一种液体火箭发动机推进剂供应管路的气密检漏方法技术

本发明专利技术涉及一种液体火箭发动机推进剂供应管路的气密检漏方法，解决现有的管路气密性检测方法工作量大，周期长，并且对微漏难以检查的问题。气密检漏系统包括传感器、前端转接柜、测量电缆、数据采集模块、数据分析设备和显示器，数据采集模块包括信号调理电路、放大电路、滤波电路和A/D转换电路，数据分析设备为计算机，显示器与数据分析设备连接，传感器包括温度传感器、压力传感器和和声发射传感器，从传感器获得的信号经前端转接柜和测量电缆传输进入数据采集模块，信号经放大、滤波、A/D转换后传输给数据分析设备，本发明专利技术基于上述气密检漏系统的气密检漏方法包括以下步骤：1)安装传感器；2)校验传感器；3)数据采集；4)数据处理。

Airtight leak detection system and method for liquid propellant supply pipeline of liquid propellant rocket engine

The invention relates to a gas leakage detection system and a method for liquid rocket engine propellant supply pipeline, which solves the problems of large workload, long cycle and difficult detection of micro leakage of existing pipeline gas tightness detection methods. The air-tight leak detection system includes sensors, front-end switchgear, measuring cables, data acquisition module, data analysis equipment and display. The data acquisition module includes signal conditioning circuit, amplification circuit, filter circuit and A/D conversion circuit. The data analysis equipment is a computer, the display is connected with data analysis equipment, and the sensor. Including a temperature sensor, a pressure sensor and an acoustic emission sensor, the signal obtained from the sensor is transmitted to a data acquisition module via a front-end switchboard and a measuring cable, and the signal is amplified, filtered, and A/D converted to a data analysis device. The present invention provides a gas-tight leak detection method based on the gas-tight leak detection system. Next steps are as follows: 1) install sensor; 2) check sensor; 3) data acquisition; 4) data processing.

