一种固体火箭发动机Ⅱ界面脱粘的成像检测方法及系统技术方案

本发明专利技术涉及一种固体火箭发动机Ⅱ界面脱粘的成像检测方法及系统。该方法包括根据固体火箭发动机每层介质的参数确定每层反射率的超声频谱关系，确定阵列超声换能器的阵元中心频率；确定固体火箭发动机多层粘接结构声场分布模型，确定阵列超声换能器的最优阵元间距；根据最优阵元间距和阵元中心频率设置阵列超声换能器；基于延时法则，采用预埋Ⅱ界面脱粘缺陷的超声检测标准试样进行有无缺陷的对比试验，确定脱粘缺陷的成像闸门；利用超声回波信号和编码器提供的位置信号和成像闸门，将位置点对应的超声信号在成像闸门内最大的信号幅值转化为像素点，根据检测区域的像素点组成Ⅱ界面的超声C型图像。本发明专利技术能够提高固体火箭发动机Ⅱ界面脱粘检测的效率。界面脱粘检测的效率。界面脱粘检测的效率。

【技术实现步骤摘要】
一种固体火箭发动机Ⅱ界面脱粘的成像检测方法及系统


[0001]本专利技术涉及超声无损检测领域，特别是涉及一种固体火箭发动机Ⅱ界面脱粘的成像检测方法及系统。

技术介绍

[0002]固体火箭发动机燃烧室一般由钢壳体/绝热层/衬层/推进剂粘接而成，由于衬层的厚度很薄，且其声学特性与推进剂类似，因此可将衬层与推进剂视为一体考虑。其中，主要检测界面为壳体与绝热层之间的界面(被称为Ⅰ界面)，以及绝热层和推进剂之间的界面(被称为Ⅱ界面)。生产过程中，Ⅱ界面脱粘是较为常见的一类缺陷。发动机界面脱粘会导致推进剂燃烧面不确定性增加，偏离预先设计的燃面变化规律，影响导弹武器性能，甚至引发灾难事故，直接威胁发射安全。
[0003]当前，对于固体火箭发动机Ⅱ界面脱粘缺陷的检测方法主要有射线检测、声发射检测以及超声检测等。采用射线技术能够较准确检出多层粘接结构中的脱粘缺陷，但检测速度慢，检测效率低且成本较高，无法做到全覆盖检测。声发射检测需要在脱粘间隙达到一定程度时才可以有效检测，且严重依赖于检测人员的经验，检测效果难以得到有效保障；此外，这种方法的检测分辨率也较低。
[0004]超声检测方法用于火箭发动机Ⅱ界面脱粘缺陷检测时，检测方式主要有单通道超声垂直入射或采用超声导波检测等。由于固体火箭发动机多层粘接结构的声学特性，壳体与绝热层之间具有较高的声阻抗差，能够接收到的Ⅱ界面超声回波信号微弱，信噪比较低，且采用单通道超声检测的效率低，检测时间过长。
[0005]因此，亟需一种固体火箭发动机Ⅱ界面脱粘的成像检测方法或系统，以提高固体火箭发动机Ⅱ界面脱粘检测的效率。

