固体仪器发动机健康监测技术评述与研究①

高 鸣，任海峰

(海军航空工程学院，烟台 264001)

0 引言

研究者通常希望固体火箭发动机具有长的贮存寿命，并期望能够准确预估该寿命。如果预估的寿命长于真实寿命，已过寿的发动机会导致发射失败，甚至发生灾难性的爆炸，危及发射平台和人员的安全，严重影响导弹武器的战斗力;如果预估的寿命过短，会使大批可用的导弹发动机提前报废、销毁，会造成巨额的经济损失和环境污染［1］。然而，当前固体火箭发动机检测手段有限，仅凭现有检测参数在寿命预估方面很难提供足够的数据支持，仍不能避免过早销毁的浪费和意外失败的风险。

目前，固体火箭发动机寿命预估方法主要有解剖实验法、无损探伤法和模型分析法。解剖实验法一般解剖几台发动机，通过实验分析装药的力学、化学性能，评判发动机健康状况，或是对几台发动机进行静止点火试验或飞行试验，然后对整批次发动机进行失效判定和寿命预估。受材料性能、制造工艺的不确定性影响，美国同台发动机内部和不同批次发动机之间都存在5% ～10%的力学性能差异［2］。与美国相比，我国材料性能和制造工艺存在一定差距，从实验数据来看力学性能差异更大。加之每台发动机制造、运输、贮存和战斗值班等勤务过程中历经的载荷不确定，每台发动机老化程度和累积损伤必然有一定差异。因此，依靠几台发动机的解剖或试车实验结果来判定整批发动机过寿或者可用都是不准确的，可能造成极大的浪费或安全事故。无损探伤法主要是采用工业CT，检测前需要从发射装置取出整个导弹并运回基地军械库，将发动机卸掉送入 CT实验室，检测后再安装好导弹送回发射装置。CT扫描过程需要较长时间，检测受射线源能量水平、CT设备尺寸及场地空间诸多因素限制，且设备昂贵复杂，须布置在专门CT实验室，通常导弹发动机需要长途运输，增加勤务的困难和勤务过程不确定性。因此，工业CT实际应用起来比较困难，检测过程过于繁琐、费时，实现整个批次所有发动机检测困难更大。其他无损检测设备，如超声(UT)、涡流等设备能量水平较低，检测精度有限。模型分析法以固体火箭发动机使用寿命的指标参数为对象，采用加速老化等方法研究这些指标参数随时间的变化规律来预估发动机的寿命，该方法经济、快捷，但是难以模拟发动机的实际情况。分析法获取模型的实验和发动机实际老化损伤过程之间存在诸多差异，如方坯试件与实际药柱应力分布存在差异;单向拉伸和药柱实际多向受力状态的差异;加速老化和自然老化试验的差异;试件自然老化和发动机药柱在相对封闭环境老化的差异。这些差异再加上材料本身的非均质性、载荷的不确定性，导致本构模型存在较大不确定性［2－3］。根据平均环境对装药性能的预测需要较大安全系数，寿命预估的精度有待进一步提高。

综上所述，受材料性能、制造工艺的不确定性和发动机贮存环境、历经载荷不确定性的影响，不清楚装药的历史、发动机内部状态及单个装药的缺陷是当前寿命预估方法的主要不足。固体火箭发动机寿命预估领域强烈呼唤一种直接原位监测每台发动机健康状况，并能够预测每台发动机具体寿命的监测技术，固体仪器发动机应运而生。

1 固体仪器发动机

固体仪器发动机是指内置或嵌入了力学、化学、环境监测传感器，能够监测与固体推进剂装药力学、化学性能变化和缺陷有关的参数，并实时提供发动机健康状态的新概念固体火箭发动机。

固体仪器发动机的特征是传感器作为其有机组成部分，在发动机生命历程中“终生”不可替换。传感器既是监测仪器，又是发动机的有寿部件，其中力学化学传感器嵌入到发动机装药内部对装药、粘接界面有一定影响，传感器本身寿命对整个发动机性能，甚至寿命可能会有一定的影响。

