W s i n a soli d p r o p ell ant g rai ns[R].AFRPL-tR-72-108~1972.[4]!Ku m ar M.F la m e p r o p a g ati on and co mbusti on p r ocessesi n soli d p r o p ell ant cracks[J].A I AA Jour nal~1981~19.[5]!Kuo K K.Nonstead y bur ni n g and co mbusti on stabilit y ofsoli d p r o p ellant<Cha p ter11>[M].Price E W~1992. 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固体火箭发动机状态监测和失效判定技术的发展和展望

第21卷第5期海军航航空工程学院院学报V ol.21No.52006年9月JOURNAL OF NA VAL AERONAUTICAL ENGINEERING INSTITUTE Sep.2006收稿日期2006-06-20作者简介邢耀国1948男教授博导硕士.固体火箭发动机状态监测和失效判定技术的发展和展望邢耀国李高春王玉峰沈伟海军航空工程学院飞行器工程系山东烟台264001摘要阐述了近年来固体火箭发动机状态监测领域采用的新技术和固体火箭发动机失效判定研究领域的一些进展根据最近出现的新技术和研究结果展望了该领域未来的发展趋势关键词固体火箭发动机健康监测无损检测失效判定服役寿命中图分类号T J 760.6文献标识码A0引言固体火箭发动机的推力是由燃烧室的压力建立的而压力的大小则依赖于推进剂燃烧表面面积和推进剂药柱的设计结构如果燃面面积或药柱结构发生变化燃烧室的瞬时压力和压力时间关系将偏离设计状态发动机的推力发生变化从而导致发射的失败更为严重的是当燃面面积大大超过设计值时燃烧室壳体的强度无法承受过高压力而发生灾难性的燃烧室爆炸固体发动机在冷却长期贮存长途运输勤务处理和发射准备期间装药内可能产生缩孔和裂缝装药/衬层/壳体粘接面可能发生脱粘这些结构缺陷在推进剂燃烧时可能会进一步扩展随着发动机贮存时间的增加装药的力学性能参数有所下降各粘接面的粘接强度也会发生变化推进剂燃烧时在燃气压力的作用下装药可能产生新的裂缝粘接面可能产生新的脱粘这些现象是导致前述超燃烧表面的主要原因因此研制发现上述缺陷和监视发动机装药老化程度的设备并确定有结构缺陷和长期贮存的发动机能否成功地实施发射任务已成为国内外推进技术领域的热点课题1固体火箭发动机状态监测技术的发展由于固体发动机只能一次性使用因此其测试手段通常采用无损检测至于状态监视只是在个别装有传感器的发动机上进行[1]用其监视结果预报同类发动机的状态美国在上个世纪末也刚刚采用这一技术固体火箭发动机在技术阵地的无损检测主要检测推进剂绝热层衬层壳体各界面的粘接状况和药柱内部的裂纹气孔疏松夹杂等缺陷为解决这一问题美国虽曾认为声全息和小型γ射线可行性较好并在1976年用声全息法检测民兵导弹多层脱粘及药柱内部老化裂纹但对发动机前后端部的脱粘及药柱内部的裂纹仍不适用实践证明对于大型固体火箭发动机只有用电子直线加速器作为高能射线源才能解决其探伤问题[2]电子直线加速器的特点是能量水平高目前用于固体发动机无损检测的能量范围为4~15M e V 最高达60M eV 焦点约为直径1~2m m 射线源的操纵和调整方便使用可靠维护费用低无噪音1978年美国洛克希德公司首次采用直线加速器对直径1600m m的固体发动机进行了无损检测可以探到药柱内宽度0.25~0.71m m的裂纹反差灵敏度小于1但是无论采用何种射线源都是将物体内部不同深度和各个部分包括各类缺陷重叠地显示在底片或荧光屏上伤情辨别困难工业C T 系统则可克服上述缺点该设备通过采集0~180范围内多个角度射线横穿发动机一横截面所产生的大量射线衰减数据经计算机运算后给出该横截面清晰总第89期邢耀国等固体火箭发动机状态监测和失效判定技术的发展和展望553直观的内部组织结构图像和高能射线照相系统相比其分辨率大大提高提供的信息比前者高数千倍而且扫描速度快几分钟内即可获取发动机断层剖面图像世界上首台用于检测固体火箭发动机的工业CT 装置A F/A CT -1于1982年在美国建成其射线源为420kV A 的X光机用于检测直径1m 以内的发动机尽管耗费巨大美国在1984年又研制了第二型A F/A C T-I I其射线源为16M eV 的直线加速器用于检测为直径2340m m 的M X导弹第二级固体发动机到1992年美国空军莱特试验所与先进研究应用公司推出功率为60M e V 的工业C T机用于直径为3.8m 长为13.71m 