【技术实现步骤摘要】
一种液体火箭发动机推进剂供应管路气密检漏系统及方法
本专利技术涉及故障监测领域，具体涉及一种液体火箭发动机推进剂供应管路气密检漏系统和方法。
技术介绍
压力管道是液体火箭发动机试验领域内输送流体的最基本单元，由于试验在用管道的老化、地理和气候环境的变化以及其它原因，在热试验或推进剂加注过程中管道泄漏事故时有发生，试验用推进剂具有高毒、易燃(燃料)、易挥发(氧化剂)等特性，用于控制阀门、增压、吹除等的高纯氮气为窒息性气体，试验用推进剂和高纯氮气若出现大量泄漏，后果非常严重。为保证试验工艺系统可靠性，防止管道内介质的跑、冒、滴漏现象存在，需要进行至少一次推进剂管路气密性检查，两次发动机接口管路气密性检查，在更换相关推进剂管路组件(阀门、过滤器、流量计等)或进行管道多余物检测时也需要对相关部位进行气密性检查，由于管路系统空间结构复杂，每次试验准备过程中花费在气密性检查的时间在三天左右。目前工艺系统管路气密性检查主要存在以下问题：工艺管路和设备在重新安装后都需要进行带压密封检查。目前采取在各接口和主要焊缝涂抹肥皂沫观察的方式，工作量大，周期长，并且对微漏难以检查，对难以查找定位的微漏只有采取对所有联结件再紧固的办法，气密检查和处理成为影响工作效率、造成加班加点的主要原因之一；其次，检查过程主要靠人工进行，采取望、闻、听等手段进行，检测过程中对管道加注高纯氮气，所以管道中存在的是高纯氮气(99.5％)和残存的有毒有害的推进剂混合气体，一旦出现泄漏，对人身安全造成影响。
技术实现思路
本专利技术的目的是解决现有的管路气密性检测方法工作量大，周期长，并且对微漏难以检查的问题，提供一种液体火箭发动机推进剂供应管路气密检漏系统及方法，本专利技术采用三种检测手段相互协作相互补充，可高效可靠的完成压力管路的气密检查。本专利技术解决上述问题的技术方案是：一种液体火箭发动机推进剂供应管路气密检漏系统，包括传感器、前端转接柜、测量电缆、数据采集模块、数据分析设备和显示器；所述数据采集模块包括信号调理电路、放大电路、滤波电路和A/D转换电路；所述数据分析设备为计算机，所述显示器与数据分析设备连接；所述传感器包括温度传感器、压力传感器和声发射传感器；从传感器获得的信号经前端转接柜和测量电缆传输给数据采集模块，信号经放大、滤波、A/D转换后传输给数据分析设备。同时，本专利技术还提供一种基于上述气密检漏系统检测液体火箭发动机推进剂供应管路的气密检漏方法，包括以下步骤：1)安装传感器；2)校验传感器；2.1)校验参数的选择设置：选择采集参数的数量及通道名称，设置参数的采样速率、增益、滤波、激励源以及数据的保存位置；2.2)校验参数的数据采集及通道系数获取：校验参数的数据采集采用双进程方式，一个进程用于数据采集和数据存储，另一进程用于对参数的实时数字量显示；针对温度传感器的数据采集，启动温度传感器并预热，根据温度传感器的类型和测量范围对每一温度采集通道施加不同的标准电压，对采集数据进行收集，将采集数据利用插值法计算出每个通道的斜率，作为该通道的系数k；针对压力传感器和声发射传感器的数据采集，启动压力传感器和声发射传感器的并预热，采用压力校验仪对采集通道施加不同的标准压力，对采集数据进行收集，将采集数据利用插值法计算出每个通道的斜率，作为该通道的系数b；3)数据采集；3.1)采集参数的选择设置：对采集参数的采样速率、增益、滤波、激励源进行设置以及设置试车信息，设置数据采集后的保存位置；3.2)数据的采集；通过温差法、压力波法、声发射检测法从温度传感器、压力传感器和声发射传感器获取数据，并对获取的数据进行实时记录与保存；数据的采集采用双进程方式，一个进程用于数据采集和数据存储，另一进程用于对参数的实时数字量显示；4)数据处理：采集到的数据通过算法判断是否发生泄漏；4.1)将步骤3.2)中通过温度传感器、压力传感器和声发射传感器获取数据进行修正：压力传感器和声发射传感器获取的数据均通过以下计算公式修正：P＝b(us－u0)+PH(5)式中：b-采集通道的斜率值，MPa/mV；us-压力传感器或声发射传感器获取数据对应的电压毫伏数，mV；u0-压力传感器或声发射传感器零位对应毫伏数，mV；P-计算出的数值，Mpa；PH-大气压强，Mpa；温度传感器获取的数据修正计算公式为：u＝k(vs－v0)+uld(6)式中：u-计算出的温度对应毫伏数，mV；vs-实测温度对应电压毫伏数，mV；v0-温度传感器零位对应毫伏数，mV；k-斜率；uld-冷端温度对应毫伏数，mV；查mV－T分度表用插值法计算温度：式中：T-实际温度值，℃；Ti-分度表中对应T的前一点温度值，℃；Ti+1-分度表中对应T的后一点温度值，℃；ui-对应u前一点毫伏数，mV；ui+1-对应u后一点毫伏数，mV；4.2)通过算法实时判别是否有泄露发生：将步骤4.1)中修正后的数据给定一个包络范围，在一段时间内连续5次的数据超过包络范围，则有泄露发生。进一步地，步骤1)中安装传感器方式为：安装前用热风枪对温度采集通道施加温度，观察对应的采集通道是否有温度数值变化；采用油压机对压力采集通道施加压力，观察对应采集通道是否有压力数值变化，在需要检测泄露的部位附近安装温度传感器、压力传感器和声发射传感器。进一步地，步骤2.2)中根据温度传感器的类型和测量范围对每一温度采集通道施加不同的标准电压，采用三遍六档方式对采集数据进行收集；采用压力校验仪对压力采集通道施加不同的标准压力，采用三遍六档方式对采集数据进行收集。本专利技术的优点为：1.本专利技术建立压力管道气密检漏系统及方法，实现对液体火箭发动机推进剂管道泄漏的实时检测，提高了气密检漏检测效率，为泄漏事故的及时检修提供了方便，将最大限度地减少经济损失和资源浪费，尽可能地避免环境污染和安全事故的发生，同时对缩短试验周期也具有极为重要的作用。2.本专利技术充分结合三种检测手段，可高效可靠的完成液体火箭发动机推进剂管路的气密检漏工作；针对长距离的管道检漏采用压力波法可以节约成本，减少工作量；针对关键部位的微小泄露可以使用声发射检测法，检测精度高定位迅速；针对关键部位且空间紧凑的区域可以采用温差法检漏。3.本专利技术采用三种检测方法，系统改造小、成本低、可检测长距离管道漏点、漏点定位准确和反应迅速、传感器对安装空间要求低，检测手段多样化，可以实现有损检测和无损检测相结合的气密检查方式。4.本专利技术使用高温气体填充管道后，使用温差法进行高精度的检漏测量，用于弥补应力波法检漏过程中的一些缺失，检漏更加高效可靠。5.本专利技术检漏系统和检漏方法可以在线检测，工作无间断，检测快捷。附图说明图1本专利技术气密检漏系统组成图；图2本专利技术推进剂供应管路气密检漏系统原理图；图3为本专利技术气密检漏方法原理图；图4为本专利技术气密检漏方法工作流程图；图5为本专利技术压力波法检测的泄漏信号图；图6为本专利技术声发射检测法检测的泄漏信号图；图7本专利技术管道压力充填40℃氮气时系统检测的泄漏信号图。具体实施方式以下结合附图和具体实施例对本专利技术的内容作进一步详细描述：如图1、图2所示，本专利技术液体火箭发动机推进剂供应管路气密检漏系统包括传感器、前端转接柜、测量电缆、数据采集模块、数据分析设备和显示器；其中传感器为温度传感器、压力传感器和声本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种液体火箭发动机推进剂供应管路气密检漏系统，其特征在于：包括传感器、前端转接柜、测量电缆、数据采集模块、数据分析设备和显示器；所述数据采集模块包括信号调理电路、放大电路、滤波电路和A/D转换电路；所述数据分析设备为计算机，所述显示器与数据分析设备连接；所述传感器包括温度传感器、压力传感器和声发射传感器；从传感器获得的信号经前端转接柜和测量电缆传输给数据采集模块，信号经放大、滤波、A/D转换后传输给数据分析设备。

