武曉欣,賈潔羽,邢理想,朱安冬,宋 澄

(1.西北工業(yè)大學(xué),陜西 西安710072; 2.西安航天動力研究所,陜西 西安710100)

0 引言

近年來,美國獵鷹9運載火箭通過多次重復(fù)飛行大幅降低了發(fā)射成本,形成了較強的國際發(fā)射競爭力。低成本、周轉(zhuǎn)期短的重復(fù)使用航天運載器已成為國內(nèi)外研究的熱點。發(fā)展航天,動力先行,研制可重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機成為這一趨勢下的迫切需求。重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機是指經(jīng)過多次(不小于5次)的發(fā)射任務(wù)周期可被完整地回收,在經(jīng)過快速的檢測和少量維護(hù)后即可再次參加飛行任務(wù)的重復(fù)使用飛行器動力。液體火箭發(fā)動機工作條件苛刻,在發(fā)動機一次使用后,各組件經(jīng)歷了大振動、高沖擊、高溫高壓考核,對發(fā)動機狀態(tài)的正確判斷是再次安全使用的關(guān)鍵,因此回收后的維護(hù)檢測非常重要。但由于航天發(fā)動機系統(tǒng)復(fù)雜,零組件眾多,如果需要對發(fā)動機結(jié)構(gòu)進(jìn)行拆卸、分解后才能進(jìn)行檢查,勢必增加了使用維護(hù)時間,不利于快速發(fā)射;同時,發(fā)射現(xiàn)場環(huán)境復(fù)雜,由于拆裝不當(dāng)造成人為故障和機件損傷的風(fēng)險明顯增加。因此,在整機原位狀態(tài)下獲得發(fā)動機結(jié)構(gòu)健康狀態(tài)信息,快速判斷產(chǎn)品壽命是否滿足再次使用要求,對提高重復(fù)使用發(fā)動機的使用可靠性至關(guān)重要,需要迫切開展液體火箭發(fā)動機重復(fù)使用期間原位無損檢測技術(shù)的研究。

無損檢測(Non-Destructive Testing,NDT)[1-3]是利用射線、超聲、電磁、光、熱、化學(xué)試劑等與物質(zhì)的相互作用,檢測被檢對象表面和內(nèi)部的結(jié)構(gòu)異?；蛉毕?。無損檢測能快速實時監(jiān)測材料、產(chǎn)品加工過程中的各種缺陷并加以控制,同時能促進(jìn)對設(shè)計和工藝的改良,對于控制和改進(jìn)產(chǎn)品質(zhì)量、保證材料及產(chǎn)品的可靠性、保證產(chǎn)品安全運行、降低生產(chǎn)成本及提高生產(chǎn)效率有著重要作用。而原位無損檢測是產(chǎn)品不經(jīng)拆卸和分解,在原來安裝位置上進(jìn)行無損檢測[4]。

無損檢測技術(shù)在航空發(fā)動機的維修中使用場景多、應(yīng)用較為成熟,典型的有滲透檢測技術(shù)、射線照相檢測技術(shù)、渦流檢測技術(shù)等。此類技術(shù)在特種設(shè)備、軌道交通、能源電力等領(lǐng)域均有較廣泛的應(yīng)用。國外航天飛機主發(fā)動機SSME(Space Shuttle Main Engine)是首臺實現(xiàn)重復(fù)使用的液體火箭發(fā)動機,其使用維護(hù)流程中需進(jìn)行多個無損檢測項目。

在我國液體火箭發(fā)動機零、部、組件的研制、生產(chǎn)中主要應(yīng)用的有射線照相、超聲波、磁粉、滲透、泄漏、目視(內(nèi)窺鏡檢測)等無損檢測技術(shù),其他如聲發(fā)射、射線層析、渦流、激光全息、射線數(shù)字成像等無損檢測技術(shù)也逐步得到應(yīng)用。目前,我國液體火箭發(fā)動機無損檢測多集中在產(chǎn)品生產(chǎn)階段,對發(fā)動機熱試后或重復(fù)使用間的整機原位無損檢測技術(shù)的研究缺乏,檢測項目少,且對核心部位、薄弱環(huán)節(jié)的檢測覆蓋率低。隨著重復(fù)使用航天器的發(fā)展,“不下箭48 h內(nèi)再次發(fā)射”“重復(fù)使用20～50次”等指標(biāo)相繼提出,未來航天產(chǎn)品的檢測要求和檢測結(jié)果的準(zhǔn)確性將越來越高。需要研究與發(fā)展原位無損檢測技術(shù),實現(xiàn)便攜式、快速高效、自動檢測、缺陷可視化和定量化等能力。為此,本文基于重復(fù)使用發(fā)動機使用維護(hù)流程,梳理了國內(nèi)外航空航天領(lǐng)域無損檢測技術(shù)現(xiàn)狀,針對液體火箭發(fā)動機重復(fù)使用提出了原位無損檢測方法,為當(dāng)前的相關(guān)研究提供參考。

1 液體火箭發(fā)動機重復(fù)使用無損檢測場景

重復(fù)使用液體火箭返回后再次發(fā)射要開展一系列飛行后檢查和處理工作,其中發(fā)動機作為火箭的動力源,一旦發(fā)生故障會造成巨大災(zāi)難,應(yīng)列為全箭檢測和維護(hù)的重點對象。目前,我國重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機的維護(hù)流程仍在研究階段,美國SSME發(fā)動機單次檢測耗時約32 h,其使用維護(hù)流程包含控制器傳感器測試、發(fā)動機外觀檢查、內(nèi)窺鏡檢查、渦輪泵轉(zhuǎn)矩測試、外泄漏及密封性能檢查等。結(jié)合一次性火箭發(fā)動機使用維護(hù)流程,針對重復(fù)使用發(fā)動機不下箭處理情況,分為下述5個階段。