的大型固体火箭发动机的无损检测该机可以得到发动机内部三维细化图像能查明装药气孔推进剂与衬层界面脱粘等缺陷为提高工业C T 的检测效率增强检测数据的精度和降低检测成本美国还下大力气进行了测试方法的研究[3]到目前为止相继出台了E I 441-1997计算机层析C T 成像导则E I 965-1995C T 系统性能的测试方法等一系列标准工业CT 法的缺点是系统复杂硬件需要高精度扫描台软件需要图像重建技术测试时间长成本高使用和维护困难无法用于发射阵地检测我国从20世纪60年代开始生产自由装填固体火箭发动机70年代开始研制整体浇注的复合推进剂发动机其后研制和生产单位陆续购入超声微波X 射线γ射线激光全息等各型检测设备对自由装填的药柱未装药壳体喷管等部件进行无损检测我国在上世纪80年代末期从美国瓦里安公司引进16M e V的电子直线加速器用于大型固体火箭发动机的整体无损检测90年代初期国内有关单位又陆续引入不同功率的电子直线加速器用于中小型固体发动机的无损检测本世纪初清华大学同方公司成功地研制了9M eV 车载电子加速器射线照像检测系统对不同地区仓库贮存的直径 1.4m以下发动机进行定期检测[4]2000年国内第一台固体火箭发动机工业C T检测系统在海军航空工程学院问世该系统采用450kV A 的X 光机为射线源可对直径450m m 以下发动机整体进行无损检测几何分辨率为1.7l p/m m可检测出0.3m m的脱粘和裂纹最近清华大学同集团先后成功地研制出9M eV 和16M eV 电子直线加速器为射线源的工业C T检测系统可对直径1.2m 和直径2m 的固体火箭发动机进行整体无损检测几何精度分别为2.3l p/m m 和1.2l p/m m 较好地解决了我国大中型发动机的无损检测问题但检测成本较高与此同时我国的一些科研机构对检测方法也进行了积极的探索相继颁布了一些行业标准如Q J 2751复合固体推进剂无损探伤方法Q J 3102航天火工装置γ射线工业CT 检测方法但这些标准还很不完善无法配套使用更不能满足固体火箭发动机整体无损检测的需要在固体火箭发动机状态监视技术领域近十年来我国也开始了有益的尝试2003年刘海峰曾对直径300m m 的模拟发动机用引伸计对其装药在不同环境温度下的位移进行了长达半年的监测以验证固体发动机在温度载荷下的应力应变场计算结果[5]2固体火箭发动机失效判定技术的发展由于固体火箭发动机大部分零部件的可更换性而壳体的贮存寿命又高于装药的贮存寿命因此固体火箭发动机的失效是由装药失效决定的固体发动机装药失效的原因有两个一是装药存在缺陷导致发动机结构破坏无法实现预定的内弹道性能二是装药随贮存时间增加发生老化其力学或化学性能的下降使发动机性能不能满足额定要求甚至发动机结构失效2.1装药缺陷危险性评估技术研究的发展为了保证含有装药缺陷的发动机能够完成发射任务就要研究裂纹脱粘气孔等缺陷对发动机燃烧室内燃烧过程的影响从20世纪60年代起前苏联的贝利耶夫日本的G odai 美国的JacobsK umarK .K .K uoY .C.L u 等人先后研究火焰在孤立气孔内的传播火焰进入窄缝的条件裂纹腔内压力波的传播推进剂变形燃气流动结构载荷之间的耦合作用裂纹和脱粘的扩展问题进行了长达30多年的理论分析和实验研究得到了特定条件下的研究结论[6]在固体力学领域K naus sSchaper yFr ai s s e等人先后研究了粘弹材料中裂纹的发生扩展速度与时间的依赖关系建立了研究裂纹和脱粘面的扩展模型其研究结果表明海海军军航空工程程学学院学报2006年第5期5541裂纹的扩展速度一般是断裂区长度裂纹尖端处的应力强度因子和推进剂材料性能的函数2裂纹扩展的数学模型尽管有不同的形式但其基本思想是利用两个固有的辅助手段缺陷的应变能释放率和材料的断裂阻力来预估缺陷的扩展当裂纹脱粘扩展的应变能克服了材料的断裂阻力裂纹脱粘才会发生扩展3对于大变形的粘弹材料裂纹扩展问题和发动机界面脱粘扩展问题的研究J 积分法是比较有效的工具[7]针对含有大量固体颗粒添加剂的复合推进剂的材料不均匀问题J am es 在1996年从宏观力学和微观力学相结合的角度建立了裂纹在复合推进剂中发生和扩展的数学模型使计算结果更加接近试验研究中测得的结果[8]1998年K naus s 