液体火箭发动机推进剂检漏关键技术的综述.docx

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液体火箭发动机推进剂检漏关键技术的综述

液体火箭发动机推动剂检漏技术综述

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-12-0713:

57:

11   

１ 引 言

   在液体火箭发动机中，泄漏故障是最常用和极其危险故障，在火箭发射时，

泄漏（漏液、漏气）导致发射失败或推迟状况屡见不鲜。

1990年，NASA研制空间

运送系统（STS）在STS-35和STS-38发射前和STS-41飞行中都经历了主推动系统（MPS）

过度氢泄漏事件。

STS-35，STS-38发射前所发生泄漏导致该运送系统在找到泄漏

源前被停飞［1］。

美国洛克达因公司于1990年曾对其研制生产SSME，F-1，J-2，

RS-27，LR89-NA5（7），LR105-AN5（7）7种泵压式火箭发动机在实验和飞行中浮现

84379次非正常事故进行了研究，从中筛选出1771次较为严重故障，通过简朴

FMECA及FTA归结为16种失效模式，其中发动机泄漏故障几乎占70%［2］。

   在火箭推动工业中，发射准备阶段涉及许多检查测试，许多分零件装配和

组合件装配完整性检测过程包括对各种推动剂及其他液体系统泄漏检测；外部

储箱装入时，要进行接管泄漏实验；轨道飞行器需要尽极大努力来充分检查小

推动剂系统和空间来回主发动机，任何一种液体管道零件更换和工作时，必要进行

泄漏检查以拟定系统完整性。

所有这些高质量检查要消耗大量工时和费用［3］，

建立一种迅速有效泄漏自动检测系统是很有必要。

90年代以来，AIAA召开国

际推动技术会议中，液体火箭发动机检漏技术占据了很重要地位。

初期采用

泄漏检测偏重于硬件方面，如可燃气体探测器、压降检测器、电阻温度计（RTD）或热

电偶检漏、通过热导线点燃来检测氢外泄漏［4］等。

由于计算机在各领域应用和

当代控制理论发展，近年来，逐渐浮现了软硬件相结合检漏新办法。

本文将对

用于或也许用于液体火箭发动机检漏技术进行归纳和评述。

２ 检漏办法

2．1

   老式检漏法需要人工参加和强度高劳动，用这种办法检漏要消耗数以千计

工时，直接影响地面工作费用。

这种办法合用于产品检漏，评估产品泄漏率。

   老式检漏法普通可分为“液体／气泡”实验法和“装袋”实验法。

   “液体／气泡”检漏法：

“液体／气泡”法就是用一种液体涂抹在所有可疑泄

漏点（法兰盘、设备进出等），当给系统增压时，观测所涂液体处与否有气泡产生。

这种检漏办法可靠性决定于能否保证在所检部位均涂上了一层液体，不要因液体

流失而漏检。

这种办法在阀门外泄漏和管道泄漏检测中得到应用。

   当前，NASALewis研究中心研制了基于氢微型传感器自动检漏系统，并指出这

个系统用于火箭发动机氢泄漏检测强大潜力；它可应用于地球至轨道火箭发动机

氢泄漏自动检测［15-17］。

该系统由三某些构成：

一种传感器阵列、一种信号解决

装置和一种诊断解决器［18］，见图2。

   此泄漏检测系统基本传感器是能提供批示本地氢压电信号固态微型传感器。

这些传感器分布在推动系统燃料箱，供应管路和发动机元件上。

   氢传感器通过网络系统连接起来，这个网络控制并接受传感器原始读数，然

后将电信号转化为氢浓度数值。

该网络特点在于可以进行分布式信号解决，

它收集、解决并记录传感器测量值。

数据一旦被收集，便串行传递给地面数据

解决装置。

在该装置中执行泄漏检测运算。

一种实用系统也许要用250～300个有

源传感元件。

为了减少电缆数量，可以用一根单独电缆多路扫描一串传感器，几

根电缆先连接到每一分布信号解决器；然后通过一种单独串行总线把信号解决

器和地面数据解决器连接起来。

   该系统拥有一系列解决算法，可对传感器网络原始测量数据进行转换，综

合和评估。

