任立衡,金 永,王召巴,陈友兴,范 晨

(中北大学 信息与通信工程学院，太原 030051)

0 引言

固体火箭发动机主要由壳体、绝热层、衬层、推进剂等组成，热防护层(绝热层或衬层)是发动机内粘接壳体或推进剂的重要弹性材料[1]。固体火箭发动机工作时，燃烧室中燃气温度高达2500～3900 K[2]，热防护层太薄会导致壳体过热而降低壳体结构的强度，危及发动机结构的完整性[3]；太厚会使装药量减少，从而降低固体火箭的工作效率。热防护层太薄或太厚均会影响其正常工作[4]，因此在装药前实现对热防护层厚度的测量有重要意义。目前，对材料厚度测量常用的方法主要有射线、涡流、超声以及激光检测等。射线检测由于检测的成本高、不易维护[5]，且产生的辐射会对人体产生危害等缺点，不适合在固体火箭发动机内热防护层厚度测量中的应用。用涡流法[6]进行测量时，需将载流线圈置于热防护层表面，则会对热防护层产生污染，导致热防护层和推进剂之间产生脱粘。超声检测由于其具有较强的穿透能力、较高的检测精度及使用方便等特点成为当前常用的无损检测手段之一[7]。刘晓蕾[8]利用小波分析法对超声测厚信号进行研究，结果实现了对旋压壳体固体火箭发动机内绝热层厚度的有效测量，得出计算厚度与实际厚度的相对误差小于2%。罗婕等[9]利用超声技术提出了一种用于包覆层厚度测量的高分辨率时延估计方法，计算出了包覆层的厚度。但是传统的超声检测法需要将探头与试件进行接触，会对试件造成污染。……