等人对大变形条件下复合推进剂裂纹尖端的断裂过程进行了全方位观测和大量的研究工作他们指出1在裂纹尖端区的应变不均匀度比过去文献所报道的数值大得多其值与添加剂固体颗粒的粒状微结构有关2应变的不均匀性支配着裂纹尖端周围的变形场并控制着断裂过程3靠近裂纹尖端的开裂区不能用连续材料来描述需采用离散模型4界面失效过程极不稳定与添加剂固体颗粒形状尺寸颗粒方向颗粒的相互作用有密切关系[9]最近几年随着计算机技术的快速发展在粘弹材料动态断裂研究领域还相继推出了一些新的算法[10]但迄今为止尚无公开文献报道实际发动机装药缺陷失效判定的程序和判据受历史条件限制我国在这一领域的研究起步较晚1988年吕光珍发表了固体推进剂裂纹扩展的实验研究一文介绍了国外某些推进剂裂纹扩展研究中采用的推进剂试件试验方法试验条件和所取得的成果其后韩小云等对推进剂裂纹对流燃烧和扩展问题进行了一系列理论研究并取得了一定的成果但缺少试验数据的支持1995年固体火箭发动机燃烧热结构与内流场实验室从美国引进了X射线实时成像系统何国强等利用该设备进行了含缺陷固体装药异常燃烧的实验研究邢耀国和他指导的研究生针对型号背景进行了推进剂燃烧条件下裂纹扩展过程的研究和粘接界面脱粘腔扩展过程的研究并得出了在推进剂力学性能和界面脱粘强度恒定的条件下缺陷几何尺寸周围约束条件和燃烧室增压速率是影响缺陷扩展的主要因素[11]的重要结论在海军机关的支持下海军航空工程学院历时6年先后进行了含有各类缺陷的推进剂试件和模拟发动机的燃烧试验建立了各种数学模型并根据解剖发动机装药理化性能测试结果得到推进剂断裂韧性和界面粘接强度随贮存时间的变化规律并通过数值仿真的方法确定了不影响发动机正常工作的各类缺陷临界尺寸在此基础上完成了××导弹发动机装药失效判据作为海军无损检测中心对该型号发动机失效判定的依据[12]2003年由海军航空工程学院编制的国军标战术导弹固体火箭发动机装药失效判定方法经总装备部批准在全国推行[13]2.2装药贮存寿命判定技术的发展为了确定固体发动机的寿命美国于1959年即对民兵战略导弹的固体发动机实行了老化监测计划[14]为了改善老化监测法预测剩余贮存寿命较短的缺点美国空军在上个世纪70年代又推出了长期寿命分析计划主要包括4个方面的内容失效模式分析超载试验失效概率分布和加速老化试验通过这一计划他们将设计寿命为3年的民兵II 第一级发动机的贮存寿命定为11年[14]长期使用寿命分析法以实验为主结果可靠能够解决实际问题近30年来在固体火箭发动机寿命预估中得到了广泛应用老化监测法和长期寿命分析法最后的比较标准是全尺寸发动机自然存放的性能数据因此花费的时间长为了在设计阶段就能对发动机寿命进行准确评估实验室的模拟老化试验方法近年来有了新的发展国外普遍采用提高严酷等级来加速贮存试验意大利阿斯派德导弹固体发动机在71条件下贮存13周相当于自然环境下贮存7~8年美国军用规范M I L -R -23139B 规定固体火箭发动机在其规定的极限高低温度下分别贮存6个月总第89期邢耀国等固体火箭发动机状态监测和失效判定技术的发展和展望555后如果静止试验的工作性能符合要求则其最低贮存寿命为5年俄罗斯火炬设计局的自然环境实验室可以进行6个月模拟10年寿命的试验C -300导弹就进行过类似的寿命试验1998年美国空军研究实验室和海军航空武器中心提出的高性能火箭技术整体规划I H PR PT中将固体发动机的寿命预报作为其重要组成部分并准备进行5个方面的研究[13]1老化机理研究2未来的化学状态研究3化学特性与力学特性的相关性研究4结构完整性和内弹道特性的分析研究5运用无损检测手段的健康监视技术研究按照该计划的思路未来的缺陷行为研究除了从燃烧燃气流动宏观和微观力学的角度分析外还必须考虑发动机贮存过程中下列因素1由于化学成分迁移和相互作用引起的推进剂化学状态变化2化学状态的变化引起的推进剂力学性能的改变3采用无损检测手段测出的缺陷几何状态的变化如果根据无损检测的数据建立每台发动机的健康档案再辅以少量的抽样静止点火试验则有望对正贮存的每台发动机是否失效给出准确的判定为了解决我国生产厂家给出的发动机贮存寿命偏短的问题空军在上世纪80年代即对超期的某空空导弹固体发动机进行了外观检查例行试验和空中靶试实验证明经过6~10年贮存的双基药自由装填发动机虽然部分性能参数有变化但大部分发动机仍能正常点燃内弹道稳定可继续作为导弹动力装置我国1987年定型的两级固体发动机反舰导弹规定的使用期为5.5年经过海军和工业部门的大量试验和技术维护工作1995年生产单位提出经过检查维护的助推发动机使用期可达8年海军航空工程学院从20世纪90年代开始对某反舰导弹的固体助推发动机进行了贮存寿命监测研究经过大量的发动机解剖试验静止试验和飞行试验在2004年发表的文献指出某助推发动机的贮存寿命大于12年大部分发动机经检测和维修后累积贮存寿命可达15年[15]3未来的发展趋势21世纪固体发动机无损检测技术的主要发展趋势是[3]多样化对不同的对象采用不同的方法互补化对同一对象的不同要求采用两种以上方法智能化将制造和研制期间形成的信息数据开发成专用软件安装在检测中心的计算机上结合技术阵地无损检测的数据对被检发动机状态自动评判今后固体发动机装药失效判定领域的发展趋势多缺陷耦合作用的研究发动机全寿命缺陷行为的多学科研究与整体监视技术宽严有别的药柱缺陷失效判据考虑到发动机的长途运输长期贮存勤务处理等因素生产部门制定的验收标准中对缺陷应该规定得严一些以确保产品的高质量对于使用部队来说只要发动机的缺陷不影响导弹的正常发射则不宜判定失效报废科研生产部门和部队等可以展开一些研究做出一些实践应用中分别可行的研究成果参考文献[1]H er bert chel ner.E m bedded sens or t 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on[J ].A D -A 376673,2000[11]邢耀国,杨欣毅,董可海,等.