【技术特征摘要】
1.一种液体火箭发动机推进剂供应管路气密检漏系统，其特征在于：包括传感器、前端转接柜、测量电缆、数据采集模块、数据分析设备和显示器；所述数据采集模块包括信号调理电路、放大电路、滤波电路和A/D转换电路；所述数据分析设备为计算机，所述显示器与数据分析设备连接；所述传感器包括温度传感器、压力传感器和声发射传感器；从传感器获得的信号经前端转接柜和测量电缆传输给数据采集模块，信号经放大、滤波、A/D转换后传输给数据分析设备。2.基于权利要求1所述的气密检漏系统检测液体火箭发动机推进剂供应管路的气密检漏方法，其特征在于，包括以下步骤：1)安装传感器；2)校验传感器；2.1)校验参数的选择设置：选择采集参数的数量及通道名称，设置参数的采样速率、增益、滤波、激励源以及数据的保存位置；2.2)校验参数的数据采集及通道系数获取：校验参数的数据采集采用双进程方式，一个进程用于数据采集和数据存储，另一进程用于对参数的实时数字量显示；针对温度传感器的数据采集，启动温度传感器并预热，根据温度传感器的类型和测量范围对每一温度采集通道施加不同的标准电压，对采集数据进行收集，将采集数据利用插值法计算出每个通道的斜率，作为该通道的系数k；针对压力传感器和声发射传感器的数据采集，启动压力传感器和声发射传感器的并预热，采用压力校验仪对采集通道施加不同的标准压力，对采集数据进行收集，将采集数据利用插值法计算出每个通道的斜率，作为该通道的系数b；3)数据采集；3.1)采集参数的选择设置：对采集参数的采样速率、增益、滤波、激励源进行设置以及设置试车信息，设置数据采集后的保存位置；3.2)数据的采集；通过温差法、压力波法、声发射检测法从温度传感器、压力传感器和声发射传感器获取数据，并对获取的数据进行实时记录与保存；数据的采集采用双进程方式，一个进程用于数据采集和数据存储，另一进程用于对参数的实时数字量显示；4)数据处理：采集...

【专利技术属性】
技术研发人员：左明聪，陈海峰，刘英元，张少博，董冬，白文义，邝奇，翟文化，耿直，刘晓，姚羽佳，赵纳，赵涛，
申请(专利权)人：西安航天动力试验技术研究所，
类型：发明
国别省市：陕西,61