每个传感器测量值均依照温度、压力以及其他校准变量作了校正，对

传感器动态特性也作了预先补偿并删除异常数据。

该系统采用规则库专家系统和神

经网络算法来综合区域和点传感信息，综合燃料系统外形和飞行器型式信息。

当前该系统设立了两种神经网络构造，第一种网络可给出也许泄漏源；第二个网

络可以根据初始传感器响应数据实时地计算出泄漏量。

系统最后输出是一组泄漏

数据，给出按也许性排序各泄漏位置及其泄漏量预计值，用这些数据可模仿

出泄漏羽状图像。

在任何给定期间段，可用这些数据显示出涉及发动机部件图

形三维图像。

通过内插运算来逼近传感器之间氢气浓度空间分布，从而模仿

出泄漏羽烟图像。

   这种泄漏检测系统用氢传感器阵列覆盖整个发动机空间，可以实时地提供泄

漏源和泄漏量级信息。

由于氢传感器信号反映本地瞬时氢含量可靠限度影响了

氢泄漏源和量级拟定，因此它依然不能精确地对泄漏故障源进行定位，并且不能

同步检测组元氢、组元氧和燃气泄漏。

2．3基于红外图像解决检漏法

   基于图像解决技术检漏法只需用少数传感器件即能以很高空间辨别率监

测发动机泄漏点，它采用是一种面式传感器，从而可以使硬件系统得到很大

简化，提高了可靠性。

从成像原理来看，可分为基于红外吸取成像检漏法和基

于热成像检漏法。

   基于红外吸取成像检漏法：

用一种红外吸取性强气体充压，红外相机来监

测发动机自然热辐射，当气体或推动剂泄漏时，吸取了一定范畴波长红外线，

通过红外相机过滤成像；然后用计算机可以对图像进行数字化、存储和分析，从而

来检测泄漏故障。

   文献［19］运用红外吸取技术在实验台上对火箭发动机进行了检漏测试，文献［20］

把此技术应用到SSME实时泄漏故障监测。

此检漏法特点［19］：

（1）不同推动剂

对红外线吸取波长范畴是有差别，运用分光计，然后进行光谱分析，可以有

效地辨认是何种推动剂泄漏；

（2）推动剂泄漏时，由于推动剂红外吸取会产生云

状图像，泄漏点处图像呈环状，这样可以精确地进行泄漏故障定位；（3）这种检

测技术对在红外相机标定波长段上红外吸取性很强推动剂（MMH，NTO等）泄漏

时，具备很高敏捷性，但对在这波长段上红外吸取性弱推动剂泄漏敏捷性差，

具备一定局限性。

   基于热成像检漏法：

红外成像系统是把物体发生红外辐射经光学成像系统、

光机扫描系统投射到液氮致冷红外探测器上，探测器把红外辐射信号转变成电信号，

经放大和解决后在视频显示屏上得到与物体表面温度分布相相应“实时热图像”。

物体自身红外辐射强度反映了其温度，能提供物体热状态重要信息。

   热成像诊断法在机械设备故障诊断领域中，得到了广泛应用［21］。

对采用

低温推动剂发动机，如氢氧火箭发动机，当推动剂泄漏时，泄漏点周边温度迅速

减少，破坏正常工况下温度场分布；当燃气泄漏时，温度很高，随着着很强热

辐射；而热像仪可测得整个发动机热状态分布图，通过计算机解决所测发动机

“实时热图像”，提取故障特性量，再运用模式辨认技术来拟定故障类型、量级

和泄漏源［22］，就可以实现推动剂自动泄漏检测。

   热成像技术具备如下特点［23］：

（1）可进行非接触检测；

（2）可给出空间辨别

率和温度辨别率都较好发动机温度场二维图像；（3）可进行迅速和实时测量，允

许咱们进行瞬态研究和大范畴发动机迅速观测，并可记录与重放发动机外壳温度

场及其演变过程，进行数据显示、计算、解决和分析；（4）热像仪是一种非接触性

测温仪器，它对低温推动剂泄漏和高温燃气泄漏检测具备很高敏捷度。

3 结论及展望

   随着火箭推动工业发展，对推动剂泄漏故障检测和定位规定也越来越高，

从初期以硬件为主办法逐渐发展到以软件为主，软硬件相结合办法。

当前已

研制出一种应用于飞行器发射实时氢泄漏检测系统实验型。

该系统由三某些构成：

一种多路传播传感器阵列、信号解决装置和诊断软件。

所有构成某些都已试制样

机并验证。

   借鉴国外对火箭发动机推动剂泄漏故障检测研究经验，针对当前国内状况，

火箭发动机检漏技术发展会趋于如下几种研究方向：