1)返回階段:重復(fù)使用運載器著陸后,發(fā)動機第一步工作是推進(jìn)劑排放和內(nèi)腔吹除,屬于無人員自動化操作階段。

2)返回后處理:針對液氧/煤油推進(jìn)劑發(fā)動機,為保證發(fā)動機再次使用前狀態(tài)的一致性,同時防止再次啟動時燃?xì)馇粴堄嗝河投?需排放內(nèi)腔殘存的點火劑和煤油,地面輔助系統(tǒng)同時對內(nèi)腔吹除。液氧/甲烷發(fā)動機通過對發(fā)動機內(nèi)腔吹除清空殘余推進(jìn)劑。

3)返回后產(chǎn)品狀態(tài)檢查:返回后對發(fā)動機產(chǎn)品狀態(tài)進(jìn)行檢查和測試,獲得發(fā)動機結(jié)構(gòu)健康狀態(tài)信息,包括探測發(fā)動機產(chǎn)品功能是否完備,把握產(chǎn)品結(jié)構(gòu)內(nèi)部機械損傷情況,及時維修或更換受損的部件,以減少和防止事故發(fā)生。

4)健康診斷:發(fā)動機健康狀態(tài)診斷涉及控制器數(shù)據(jù)下傳、數(shù)據(jù)判讀與健康狀態(tài)及壽命評估。需要更加全面深入分析發(fā)動機及組件的狀態(tài),做出正常、異常和故障判斷,并對異常和故障進(jìn)行定位。

5)再次飛行前維修:再次飛行前,需考慮發(fā)動機維修性設(shè)計、遠(yuǎn)場近場維修方案、性能校準(zhǔn)試驗方法等,保證發(fā)動機狀態(tài)恢復(fù)完整性和性能可靠性。維護(hù)設(shè)計的基本要求包括功能模塊化、標(biāo)準(zhǔn)化設(shè)計、檢測可達(dá)性好、快速測發(fā)能力強等。

液體火箭發(fā)動機再次復(fù)飛需要以檢測和維修作為保障,無損檢測主要發(fā)生在火箭返回后發(fā)動機產(chǎn)品狀態(tài)檢查階段及再次飛行前維修階段。如上所述,整機原位狀態(tài)環(huán)境復(fù)雜,應(yīng)用更多的原位無損檢測手段,對提高設(shè)計人員對缺陷和故障的判斷準(zhǔn)確度,縮短發(fā)動機使用維護(hù)時間,實現(xiàn)快速重復(fù)飛行具有重要作用。

2 航空航天領(lǐng)域無損檢測技術(shù)現(xiàn)狀

在航空航天領(lǐng)域,無損檢測技術(shù)受到廣泛的關(guān)注,得到較大的經(jīng)濟(jì)投入。重要產(chǎn)品(如發(fā)動機葉片)對無損檢測技術(shù)要求很高,除了缺陷檢出率、準(zhǔn)確性及靈敏度等方面外,對檢測缺陷的可視化程度及定性定量評估等也提出了較高要求。

2.1 典型無損檢測方法

2012年國軍標(biāo)《航空發(fā)動機外場原位無損檢測要求》中規(guī)定了航空發(fā)動機外場使用和整機狀態(tài)下的可選無損檢測手段[5]。目前,航空發(fā)動機使用較多的有內(nèi)窺檢測技術(shù)、射線照相檢測技術(shù)、渦流檢測技術(shù)、超聲波檢測技術(shù)、滲透檢測技術(shù)、磁粉檢測技術(shù)等,其適用性和局限性對比情況見表1。按照檢測能力,Sohn等提出了損傷檢測的5個等級[6],見表2。重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機原位無損檢測需要達(dá)到4級損失可量化表征的程度。

表1 典型無損檢測方法和特點對比

表2 損傷檢測技術(shù)等級

2.2 航空航天領(lǐng)域新型無損檢測方法

基于航空航天產(chǎn)品的結(jié)構(gòu)復(fù)雜性與特殊性,高性能復(fù)合材料取代輕質(zhì)金屬材料,在多種重要結(jié)構(gòu)中的占比逐漸上升,同時對無損檢測的效率、精度及自動化等要求大幅提升。因此,在上述典型檢測方法基礎(chǔ)上,逐漸改進(jìn)發(fā)展出更多高精度新型檢測技術(shù)和高性能無損檢測儀器設(shè)備,包括較為熱門的相控陣超聲檢測、激光超聲檢測、空氣耦合超聲檢測、紅外熱成像檢測、激光全息檢測等。而受使用場景限制,航天類產(chǎn)品原位無損檢測需要重點發(fā)展以下幾種檢測技術(shù)。

2.2.1 超聲檢測技術(shù)

超聲波檢測是利用超聲波探傷儀將超聲波(頻率通常為1～100 MHz)攝入檢查對象,如果材料內(nèi)部有缺陷,在缺陷界面部分超聲波會形成反射。根據(jù)其內(nèi)部反射回來的損傷波來判斷缺陷的存在、位置、性質(zhì)和大小等,適用于金屬、非金屬、鐵磁、非鐵磁等各種材料,檢測原理示意圖見圖1。在航空發(fā)動機維修中,超聲波檢測可用于高壓壓氣機葉片、低壓壓氣機葉片、渦輪導(dǎo)向器葉片、燃燒室火焰筒外壁袋槽板材組織的檢測。但傳統(tǒng)超聲檢測存在一些缺點,如:需要參考試件用于儀器標(biāo)定;需要耦合劑,對耦合表面要求高;影響因素多,對操作要求高。而在傳統(tǒng)超聲檢測的基礎(chǔ)上新發(fā)展出的相控陣超聲檢測和激光超聲檢測能減少上述問題。