技术实现思路

[0006]本专利技术的目的是提供一种固体火箭发动机Ⅱ界面脱粘的成像检测方法及系统，能够提高固体火箭发动机Ⅱ界面脱粘检测的效率。
[0007]为实现上述目的，本专利技术提供了如下方案：
[0008]一种固体火箭发动机Ⅱ界面脱粘的成像检测方法，包括：
[0009]利用阵列超声换能器对耦合平楔块的固体火箭发动机壳体进行阵列超声检测；所述阵列超声换能器在带编码器的扫查检测工装下夹持；所述平楔块贴合在固体火箭发动机壳体表面；所述固体火箭发动机壳体设在扫查检测工装下；所述阵列超声换能器与阵列超声板卡连接；所述阵列超声板卡用于控制阵列超声换能器进行声波的激励和接收；所述编码器与阵列超声板卡连接；所述阵列超声板卡还用于进行阵列超声换能器的位置坐标反馈；计算机与阵列超声板卡连接；所述阵列超声板卡还用于进行阵列超声板卡控制和信号采集；
[0010]根据固体火箭发动机每层介质的参数确定每层反射率的超声频谱关系，进而确定
阵列超声换能器的阵元中心频率；所述固体火箭发动机包括：平楔块层、壳体层、绝热层以及推进剂层；所述介质的参数包括：介质的厚度、声速以及衰减系数；
[0011]确定固体火箭发动机多层粘接结构声场分布模型，并确定阵列超声换能器的最优阵元间距；之后根据最优阵元间距和阵元中心频率设置阵列超声换能器；所述最优阵元间距为具有最佳声场指向性时的阵元间距；
[0012]根据斯涅尔定律确定所设计的阵列超声换能器的阵列超声声束在多层介质中的声束聚焦路径；进而计算在Ⅱ界面进行聚焦时，阵列超声换能器发射和接收声波的延时法则，以此控制阵列超声换能器的超声信号的延迟激励时间，从而使各个阵元激发的子声波通过相位干涉聚焦到Ⅱ界面上；
[0013]基于延时法则，采用预埋Ⅱ界面脱粘缺陷的超声检测标准试样进行有无缺陷的对比试验，确定脱粘缺陷的成像闸门；
[0014]超声板卡采集整个扫查区域的所有的超声回波A型数据，并保存在检测系统中；
[0015]利用超声回波信号和编码器提供的位置信号以及成像闸门，将各个位置点对应的超声信号在成像闸门内最大的信号幅值转化为像素点，进而根据整个检测区域的像素点组成Ⅱ界面的超声C型图像。
[0016]可选地，所述根据固体火箭发动机每层介质的参数确定每层反射率的超声频谱关系，进而确定阵列超声换能器的阵元中心频率，具体包括：
[0017]利用公式确定介质层的超声波反射系数；
[0018]其中，d
S
为壳体的厚度，d
R
为绝热层的厚度，r
WS
为平楔块层和壳体层之间的界面反射系数，r
SR
为壳体层和绝热层之间的界面反射系数，r
RA
为绝热层以及推进剂层之间的界面反射系数，ω为超声频率，α＝j2k
S
d
S
，β＝j2k
R
d
R
，k
S
为壳体层中的波数，k
R
绝热层中的波数。
[0019]可选地，所述确定固体火箭发动机多层粘接结构声场分布模型，并确定阵列超声换能器的最优阵元间距；之后根据最优阵元间距和阵元中心频率设置阵列超声换能器，具体包括：
[0020]利用公式确定点x的振动位移频谱；
[0021]其中，u(x,ω)为点x的振动位移频谱，P为纵波，S为横波，ν0代表换能器激发时表面的振幅，ρ1为平楔块层介质密度，ρ2为固体火箭发动机介质密度，D1为从平楔块层出发传播至固体火箭发动机内部点x的超声波束在材料中的传播距离，D2为从固体火箭发动机表面出发传播至固体火箭发动机内部点x的超声波束在材料中的传播距离，θ1为从平楔块层出发传播传播至固体火箭发动机内部点x与折射法平面的夹角，θ2为从固体火箭发动机表面出发传播传播至固体火箭发动机内部点x与折射法平面的夹角，c为材料声速，T
12
为超声波束线折射时的折射系数，S代表阵列超声换能器表面，α代指试样内部纵波P或横波S，c
α2
为
试样内部声速，c
P1
为楔块纵波声速。
[0022]可选地，所述根据斯涅尔定律确定所设计的阵列超声换能器的阵列超声声束在多层介质中的声束聚焦路径，具体包括：
[0023]利用公式确定声束传播方向与阵元法向方向的夹角；
[0024]利用公式确定阵元P所发出声束从阵元到聚焦点的传播时间；
[0025]利用公式Δt
p
＝T
max
‑
t
p
确定阵元P的声波激发延迟时间；
[0026]其中，α1为声束传播方向与阵元法向方向的夹角，|PO|
x
为阵元P至聚焦点O的水平距离，L
i
为介质层i的厚度，c
i
为介质层i中的纵波声速，t
p
为阵元P所发出声束从阵元到聚焦点的传播时间，T
max
为所有阵元中最大的传播时间。
[0027]一种固体火箭发动机Ⅱ界面脱粘的成像检测系统，包括：