（1）提高既有检漏系统可靠

性。

检漏时所用工质和温度、压力条件等均与发动机实际工作条件有较大差别，使

实验漏率和实际漏率浮现偏差，导致检漏系统不可靠，通过改进检漏工艺以及实验漏

率标定办法可望解决；

（2）改进既有检漏技术，使之具备较短检测周期和较强

通用性。

既有技术所需检漏时间太长，并且通用性不强，这样投资成本和运营成

本都较高，不能满足实际生产和研制需要，可以通过改进系统设计和提高系统自动

化水平等办法来解决，欧洲空间局和欧洲空间技术中心研制检漏系统可供借鉴；（3）

研究先进新型传感器，使之具备更高敏捷度、鲁棒性和可靠性。

（4）研究推动剂

自动泄漏检测系统，以合用于实验或飞行等复杂状况时检漏；配套研究敏捷、

实时性好泄漏故障检测算法；（5）建立泄漏故障数据库，以用于记录分析和泄漏

故障检测办法及其监控系统方案验证。

本文系哈工大校管航天基金资助项目，编号：

男 23岁 博士生 哈尔滨工业大学241教研室 150001

参照文献

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（2）

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22王春勇，周建勋等．红外图像特性分析与模仿．红外技术，1996，（5）

23黄文虎，夏松波等．设备故障诊断原理、技术及应用．北京：

科学出版社，1996：

70

1996年12月收稿；1997年3月收到修改稿。

 老式检漏法［5］

图1用袋装法检漏装置图

   “装袋”检漏法［6］：

“装袋”法就是将被检测部件装

入一种塑料袋中，当用一种气体给部件增压时，用质谱仪或气体探测器来检测这种

气体。

装袋设计必要保证能测量出贮箱推动剂泄漏率，其原理见图1所示，它采

用氮气来充袋。

定义：

y漏=Q漏／（Q氮+Q漏）

   由此可得：

Q漏=y漏（Q氮+Q漏）

   由于Q氮》Q漏，因此泄漏率可表达为：

Q漏

y漏Q氮          

（1）

方程

（1）合用袋中泄漏气体均匀混合，并处在稳态时。

   此类办法广泛用于发动机泄漏检测，如当前国内普遍采用氦质谱检漏技术

就属此类。

由于检漏时所用工质和温度、压力条件等均与发动机实际工作条件有

较大差别，运用该技术标定出来漏率和实际漏率不匹配，可靠性差。

此时，检漏

系统浓度检测敏捷度只有百万分之几，勉强适合发动机泄漏检测，并且在实际检

测时需要抽真空，这样检漏时间长、费用高。

   近年，欧洲空间局和欧洲空间技术中心研制了一种新型发动机泄漏检测系统

［7］。

这种系统特点是：

检测敏捷度高，可靠性高，检测周期短。

该系统由机械

泵和涡轮分子泵构成主真空系统；由机械泵和小型涡轮分子泵构成管道真空系统

；而由钛升华泵作为质谱仪主真空系统。

整个检漏系统由取样系统、真空系统、

质谱计检测系统构成。

在检漏时，用氮气冲洗容器，被检部件冲入氦气或氟里昂、

碳氢化合物。

当发生泄漏时，示漏气体在容器里累积一段时间之后，由取样系统引

入质谱仪真空室。

由于钛升华泵对氮气和惰性气体抽速比达一万倍，质谱室中

氮气被大量地抽出，而惰性气体大量地留在质谱室里。

该技术检测敏捷度很高，

且不必抽真空。

该系统浓度敏捷度达百亿分之一，并且在强度和可靠性方面都经

受了考验。

2．2基于点式传感器检漏法

   这种检漏法原理：

金属氧化物半导体敏感器件基本元件是二氧化硅绝缘体，

它位于钯合金（Pd/Ag或Pd/Ni）栅极和n型硅基片中间。

当器件暴露时，会使周边

氢从金属表面游离，渗入到钯栅中。

在金属绝缘体内界面形成一层Pd-H偶极子，并且

变化耗尽层电荷分布。

外界氢，钯金属渗出氢，Pd-H偶极层达到了平衡。

当所

有吸取点被布满时，所测到量值反映周边氢量级。

这个过程是可逆，因而传

感器可以跟踪量级减少和增长。

文献［8-16］对氢微型传感器构造特性、敏捷性、

热力性、鲁棒性等给出了详细描述。

图2多点泄漏故障自动检测系统