固体火箭发动机装药缺陷失效判定研究发展和展望[J ].固体火箭技术,2004,27(2):126-129[12]邢耀国,董可海.固体火箭发动机寿命预估研究的发展和展望[J ].固体火箭技术,2001,24(3):30-33[13]J am esFi l l er up.Ser vi cel i f epr edi ct i ont echnol ogy progr am .A D -A 397950,2002[14]邢耀国,董可海,刘海峰.战术导弹固体发动机长寿命和免维修技术进展[J].推进技术,2003,24(5):397-400[15]邢耀国,金广文,许学春,等.某型固体火箭发动机综合性能试验与寿命预估[J ].推进技术,2004,25(2):176-179Pr ogr ess a nd pr ospect i n t ec hnol ogy of m oni t or i nga nd t es t i ng f or heal t h and f ai l ur e det e r m i nat i on i n sol i dr ocket m ot orX I N G Y a oguoL I G aoc hunW A N G Y uf engSH E N W eiD epart m ent of A i r bor ne V ehi cl eE ngi neer i ng N A EI Y ant aiShandong264001A bst bs t r act :Recent progr es s i n m oni t ori ng and t es t i ng f or heal t h and r es ear ch on f ai l uredet er m i nat i on i n s ol i d r ocket m ot or ar e di s cus s ed i n t hi s paper.A ccor di ng t o t he l at est m oni t or i ng and t es t i ng t echnol ogy and r es earch res ul t s appear i ng i n t hes e days ,t he pr ospect of devel opi ng t endency i n t hi s ar ea i s al s o poi nt ed out .ey or ds :K ey w or ds:s ol i d rocketm ot or ;heal t h m oni t or i ng;nondes t r uct i vet est i ng;f ai l uredet er m i nat i on;s ervi ce l i f e补白氧化剂贮罐的防腐于智华焦纲领罗轶海南三亚91772部队氧化剂贮罐受腐蚀的主要原因有两个一是受外界环境的影响氧化剂贮罐的密封是通过螺栓对人孔法兰盘和人孔盖加压橡胶垫及铝垫进行密封由于其受外界温度变化引起热胀冷缩密封性能降低致使氧化剂烟雾逸出橡胶垫被腐蚀另外是受人工磨损产生划痕和碰伤造成贮罐密封性能下降因此对于氧化剂贮罐的防腐一方面除了对贮罐本身的防护外还应对存放贮罐的设施加以改善如提高库房的通风隔热效果等另一方面最重要的是要重视操作人员对贮罐防护措施意识的养成进行加注作业时要求加注技术人员跟班作业加强对操作人员进行技术指导和监督严格按照操作规程进行操作尽量避免人为造成贮罐密封性降低的不良后果开罐时禁止人孔盖在法兰盘上移动避免人孔盖与人孔法兰盘上的铝垫发生碰撞从而避免产生划痕和碰伤在实践中我们还摸索出用熟石膏粉密封贮罐人孔盖加强密封性的简易方法效果甚佳其做法如下在正常的将贮罐人孔盖拧紧密封后再用熟石膏粉调制成膏状将其封于贮罐人孔盖口处由于熟石膏粉的主要成分是CaSO421H 2O 具有很好的吸湿性调制成膏状的熟石膏凝固后形成既不易产生裂缝也不会在其内外表面生成晶体的石膏保护层石膏保护层使贮罐口与外界空气隔开贮罐内的氧化剂烟雾不能渗出来同空气中的水分混合而生成常见的胶状腐蚀物腐蚀贮罐这种法经几年实践检验防腐效果较好易操作一般只需两个人易清理没有腐蚀性且熟石膏粉比较便宜花费不多。