圖1 超聲波檢測原理示意圖Fig.1 Schematic diagram of ultrasonic testing principle

相控陣超聲檢測利用多聲束掃描成像,具有自適應(yīng)聚焦、高速、實時成像等優(yōu)點,普遍應(yīng)用于飛機的大型復(fù)合材料構(gòu)件的自動檢測[7]。國外的相控陣檢測技術(shù)發(fā)展迅速,檢測應(yīng)用于管道、復(fù)合材料平板、航天飛機的箱體等。英國進(jìn)行了超聲檢測數(shù)據(jù)的三維可視化研究,在CAD模型中進(jìn)行檢測圖像的重建、顯示和分析。國內(nèi)相控陣檢測方面,韓建寧等針對飛機鉚釘脫落問題實施了在役監(jiān)測[8]。楊琛等利用相控陣超聲成像開展了高強度螺栓的質(zhì)量檢測[9]。

激光超聲檢測是用激光激發(fā)并接收超聲波實現(xiàn)材料缺陷檢測,適應(yīng)于熱彈性材料,具有完全非接觸、復(fù)雜結(jié)構(gòu)適應(yīng)能力強、缺陷靈敏度與分辨率高和原位檢測等特點,適用于大型復(fù)雜結(jié)構(gòu)的自動化和快速現(xiàn)場檢測。國外,洛克希德·馬丁航空公司在F-22和F-35項目中應(yīng)用了激光超聲技術(shù)系統(tǒng),已具有非常高的可靠性和穩(wěn)定性,每年僅需2～3 d的維護(hù)時間[10]。國內(nèi),北京航空航天大學(xué)利用激光超聲檢測系統(tǒng)實現(xiàn)了復(fù)合材料分層缺陷的激光超聲C型掃描成像。李輝等研究了激光超聲檢測技術(shù)用于異種鋼焊縫檢測方面的優(yōu)點和局限性[11]。

目前,相控陣超聲檢測和激光超聲檢測已成熟應(yīng)用于激光焊接焊縫質(zhì)量在線監(jiān)控、飛機機身搭接腐蝕檢測、方向舵和尾翼等飛機結(jié)構(gòu)件檢測、高溫陶瓷及復(fù)合材料檢測等。而在航天領(lǐng)域中,其研究和應(yīng)用整體偏少。趙燦等針對某型號火箭發(fā)動機渦輪氧泵轉(zhuǎn)子組件電子束焊縫熔深無法測量的問題,開展了水浸超聲掃描技術(shù)的研究,結(jié)果表明,水浸超聲掃描能夠?qū)缚p熔深進(jìn)行定量表征,滿足工程需求[12]。

2.2.2 渦流檢測技術(shù)

渦流檢測技術(shù)基于電磁感應(yīng)原理,常用于導(dǎo)電材料的表面和近表面缺陷檢查,在飛行維修工作中的應(yīng)用廣泛,尤其是對應(yīng)力腐蝕裂紋和疲勞裂紋的檢查靈敏度很高。其優(yōu)點是檢測速度快,線圈與試件可不直接接觸,無需耦合劑。同時由于渦流儀探頭很小,可實現(xiàn)復(fù)雜結(jié)構(gòu)的原位檢測,更容易實現(xiàn)自動化。但僅限于導(dǎo)電材料的近表面檢測,且大面積檢查效率低、不適合復(fù)雜形狀;檢測結(jié)果不直觀,判斷缺陷性質(zhì)、形狀、大小較困難。渦輪檢測原理示意圖見圖2。

圖2 渦流檢測原理示意圖Fig.2 Schematic diagram of eddy current testing principle

渦流檢測在航空中多用于飛機鋁合金結(jié)構(gòu)件的層離腐蝕和表面裂紋分析及螺栓孔內(nèi)裂紋檢測等。國外的渦流技術(shù)發(fā)展較早,且革新較快。Hughes等用渦流檢測技術(shù)檢測鋼板的裂紋缺陷[13]。Dmitriev等針對鋁結(jié)構(gòu)件的裂縫缺陷,設(shè)計出一套自適應(yīng)頻率的渦流檢測系統(tǒng)[14]。國外渦流檢測設(shè)備發(fā)展成熟,德國FOERSTER公司研制的便攜式渦流檢測儀等檢測精度高,被廣泛應(yīng)用。2012年航空工業(yè)標(biāo)準(zhǔn)《航空發(fā)動機葉片渦流檢測》中規(guī)定了航空發(fā)動機葉片表面或近表面缺陷渦流檢測的一般要求、檢測設(shè)備、試樣、檢測步驟等詳細(xì)要求[15]。趙秀梅等采用專用的渦流陣列探頭,實現(xiàn)了某航空發(fā)動機高壓渦輪葉片的原位檢測[16]。喻星星等利用脈沖渦流檢測技術(shù)對發(fā)動機篦齒盤均壓孔進(jìn)行原位無損檢測有限元仿真,計算結(jié)果顯示,脈沖渦流檢測技術(shù)能夠克服常規(guī)渦流檢測過程中需要探頭對準(zhǔn)位置的缺點,對不同取向的缺陷可以一次性檢出[17]。