[0028]阵列超声检测模块，用于利用阵列超声换能器对耦合平楔块的固体火箭发动机壳体进行阵列超声检测；所述阵列超声换能器在带编码器的扫查检测工装下夹持；所述平楔块贴合在固体火箭发本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机Ⅱ界面脱粘的成像检测方法，其特征在于，包括：利用阵列超声换能器对耦合平楔块的固体火箭发动机壳体进行阵列超声检测；所述阵列超声换能器在带编码器的扫查检测工装下夹持；所述平楔块贴合在固体火箭发动机壳体表面；所述固体火箭发动机壳体设在扫查检测工装下；所述阵列超声换能器与阵列超声板卡连接；所述阵列超声板卡用于控制阵列超声换能器进行声波的激励和接收；所述编码器与阵列超声板卡连接；所述阵列超声板卡还用于进行阵列超声换能器的位置坐标反馈；计算机与阵列超声板卡连接；所述阵列超声板卡还用于进行阵列超声板卡控制和信号采集；根据固体火箭发动机每层介质的参数确定每层反射率的超声频谱关系，进而确定阵列超声换能器的阵元中心频率；所述固体火箭发动机包括：平楔块层、壳体层、绝热层以及推进剂层；所述介质的参数包括：介质的厚度、声速以及衰减系数；确定固体火箭发动机多层粘接结构声场分布模型，并确定阵列超声换能器的最优阵元间距；之后根据最优阵元间距和阵元中心频率设置阵列超声换能器；所述最优阵元间距为具有最佳声场指向性时的阵元间距；根据斯涅尔定律确定所设计的阵列超声换能器的阵列超声声束在多层介质中的声束聚焦路径；进而计算在Ⅱ界面进行聚焦时，阵列超声换能器发射和接收声波的延时法则，以此控制阵列超声换能器的超声信号的延迟激励时间，从而使各个阵元激发的子声波通过相位干涉聚焦到Ⅱ界面上；基于延时法则，采用预埋Ⅱ界面脱粘缺陷的超声检测标准试样进行有无缺陷的对比试验，确定脱粘缺陷的成像闸门；超声板卡采集整个扫查区域的所有的超声回波A型数据，并保存在检测系统中；利用超声回波信号和编码器提供的位置信号以及成像闸门，将各个位置点对应的超声信号在成像闸门内最大的信号幅值转化为像素点，进而根据整个检测区域的像素点组成Ⅱ界面的超声C型图像。2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机Ⅱ界面脱粘的成像检测方法，其特征在于，所述根据固体火箭发动机每层介质的参数确定每层反射率的超声频谱关系，进而确定阵列超声换能器的阵元中心频率，具体包括：利用公式确定介质层的超声波反射系数；其中，d
S
为壳体的厚度，d
R
为绝热层的厚度，r
WS
为平楔块层和壳体层之间的界面反射系数，r
SR
为壳体层和绝热层之间的界面反射系数，r
RA
为绝热层以及推进剂层之间的界面反射系数，ω为超声频率，α＝j2k
S
d
S
，β＝j2k
R
d
R
，k
S
为壳体层中的波数，k
R
绝热层中的波数。3.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机Ⅱ界面脱粘的成像检测方法，其特征在于，所述确定固体火箭发动机多层粘接结构声场分布模型，并确定阵列超声换能器的最优阵元间距；之后根据最优阵元间距和阵元中心频率设置阵列超声换能器，具体包括：
利用公式确定点x的振动位移频谱；其中，u(x,ω)为点x的振动位移频谱，P为纵波，S为横波，ν0代表换能器激发时表面的振幅，ρ1为平楔块层介质密度，ρ2为固体火箭发动机介质密度，D1为从平楔块层出发传播至固体火箭发动机内部点x的超声波束在材料中的传播距离，D2为从固体火箭发动机表面出发传播至固体火箭发动机内部点x的超声波束在材料中的传播距离，θ1为从平楔块层出发传播传播至固体火箭发动机内部点x与折射法平面的夹角，θ2为从固体火箭发动机表面出发传播传播至固体火箭发动机内部点x与折射法平面的夹角，c为材料声速，T
12
为超声波束线折射时的折射系数，S代表阵列超声换能器表面，α代指试样内部纵波P或横波S，c
α2
为试样内部声速，c
P1
为楔块纵波声速。4.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机Ⅱ界面脱粘的成像检测方法，其特征在于，所述根据斯涅尔定律确定所设计的阵列超声换能器的阵列超声声束在多层介质中的声束聚焦路径，具体包括：利用公式确定声束传播方向与阵元法向方向的夹角；利用公式确定阵元P所发出声束从阵元到聚焦点的传播时间；利用公式Δt
p
＝T
max
‑
t
p
确定阵元P的声波激发延迟时间；其中，α1为声束传播方向与阵元法向方向的夹角，|PO|
x
为阵元P至聚焦点O的水平距离，L
i
为介质层i的厚度，c
i
为介质层i中的纵波声速，t
p
为阵元P所发出声束从阵元到聚焦点的传播时间，T
max
为所有阵元中最大的传播时间。5.一种固体火箭发动机Ⅱ界面脱粘的成像检测系统，其特征在于，包括：阵列...

【专利技术属性】
技术研发人员：周正干，王俊，王飞，危荃，郑雪鹏，
申请(专利权)人：上海航天精密机械研究所，
类型：发明
国别省市：