国外研究显示，固体仪器发动机技术的发展成熟需要数十年时间，因此当前固体仪器发动机作为监测仪器使用，其应用策略是同一批次的发动机配备一定数量的固体仪器发动机，如果固体仪器发动机出现缺陷，则对整批发动机进行CT探伤。待到固体仪器发动机技术成熟，则可考虑全面部署，辅以外部监测系统，实现固体火箭发动机仪器化和健康监测。固体仪器发动机健康监测技术具有重大意义，主要体现在经济效益、科技贡献和军事意义3个方面。

(1)经济效益。目前由于无法分辨哪些导弹发动机可用，哪些失效，所以处理办法是整个批次的导弹发动机全部退役，而不是更换失效导弹发动机，保留可用导弹发动机。如果确切知道哪些发动机可用，哪些发动机失效，逐年更换失效发动机，保留可用发动机，显然是十分经济的。例如，某型导弹发动机服役寿命17 a，届时有2．5%由于过寿无法完成任务，假设一批次导弹发动机数目为X，导弹发动机过寿服从正态分布，那么50 a的寿命周期意味着只需要建造2X个导弹发动机，但以现有报废方式，要构建一个批次，并更换3个批次，总计4X，可见固体仪器发动机带来的巨大经济效益，据国外文献报道，在50 a寿命周期中节省维护费用超过 50%［2］。

(2)科技贡献。目前，固体火箭发动机监测手段十分有限，构建固体仪器发动机可使发动机健康状况处于实时监测之下，实现原位健康监测、缺陷诊断和寿命预估，这无疑是固体火箭发动机技术的巨大进步。

一是固体仪器发动机的传感器监测数据显示了每台发动机的健康状况，可以监测载荷变化、内部状态和装药缺陷，为深入研究老化过程和损伤机理与规律提供大量详实的数据，可作为缺陷诊断和寿命预估的直接依据，突破了当前寿命预估方法的不足;二是在发动机内部埋入传感器，要求传感器与发动机的一体化设计，还可以利用监测数据指导发动机设计，从而全面促进发动机设计制造;三是发动机生产之初传感器就已经埋入发动机内部，可以实现固体火箭发动机制造过程中的质量控制和过程控制;四是促进传感器技术，通信技术等相关科学技术的发展和进步。

(3)军事意义。指挥员可完全掌握每一枚导弹发动机的健康状况，大幅提升了导弹的可靠性和安全性，提高了发射成功的概率，有利于实现作战意图和提高导弹使用效率。在导弹换装期间，可依据固体仪器发动机监测数据准确预估每台发动机寿命，按照寿命逐年更换到寿导弹发动机，而不是更换整批导弹，有利于保持换装期间的战斗力。由于导弹的健康状况在实时监测之下，很多参数可以直接获得，有利于简化技术准备流程，提高导弹技术准备水平。

2 固体仪器发动机健康监测技术发展概况

鉴于固体仪器发动机健康监测技术研究的重要意义，很多国家都开展了相关的研究［2－23］。美国“寿命预估技术计划”(1988—1995)子项目关键技术KTA 4-23 开展了相关研究［4］。

1998年，在美国空军研究室和海军航空武器中心提出的“高性能火箭技术整体规划(IHPRPT)”中，发动机寿命预估研究的目标之一是实现发动机老化过程中的装药化学性能及力学性能的原位监测，并制造沿粘接面埋设若干应力传感器的模拟发动机，对其加速老化过程的粘接应力进行监测［3－4］。美国空军研究实验室的“战略导弹技术计划”［2］中很多研究项目旨在攻克这一技术，其中“寿命预估技术计划”验证了环境、力学和化学传感器，并尝试从化学特性和力学特性的相关性、微观断裂力学的角度减少发动机寿命预估的不确定度。“无损评估及数据处理计划”旨在发展高效的战略导弹CT和第二代自动无损数据评估系统(ANDES2)。“敏感缺陷评估计划”旨在开发基于流体-结构-燃烧耦合的固体火箭发动机仿真软件。“传感器应用和建模计划”提出采用商用或者准商用的传感器，发展其在固体火箭发动机制造和使用方法。在此基础上开发“固体火箭发动机健康监测集成系统(IVHM)”，全面提高火箭发动机可靠性，降低全寿命周期维护费用。