在液體火箭發(fā)動機研制過程中發(fā)生過由于振動產(chǎn)生的結(jié)構(gòu)疲勞原因?qū)е聦?dǎo)管斷裂等結(jié)構(gòu)破壞,以及在嚴(yán)酷的力熱循環(huán)加載條件下形成結(jié)構(gòu)內(nèi)部溫度分布的不均和瞬時驟變,產(chǎn)生較大的力載荷,超過結(jié)構(gòu)的承受能力,導(dǎo)致推力室喉部位置出現(xiàn)裂紋等情況。而目前僅能在發(fā)動機試后通過目視等手段憑借經(jīng)驗方法判斷發(fā)動機的安全性,具有評價準(zhǔn)則模糊不量化的缺點。因此,參考航空發(fā)動機無損檢測手段,可以考慮通過渦流檢測手段對發(fā)動機整機薄弱環(huán)節(jié)進(jìn)行狀態(tài)檢測,并通過單獨零組件試驗探索薄弱環(huán)節(jié)缺陷的發(fā)展過程。

2.2.3 數(shù)字圖像測量技術(shù)

數(shù)字圖像相關(guān)測量方法(Digital Image Correlation,DIC)結(jié)合了攝影測量、計算機視覺和圖像配準(zhǔn)等方法,是一種非接觸、高精度的光學(xué)測量技術(shù),能夠精確采集被測物體的表面圖像進(jìn)而分析得到應(yīng)變、位移等參數(shù),數(shù)字圖像測試原理示意圖見圖3。該技術(shù)自20世紀(jì)80年代被發(fā)明以來[18-19],由于其步驟簡單、精度高、全區(qū)域、完全非接觸等優(yōu)點,目前已廣泛應(yīng)用于材料、結(jié)構(gòu)幾何位移和應(yīng)變的測量[20]。

圖3 數(shù)字圖像相關(guān)測量示意圖Fig.3 Schematic diagram of digital image correlation measurement

劉依開展了基于DIC的旋轉(zhuǎn)物體及應(yīng)變?nèi)珗鰷y量方法的研究,在傳統(tǒng)DIC方法的基礎(chǔ)上引入旋轉(zhuǎn)子區(qū),成功應(yīng)用于旋轉(zhuǎn)軸承的運動測量[21]。張玉玲等將DIC應(yīng)用于鋼構(gòu)件的疲勞監(jiān)測,獲得試件疲勞試驗的全過程圖像,驗證了基于應(yīng)變參數(shù)進(jìn)行疲勞監(jiān)測的可行性[22]。余鎮(zhèn)江采用雙目視覺和DIC的三維變形測量方法,實現(xiàn)6 000 r/min工作狀態(tài)下航空發(fā)動機葉片三維變形的測量[23]。伍鵬等采用DIC方法對固體火箭發(fā)動機黏接界面原位拉伸過程應(yīng)變場進(jìn)行了定量分析[24]。Janeliukstis等進(jìn)行了大尺寸復(fù)合結(jié)構(gòu)DIC技術(shù)的研究,以全尺寸風(fēng)力發(fā)電機葉片和直升機轉(zhuǎn)子葉片為研究對象,將DIC技術(shù)分別應(yīng)用于靜力試驗中的結(jié)構(gòu)撓度和屈曲測量,以及疲勞試驗的應(yīng)變、位移測量和模態(tài)分析[25]。

在液體火箭發(fā)動機領(lǐng)域,文獻(xiàn)[26]在J-2X發(fā)動機熱試中采用DIC技術(shù)對發(fā)動機實時位移和應(yīng)變進(jìn)行測量,驗證了高溫、高低頻振動環(huán)境下DIC技術(shù)的可行性,得到了發(fā)動機部分管路在預(yù)冷充填階段和熱試階段的位移應(yīng)變數(shù)據(jù)。

2.2.4 光學(xué)檢測技術(shù)

光學(xué)檢測是隨著光學(xué)傳感器、圖樣和信息處理等技術(shù)的發(fā)展,利用光的反射、輻射、偏振性等物理特性衍生出的新型測量診斷技術(shù)。在缺陷無損檢測方面,陸鵬運用激光電子散斑干涉及上載波技術(shù),定量測量了柴油機油泵在壓力作用下的離面位移[27]。高光譜成像是一個復(fù)雜、多學(xué)科高度融合的領(lǐng)域。Mehrubeoglu等首次有針對性地分析了高光譜成像在鑄件檢測領(lǐng)域的應(yīng)用,采用高光譜成像儀顯示出潛在缺陷處突變?yōu)榈蛷姸鹊墓庾V輪廓,映射并量化了鋁鑄件表面裂紋缺陷區(qū)域[28]。已有的多項研究表明:光學(xué)檢測是振幅型顆粒、凹坑、劃痕等有害微結(jié)構(gòu)的有效檢測方法。然而,由于光學(xué)檢測技術(shù)目前使用成本較高,在缺陷檢測方面相比傳統(tǒng)無損檢測方法優(yōu)勢并不明顯。