固体火箭发动机点火装置的技术现状和发展趋势

固体火箭发动机点火装置的技术现状和发展趋势介绍固体火箭发动机点火装置是实现固体火箭发动机点火的重要组成部分。

它负责在火箭发射前将点火信号传递给发动机，引发推进剂的燃烧，从而带动火箭进行飞行任务。

本文将对固体火箭发动机点火装置的技术现状和发展趋势进行全面、详细、完整地探讨。

固体火箭发动机点火装置的技术现状固体火箭发动机点火装置的技术现状主要包括以下几个方面：传统电点火系统传统电点火系统是固体火箭发动机点火装置最常用的技术方案之一。

它包括起爆器、电源、导线等组件，通过电流传输点火信号引发固体火箭发动机的点火。

恒电流点火系统恒电流点火系统是一种改进的电点火系统，它通过控制点火时的电流大小，使点火持续时间更加准确。

这种系统通常使用恒流源芯片控制点火电流，并配备电流调节电路，确保点火电流的稳定性。

激光点火系统激光点火系统是一种基于激光技术实现点火的创新方案。

它通过激光脉冲在瞄准器的辅助下，点燃固体火箭发动机。

相比传统电点火系统，激光点火系统具有非接触、反应速度快等优点。

固体火箭发动机点火装置的发展趋势固体火箭发动机点火装置的发展趋势主要集中在以下几个方面：自动化控制随着科技的不断进步，固体火箭发动机点火装置将更加趋向自动化控制。

通过引入传感器、控制芯片和自动化算法，可以实现火箭发射过程中点火装置的自动控制，提高点火的准确性和可靠性。

电火花点火技术电火花点火技术是一种新型的点火技术，它通过电放电产生的火花来引发燃料的燃烧。

相比传统的电点火系统，电火花点火技术具有点火速度快、点火能量高等优点，可以满足未来固体火箭发动机的需求。

高可靠性设计固体火箭发动机点火装置的可靠性是保证火箭发射成功的重要因素。

未来的发展趋势是将更多的可靠性设计纳入点火装置中，例如备用点火电路、自检程序等，以确保点火装置的故障率尽可能低，并提高整个火箭发射系统的可靠性。

轻量化设计固体火箭发动机点火装置的重量对于整个火箭的有效载荷和发射成本有着重要影响。

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固体火箭发动机故障诊断技术现状及发
展思考
摘要：固体发动机故障诊断技术的发展，其最终目的是为了达到健康监控，
增强可靠性。