除了缺陷檢測外,光學(xué)檢測也可用于故障識別檢測。液體火箭發(fā)動機羽流的主要成分包括高溫燃?xì)饧拔赐耆紵奶碱w粒與金屬氧化物顆粒,羽流中的金屬含量和燃?xì)饨M分是判斷發(fā)動機工作狀態(tài)的關(guān)鍵信息。不同組分的濃度會直接影響光學(xué)信號的穿透能力,此時光學(xué)檢測的優(yōu)勢凸顯,發(fā)動機光學(xué)羽流檢測技術(shù)應(yīng)運而生。光學(xué)羽流檢測技術(shù)是采用光學(xué)非接觸測量的方法,檢測發(fā)動機羽流中的光學(xué)信號,分析得到金屬成分、氣體組分、溫度等相關(guān)信息,用于發(fā)動機故障診斷及健康監(jiān)測。在羽流檢測方面,美國發(fā)展較早,其于1969年開發(fā)了LBL code計算羽流中原子及雙原子分子發(fā)射光譜。Marshall Space Flight Center(MSFC)、Stennis Space Center(SSC)及Lewis Research Center(LeRC)于20世紀(jì)80年代末先后開始發(fā)展SSME故障羽流發(fā)射光譜診斷系統(tǒng)[29-30]。1995年升級了光譜檢測系統(tǒng),在LBL程序基礎(chǔ)上整合大量試驗數(shù)據(jù),完成了金屬顆粒物發(fā)射光譜計算程序(EDC),推出基于羽流監(jiān)測的健康監(jiān)測及故障診斷系統(tǒng)。1996年實現(xiàn)了基于羽流檢測的首次預(yù)警停車,后續(xù)用于J-2X、RS-25等多種型號發(fā)動機研制及改進(jìn),并用于航天器羽流監(jiān)測。俄羅斯于2000年左右開始液體火箭發(fā)動機羽流光學(xué)診斷法研究,2015年在質(zhì)子號火箭2、3級發(fā)動機試車中添加了金屬成分,進(jìn)行了定量檢測方法的驗證。近年來國內(nèi)也有相關(guān)學(xué)者對此開展了研究。國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)的趙永學(xué)等以光譜采集系統(tǒng)為測量手段,對液氧-煤油發(fā)動機羽流的可見光譜輻射進(jìn)行了實驗研究,結(jié)果表明該項技術(shù)具有很強的工程意義[31]。西安電子科技大學(xué)的徐啟采用光學(xué)散射及高速攝影方法,對固體火箭發(fā)動機羽流凝聚相顆粒進(jìn)行了監(jiān)測[32]。

3 液體火箭發(fā)動機無損檢測技術(shù)應(yīng)用及展望

為了適應(yīng)重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機對整機原位檢測的新需求,除進(jìn)行傳統(tǒng)的外觀檢查、內(nèi)外泄漏檢查、電氣檢查外,還需要增加新型測試和檢測項目,利用超聲檢測、光學(xué)測試設(shè)備、應(yīng)變測量、圖像識別等手段對發(fā)動機轉(zhuǎn)動件、軸承、噴注器、推力室喉部、發(fā)動機管路等工作狀態(tài)進(jìn)行表征,針對性地開展原位無損檢測方法研究。目前,部分方法已在試驗過程中得到應(yīng)用。

3.1 結(jié)構(gòu)件無損檢測技術(shù)

在液體火箭發(fā)動機中,發(fā)動機管路焊縫、推力室頭身對接焊縫、整流柵與噴注器焊縫、渦輪球殼焊縫等焊縫均為發(fā)動機上重要的I類承力焊縫,但因結(jié)構(gòu)限制,在整機原位狀態(tài)無法使用X射線照相和CT等方法進(jìn)行檢測,超聲檢測和渦流檢測技術(shù)將有力解決此類問題。

3.1.1 超聲檢測

渦輪泵和熱力組件作為發(fā)動機的關(guān)鍵部件,其結(jié)構(gòu)健康狀態(tài)直接決定發(fā)動機能否重復(fù)使用。對于這些變厚度、回轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)件,需要研究超聲波與缺陷的作用機理,提取表征缺陷的特征參數(shù),為后續(xù)開展結(jié)構(gòu)件中的缺陷量化及壽命評估奠定基礎(chǔ)。

目前以航天發(fā)動機的結(jié)構(gòu)板材為研究對象,以超聲波中的Lamb波為技術(shù)手段,研究超聲波與缺陷的作用機理,為后續(xù)開展結(jié)構(gòu)件中的缺陷量化及壽命評估提供理論和試驗基礎(chǔ)?；诔暡ㄔ谑軗p試件中傳播時共振頻率隨脈沖激勵幅值的增大發(fā)生漂移的原理,開展了缺陷檢測驗證試驗。通過人為制造平板構(gòu)件損傷,研究損傷尺寸、深度和類型等與傳感器響應(yīng)之間的關(guān)系。試驗表明:聲波的頻率、入射角度、傳播模式對聲波的檢測能力有顯著的影響,通過調(diào)節(jié)檢測聲波的關(guān)鍵參數(shù)可以大幅增加聲波檢測的精度和靈敏度。

3.1.2 原位渦流檢測

相比航空發(fā)動機,目前渦流檢測技術(shù)在液體火箭發(fā)動機上的應(yīng)用仍處在初步探索階段。

液體火箭發(fā)動機經(jīng)過惡劣環(huán)境后,焊縫、退刀槽、應(yīng)力集中點、熱力組件內(nèi)壁等部位易出現(xiàn)疲勞損傷,針對這類損傷,常規(guī)檢測手段存在檢測難度大、檢測精度低甚至無法檢測的問題。為滿足重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機快速檢測、使用的需求,有必要采用渦流檢測技術(shù)對整機試車后發(fā)動機的薄弱環(huán)節(jié)結(jié)構(gòu)表面、近表面缺陷進(jìn)行檢測,利用試驗件模擬故障發(fā)展模式,給出故障判斷基線。同時對燃燒組件內(nèi)壁鍍層、環(huán)帶進(jìn)行渦流檢測初步檢測方法研究,進(jìn)行發(fā)動機應(yīng)力集中部位結(jié)構(gòu)模態(tài)試驗及關(guān)鍵組件模態(tài)試驗,確定故障判斷基線。

渦流檢測設(shè)備可以考慮兩種模式:一種是渦流傳感器與測量設(shè)備一體,均為地面設(shè)備;另一種是渦流傳感器設(shè)計成專有形狀,預(yù)裝在待檢測部位,引出電氣接口,需要測量時對接地面測試設(shè)備,加電測試。

3.2 數(shù)字測量技術(shù)

數(shù)字圖像測量技術(shù)可被引入火箭發(fā)動機外觀識別對比分析,以及通過觀測結(jié)構(gòu)相對運動,獲得發(fā)動機結(jié)構(gòu)變形和相應(yīng)頻率。

3.2.1 基于圖像識別的發(fā)動機外觀檢查

為了對發(fā)動機狀態(tài)進(jìn)行快速初步判斷,需要通過形態(tài)學(xué)、多尺度增強和監(jiān)督機器學(xué)習(xí)等圖像識別技術(shù),輔助設(shè)計人員進(jìn)行發(fā)動機外觀檢查,包括整體結(jié)構(gòu)偏移、鎖緊裝置松動、結(jié)構(gòu)裂紋辨識等。同時開展發(fā)動機圖像識別方法及故障監(jiān)測程序研究,進(jìn)行發(fā)動機圖像識別傳感器及圖像識別單元研究,建立發(fā)動機圖像識別故障監(jiān)測系統(tǒng),完成發(fā)動機重復(fù)使用間圖像識別故障監(jiān)測試驗驗證。

3.2.2 基于高速圖像的結(jié)構(gòu)三維位姿反演

將圖像測量技術(shù)引入火箭發(fā)動機熱試,通過在發(fā)動機結(jié)構(gòu)表面粘貼標(biāo)記點,基于雙目視覺測試技術(shù),實現(xiàn)發(fā)動機在啟動和關(guān)機等工作非平穩(wěn)段的結(jié)構(gòu)響應(yīng)頻率、位移及變形的實時測量分析。

目前已將DIC技術(shù)應(yīng)用于我國大推力液氧煤油發(fā)動機試車中的位姿測量,整個系統(tǒng)由多個不同視角的高速攝像機(采集頻率1000 幀/s)組成全三維的拍攝系統(tǒng),滿足500 Hz 以內(nèi)的頻率分析范圍,測量系統(tǒng)示意圖見圖4。對補償后位姿變化的頻率進(jìn)行分析,穩(wěn)態(tài)的突頻與試車前產(chǎn)品的模態(tài)試驗結(jié)果相吻合,基于圖像的測量結(jié)果能夠反映整體結(jié)構(gòu)模態(tài)振型,驗證了該方法的有效性。

圖4 測量示意圖Fig.4 Measurement diagram

3.2.3 基于機器視覺的發(fā)動機結(jié)構(gòu)模態(tài)辨識

試車前后基于高速攝影拍攝發(fā)動機在力錘敲擊下的響應(yīng)視頻,通過時域濾波分離不同的模態(tài)運動,采用運動放大技術(shù)對結(jié)構(gòu)振型進(jìn)行可視化,進(jìn)而實現(xiàn)發(fā)動機大量管路頻率和振型的快速測試。

3.3 光學(xué)檢測技術(shù)

3.3.1 羽流光譜檢測

發(fā)動機元件的正常與非正常燒蝕、磨損都可以由羽流中的燃?xì)夂皖w粒成分加以表征,可作為重復(fù)使用發(fā)動機健康檢測的重要技術(shù)手段。大推力發(fā)動機試車和飛行環(huán)境下,振動大、羽流溫度高,給光學(xué)測試的應(yīng)用帶來了很大的挑戰(zhàn)。通過光學(xué)測試和重構(gòu)技術(shù)可以測量羽流的溫度場、成分場、金屬粒子分布場等信息,可用于熱力組件的燃燒狀態(tài)診斷、組件的磨損監(jiān)測、生成維修建議等。

迄今為止,我國在液體火箭發(fā)動機羽流光譜理論及技術(shù)研究方面進(jìn)行了初步探索,尚未實現(xiàn)工程應(yīng)用,后續(xù)將在金屬特征光譜分析及原理驗證的基礎(chǔ)上,聚焦金屬優(yōu)選特征譜線,建立完整的液體火箭發(fā)動機羽流金屬成分光譜監(jiān)測系統(tǒng)。

3.3.2 激光三維成像檢測

發(fā)動機熱力組件結(jié)構(gòu)復(fù)雜,工作過程中可能存在推進(jìn)劑沉積、裂紋、結(jié)構(gòu)變形等。為了提高檢測維護(hù)的效率,需要開展三維成像檢測技術(shù)研究,建立熱力組件關(guān)鍵尺寸激光三維成像檢測管理系統(tǒng),快速進(jìn)行三維重構(gòu),識別結(jié)構(gòu)的完整性、裂紋、變形等,對各組件的可復(fù)用性、壽命等進(jìn)行評估。

3.4 快響應(yīng)動態(tài)傳感器技術(shù)

3.4.1 小型化薄膜高溫溫度傳感器

富氧環(huán)境下,故障發(fā)展非常迅速,且破壞力極強,容易導(dǎo)致發(fā)動機甚至試車臺的損壞,為防止故障模式引起的安全事故,需要快響應(yīng)故障檢測系統(tǒng)。目前,高溫溫度傳感器的響應(yīng)時間為幾十毫秒,無法用于故障監(jiān)控,因此需要研制快響應(yīng)傳感器。小型化薄膜高溫溫度傳感器能夠在1 ms內(nèi)反映溫度變化,可用于熱力組件超溫、過熱、燒蝕的快速監(jiān)測。