尽管目前国内外发动机故障诊断方法日益增多，但是仍然需要对发
动机故障诊断技术进行深入研究，以提高发动机在各种应用场景和各种载荷环境
中的故障诊断能力及有效性。

鉴于此，本文主要分析固体火箭发动机故障诊断技
术现状及发展。

关键词：固体火箭；发动机；故障诊断
中图分类号：V435 文献标识码：A
1、引言
按缺陷出现的位置，我们可把固体火箭发动机的缺陷分为燃烧室和喷管两类。

其中燃烧室缺陷又可进一步细分成粘结界面脱粘缺陷与药柱缺陷2类。

粘结界面
脱粘缺陷，是危害发动机安全性的元凶。

2、固体火箭发动机的故障分析
2.1、粘接界面
脱粘缺陷我们可以按粘接界面缺陷划分为如下5种，分别是壳体和绝热层界
面脱粘和绝热层和衬层界面脱粘、衬层与推进剂药柱之间的界面脱粘、层间脱粘、层间粘结界面疏松。

其中壳体和绝缘层间界面脱粘多为生产环节绝热层贴片粘接
时壳体没有被清洗。

壳体和绝缘层之间粘结失效，直接影响固体火箭发动机正常
工作。

同时固化加热加压不合适，粘结剂品质不佳以及贮存老化也可能诱发壳体
和绝缘层之间的界面脱粘现象。

技术人员喷涂衬层的过程中，由于绝缘层清洗不
完全或者衬层和绝缘层材料的化学相容性较差，均会造成界面脱粘现象的发生，
存在绝缘层和衬层界面脱粘现象。

衬层和推进剂药柱之间界面脱落多由储存时老
化或者过度应力引起。

层间脱粘主要与绝缘层层次结构比较复杂有关，层次越高，各层粘接牢固度随之下降。

层间粘结界面松散有分层与微孔2种类型。

绝热材料
粘接过程中，各层粘接不牢或者固化压力不够都有可能发生界面疏松的现象，从
而导致脱粘缺陷。

2.2、药柱缺陷
按药柱缺陷轻重，可把这种缺陷划分为下列几种类型：第一，药柱灌注推进
剂药浆时，因排气不畅而失效，造成柱内气体残留量大，推进剂固化时产生气孔。

同时如果浇注时药浆温度和芯模温度相差太大，则会在某种程度上对药浆流动性
造成影响，从而出现孔洞；另一种是推进剂力学性能较差，拔模时药柱受外界施
加拉力及交变温度综合影响而开裂；当推进剂整个浇注结束时，部分异物会不小
心掉入未充分凝固的药柱中，最后发生夹杂现象，从而直接影响推进效果；在储
存药柱时，因储存管理不到位而造成药柱表面龟裂，拖湿和变形等现象，从而影
响药柱表面平整；过长时间的储存或空闲造成限燃层与包覆层脱粘等现象直接影
响到发动机功能正常实现。

3、固体火箭发动机故障诊断技术现状
3.1、基于知识的故障诊断方法
其方法主要是将检测得到的信息加工后与历史故障信息加工数据相比较，利
用专家知识判断发动机是否处于健康状况。

由于对过程机理模型没有依赖性，因
此这种方法对于那些因为信息不足或其他原因不能得到精准机理模型进行故障诊
断是合适的。

发动机的检测技术大致可以分为两大类：一类是具有微损/损坏的取样测试，另一类是无损检测。

前者主要是通过切削，挖掘，采集等手段从发动机机体的关
键或重要结构部件（如推进剂等）上获取试样，并对其理化性能进行测试。

具体
测试方法包括常规力学测试、动态热机械分析（DMA）、正电子湮没分析方法、X
射线光电子能谱、傅里叶红外光谱技术、压入测量、微型CT等。

具体评估性能
参数包括伸长率，强度及弹性模量宏观力学性能和动态模量，元素含量，内部缺
陷特性及微观结构。

取样手段从手工操作发展到车削，铣削，锯割，复合切割自
动化。

3.2、基于机理模型的故障诊断方法
这种方法主要根据产品或者系统的失效机理建立一个比较准确的数学模型，
利用监测技术得到系统的真实历程数据并对模型进行比对来分析，计算所述二者
之间的距离，在此基础上对有无失效进行排查和寿命预测。