3.4.2 無冷卻集成化傳感器

高性能液體火箭發(fā)動機高溫燃?xì)夤苈穳毫Σ坏陀?0 MPa,溫度高達(dá)600～700 ℃。目前地面狀態(tài)下,高溫壓力和脈動壓力傳感器采用水冷卻,無法用于飛行,使得飛行過程熱力組件處于無法測試狀態(tài),需要發(fā)展無冷卻測試技術(shù)。高溫度環(huán)境下的無冷卻壓力、脈動壓力集成化傳感器可以同時測量穩(wěn)態(tài)壓力和脈動壓力,直接反映熱力組件的燃燒性能、非穩(wěn)態(tài)燃燒等信息,可用于直接監(jiān)測熱力組件的運行狀態(tài)。

3.4.3 高精度高頻響振動傳感器

振動是反映工作過程發(fā)動機組件結(jié)構(gòu)健康狀態(tài)及運行狀態(tài)的關(guān)鍵參數(shù)。目前,低溫振動傳感器精度不高。未來重復(fù)使用液氧甲烷發(fā)動機的泵轉(zhuǎn)速更高,對結(jié)構(gòu)頻響的上限要求更高,需要進(jìn)一步拓寬頻響范圍。此外,發(fā)動機存在低溫的管路、泵和高溫的熱力組件、渦輪等,溫度范圍很寬,需要寬溫度范圍高精度高頻響的振動傳感器。利用該傳感器可實現(xiàn)發(fā)動機工作模態(tài)的實時測量和結(jié)構(gòu)薄弱環(huán)境識別與監(jiān)控,提高試車和飛行的安全性。

3.4.4 無線智能傳感器

液體火箭發(fā)動機上通常存在數(shù)十個傳感器,其連接線路整理和固定困難,一旦在大振動環(huán)境下斷裂,將嚴(yán)重影響對發(fā)動機的狀態(tài)監(jiān)控。因此,有必要開展發(fā)動機無線智能傳感器研制及數(shù)據(jù)處理技術(shù)研究,構(gòu)建發(fā)動機無線傳感器網(wǎng)絡(luò)平臺,進(jìn)行發(fā)動機測點數(shù)據(jù)分系統(tǒng)實時監(jiān)測及綜合對比評估分析。

3.4.5 高頻光纖光柵傳感器

液體火箭發(fā)動機工作過程中的結(jié)構(gòu)應(yīng)變數(shù)據(jù)直接反映結(jié)構(gòu)的重要健康信息,利用光纖光柵動應(yīng)變、分布式測量技術(shù)能夠獲得結(jié)構(gòu)響應(yīng),可作為重復(fù)使用發(fā)動機結(jié)構(gòu)評估的重要依據(jù)。因此,需要開展低應(yīng)力、高強度光纖光柵傳感技術(shù)研究,面向發(fā)動機惡劣環(huán)境和現(xiàn)場條件限制的光纖光柵傳感器埋入技術(shù)研究,完成光纖光柵傳感器安裝方案設(shè)計及分析。

目前針對液體火箭發(fā)動機結(jié)構(gòu)應(yīng)變測試對寬溫度范圍、大量程、高速測量的特殊要求,進(jìn)行了光纖光柵應(yīng)變傳感器高速解調(diào)技術(shù)、寬溫度范圍光纖應(yīng)變傳感器及其布設(shè)保護(hù)技術(shù)、發(fā)動機結(jié)構(gòu)光纖光柵應(yīng)變測試驗證等方面的研究。開展了光纖光柵應(yīng)變傳感器在發(fā)動機結(jié)構(gòu)試驗測試中的應(yīng)用驗證,為發(fā)動機結(jié)構(gòu)設(shè)計和監(jiān)測提供先進(jìn)的測試手段支持。后續(xù)將基于重復(fù)使用發(fā)動機進(jìn)一步研究該技術(shù)的可靠性。

3.5 發(fā)動機典型組件一體化檢測技術(shù)

3.5.1 渦輪泵智能裝配與精密測量一體化技術(shù)

渦輪泵是液體火箭發(fā)動機系統(tǒng)中唯一高速運轉(zhuǎn)的組件,也是故障率最高的組件之一。其中渦輪泵摩擦力矩增大和軸承損壞是渦輪泵故障中的兩大主要原因。渦輪泵結(jié)構(gòu)復(fù)雜,裝配時間非常長,直接影響周轉(zhuǎn)維護(hù)的快速性。針對渦輪泵裝配測量依靠人工效率低、一致性差、合格率低的問題,需要發(fā)展高精度智能化裝配與檢測技術(shù),實現(xiàn)渦輪泵裝配測量一體化,提高裝配質(zhì)量和裝配效率。

在不對發(fā)動機進(jìn)行較大拆卸的前提下,通過測量渦輪泵的轉(zhuǎn)動扭矩大小來檢測渦輪泵的啟動扭矩和摩擦扭矩是否在合理的范圍內(nèi)。通過與正常動作狀態(tài)下的數(shù)值相比,若啟動扭矩和摩擦扭矩數(shù)實際值有較大的偏差,則表明渦輪泵可能存在故障隱患,需要拆卸檢查;若數(shù)值在正常范圍內(nèi),則認(rèn)為渦輪泵正常,無需拆卸檢查。因此渦輪泵轉(zhuǎn)動扭矩的大小成為判斷渦輪泵是否存在故障可能性的關(guān)鍵指標(biāo)。這種通過測量轉(zhuǎn)動扭矩來判斷故障可能性的方法成為快速檢測渦輪泵的一種重要手段。