发动机作为长期贮存
且一次性服役的特殊产品，其故障诊断包括贮存状态与工作过程的故障监测两部分，在现有技术水平下，该领域的研究多聚焦在前者。

由于贮存失效机理明确，
发动机贮存过程的诊断方法重点研究了对发动机典型部组件载荷或者响应进行监
测的技术。

3.3、基于数据驱动的故障诊断方法
本发明提供了一种数据驱动发动机故障诊断方法，该方法直接根据发动机实
测数据判断有无故障或者判断故障的性质和种类。

数据驱动法区别于以机理模型
为基础的故障诊断，它避免了产品性能退化的物理分析过程，通过各种统计方法
及智能算法直接实现监测数据的统计分析及信息挖掘，获得了产品退化时的一些
特性，应用于个体产品故障诊断与寿命预测。

综上所述，在人工智能，深度学习，大数据和云计算等数据科学蓬勃兴起的
背景下，数据驱动故障诊断方法势必得到更多重视。

3.4、超声波检测技术
超声波探伤包括脉冲反射法，穿透法和共振法等，目前使用最为广泛。

①脉冲反射法。

脉冲反射法主要是利用超声波强反射性能来检测故障，对于
接口脱粘以及壳体和衬层粘接质量的故障检测都是十分有效的。

脉冲反射法超声
波传播时间很短，当包覆层或者推进剂遇有缺陷或者底面时发生反射。

探头在接
收反射波时，通过对发射波接收状况的判断来判断缺陷，并最终获得缺陷所在的
位置及其大小尺寸。

②穿透法。

穿透法适合固体火箭发动机推进剂的无损检测，
采用超声波穿透检测故障，如果药柱内出现故障，收到的能量会降低，反之亦然。

穿透法灵敏度不高，无法探测到微小的缺陷或定位缺陷，但是适用于探测超声波
衰减较大的物质，而且还可以避免盲区。

超声设备成本低廉、不伤害人体、检测方法简单、易于实现，多用于平面状
火箭发动机故障检测。

从检测精度方面看，超声波穿透法缺陷定位精度远高于传
统检测法。

同时穿透法具有检测成本低、检测周期短等特点，目前被广泛应用于
固体火箭发动机缺陷检测。

但超声探伤对于缺陷性质的判断不够直观、经验性较强，而探伤面平整度、光洁度等因素直接影响到检测结果准确度。

超声波设备尽
管穿透能力强，但是只限于细晶材料。

超声波对粗晶材料衰减比较严重，不能满
足粗晶体材料探测需要。

4、发展路径
（1）试验从检测技术到监测技术目前，发动机检测技术仍是获取故障信息
的主要而可靠的技术；无损检测技术的持续发展使得检测的精度与效率越来越高；在微损伤/破坏性测试技术方面也取得了新进展。

今后监测技术是在线持续获得
发动机状态改变的一个重要途径。

（2）诊断从专家认知到机理模型和数据驱动
伴随监检测技术进步，故障识别技术已从专家个体认知判断转向机理模型研究、
数据驱动及二者混合走向的变化，通过信息手段把对专家经验的理解与判断纳入
到诊断之中。

（3）贮存过程故障诊断仍然是关键发动机监测技术的研究以贮存
过程为主线，监测对象将由界面延伸至发动机各大零部件。

与此同时，一些工作
过程的监测技术逐渐引起了人们的重视。

（4）监检测技术飞速发展在先进材料
与信息技术的推动下，发动机监检测与诊断技术得到了飞速发展，可测参数也不
断增加、测试精度不断提高，传感器体积不断减小，传感器能耗不断降低，甚至
研制出无源和无线传感器。

5、结束语
由于固体火箭发动机缺陷具有复杂性，至今还没有确定一种最为理想的检测
技术或检测标准来探伤检测全部缺陷，所以在实际检测时，要与不同类型发动机
具体构造相结合，综合考虑探伤对象特点，检验目的和要求，检验成本和检验周期，，由此可见，本文的研究也就显得十分的有意义。

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