常規(guī)的應(yīng)變測量中,被測組件都處于宏觀靜止?fàn)顟B(tài),而渦輪泵作為高速旋轉(zhuǎn)部件,其應(yīng)變很難測量。利用非接觸式無線測量技術(shù)可以實現(xiàn)最高轉(zhuǎn)速35 000 r/min的測量。此外,缺乏針對渦輪盤、軸承等關(guān)鍵零件的有效檢測技術(shù),無法對軸承內(nèi)的滾珠表面損傷進(jìn)行精確檢測與定量評估,嚴(yán)重制約了軸承運行狀態(tài)與壽命評估判斷,迫切需要開展軸承滾珠損傷的超聲波檢測技術(shù),實現(xiàn)滾珠損傷的定量檢測,實現(xiàn)深度不小于50 mm,縱向分辨率不小于0.5 mm的實時檢測,為未來軸承在線損傷檢測與壽命評估提供支撐。

3.5.2 小型非接觸光纖閥門動作在線快速檢測

閥門是液體火箭發(fā)動機上的關(guān)鍵單點,而目前沒有真正確認(rèn)閥芯的動作是否執(zhí)行到位、是否存在泄漏等狀態(tài)的檢測手段,需在線確認(rèn)閥門動作到位情況。利用小型化非接觸式光纖位移探頭、大動態(tài)范圍高精度信號檢測、物體表面反射自適應(yīng)補償?shù)汝P(guān)鍵技術(shù),研制可監(jiān)測發(fā)動機閥動作執(zhí)行狀態(tài)的在線檢測樣機,能夠解決閥門工作狀態(tài)監(jiān)測的難題。

3.5.3 智能緊固件

隨著高性能液體火箭發(fā)動機室壓的提高,管路連接處的緊固件載荷相比以往型號增加,同時緊固件要承受工作過程中的高低溫?zé)彷d荷等附加載荷,預(yù)緊力的大小和分散嚴(yán)重影響發(fā)動機的可靠性。國內(nèi)對緊固件預(yù)緊力的測量還存在無法直接測量和測不準(zhǔn)的問題,對型號在復(fù)雜服役狀態(tài)下的連接性能評價缺乏有效的預(yù)緊力支撐,對于連接結(jié)構(gòu)預(yù)緊力的強度分析和結(jié)構(gòu)優(yōu)化、服役狀態(tài)下的原位檢測形成技術(shù)瓶頸。

近年來國內(nèi)外開發(fā)了帶永久安裝的傳感器(Permanent Mounted Transducer System,PMTS)的緊固件,即將壓電傳感器以薄膜涂層形式制備在螺栓上,傳感器本身非常薄、小,制備完后與螺栓形成一個整體,可隨緊固件長期服役使用。使用該產(chǎn)品及測量技術(shù)可以實現(xiàn)裝備關(guān)鍵部位連接的精確控制,提升連接精度,同時在維修保障環(huán)節(jié)可以在原位、非拆卸條件下測量連接結(jié)構(gòu)預(yù)緊力的變化情況,進(jìn)而為快速評估零件安裝狀態(tài)提供重要的數(shù)據(jù)支撐,具有重要的應(yīng)用價值。

3.6 發(fā)動機整機結(jié)構(gòu)完整性評估技術(shù)

重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機在工作狀態(tài)下除發(fā)動機工作時自身復(fù)雜的力學(xué)環(huán)境外,還要受到其他工作與不工作發(fā)動機、一級與二級之間、不同發(fā)動機/組之間的互相影響。

依托大型振動試驗臺系統(tǒng)開展液體火箭發(fā)動機整機動力學(xué)特性識別研究,研究重復(fù)試驗/試車過程中發(fā)動機關(guān)鍵結(jié)構(gòu)完整性演化規(guī)律,建立載荷-動特性-完整性對應(yīng)關(guān)系,標(biāo)定完整性判定參考數(shù)據(jù)庫,依據(jù)完整性評估結(jié)果快速定位故障及維修并對再次飛行能力進(jìn)行評估。

4 結(jié)論

本文整理了目前航空航天領(lǐng)域的無損檢測技術(shù)研究及應(yīng)用情況,提出針對重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機亟需研究的原位無損檢測方法,為其實現(xiàn)快速原位無損檢測提供參考,得出以下結(jié)論。

1)為了提高重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機使用維護(hù)效率,開展發(fā)動機重復(fù)使用間原位無損檢測技術(shù)研究,構(gòu)建關(guān)重件無損檢測缺陷圖譜等相關(guān)數(shù)據(jù)庫,形成相應(yīng)技術(shù)規(guī)范非常必要。

2)航空航天領(lǐng)域現(xiàn)有各類無損檢測方法,但尚未很好地應(yīng)用在重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機上。為了滿足便攜式、快速高效、自動檢測、缺陷可視化和量化等需求,仍需進(jìn)行針對性的改進(jìn)。其中超聲檢測、數(shù)字圖像測量技術(shù)、羽流光譜和快響應(yīng)動態(tài)傳感器等是迫切需要研究的關(guān)鍵技術(shù),能夠顯著提高檢測精度和效率。

3)定制開發(fā)自動化、智能化裝置是將各類研究方法落地的有效手段,將在未來液體火箭發(fā)動機重復(fù)使用間的無損檢測中發(fā)揮重要作用。需優(yōu)化工藝流程,將試后處理與產(chǎn)品檢測集成,開發(fā)自動化、智能化使用維護(hù)處理與檢測系統(tǒng),進(jìn)而縮短維護(hù)時間。