2002年9月，美国召开了先进发动机寿命会议，讨论了传感器在监测中的使用问题，建议固体发动机工业与传感器生产商联合推进此项工作［5］。

2003年，北大西洋公约组织(NATO)成员国——加拿大、德国、法国、荷兰、波兰、英国、美国等成立了弹药监测合作研究小组，旨在推动监测新技术的应用。2005年春，他们举行了合作演示技术会议，演示了在弹药监测领域的成果［6］。在这次会议上，展示了监测微机电系统、数据传递技术、数据管理系统及寿命安全评价方法等，预计这些成果10年后会在弹药监测系统中实际应用。

2005年5月，北约弹药安全信息分析中心(MSIAC)成立了“钝感弹药老化对生命周期的影响”工作组［7］，工作组分成5个小组讨论。第一和第二组为化学老化小组，认为各实验室/国加速老化缺少一致性，需回顾加速老化方法，使各实验室/国的加速老化方法标准化;原材料参数的可变性对老化性能也有影响，原材料需标准化。第三小组为小尺寸测试与模拟小组，认为对于模拟和加速老化来说，寿命预估需要精确的贮存寿命条件。第四小组为钝感弹药监视评价方法小组，认为进行国际技术演示的可行性和必要性分析，以回顾钝感弹药老化作用，为真正的老化研究提供技术支持。第五小组为全寿命周期评价的新方法，认为埋入传感器是全寿命周期评价的主要新方法。

2006年第37届ICT会议，主题是“含能材料的钝感、老化、监测”，关于老化与监测、老化分析方法及老化监测方法，反映了近年来固体火箭发动机健康监测系统的研究成果［8－10］。

2010年，北大西洋公约组织航空研究与发展顾问组(NATO-OTAN)在“导弹健康监测和寿命预估项目进展”会议上，美、英、法、德等9个国家的专家探讨了导弹发动机健康监测方面的问题［11］。

从上述研究计划、会议及国外学术论文的情况来看，采用微机电传感器监测火箭发动机健康状况的研究已成为国外研究的热点。

早在1996年，MICRON Instruments研发了粘接应力变送器(NBSTs)［12］，该变送器能够直接测量粘接应力，但由于设计原因导致传感器引线需穿透发动机壳体引出，因而带来了安全隐患和应用困难。此外，该类变送器体积较大，长期稳定性和精度不高，故应用价值不高。20世纪90年代中后期，美国军方委托MICRON Instruments公司，英国国防部委托LH Transducer Development Ltd开发新一代粘接应力传感器［12］。新一代粘接应力传感器的设计基本目标是微型化，可以埋入粘接界面，并对发动机装药低(无)损，还要求传感器适应较宽工作温度、精确、敏感、低能耗、易校准、易安装。此外，长期稳定性、材料相容性、低交叉敏感性等也是新一代粘接应力传感器的设计目标。

Micron Instruments公司采用4个半导体应变计作为敏感元件，粘接在金属弹性膜盒内部，构成惠斯通电桥，接线方式采用柔性扁平电缆，有利于在发动机内部布置。英国LH Transducer Development Ltd采用陶瓷厚膜应变式应力变送器，具有高弹性、抗腐蚀、抗磨损、抗冲击和振动的特点，且具有测量的高精度、电气绝缘性能好、长期稳定性好、工作温度范围宽等特点。但是传感器加工制造工艺难度大，该公司开发进度较慢，该公司完成原型开发测试时，Micron Instruments公司的粘接应力温度(DBST)传感器已在多个国家和实验室得到应用，且陶瓷厚膜应变式应力变送器性能指标不及DBST传感器。Micron Instruments公司对DBST传感器结构和引线方式进行了改进，技术成熟度不断提高。目前，DBST传感器技术成熟度已达六级以上。美国空军已完成在亚尺寸模拟发动机验证了相关技术并开展了加速老化，温度循环试验。2010年，北大西洋公约组织航空研究与发展顾问组报告，该技术已应用于全尺寸战术导弹发动机的健康监测，长达4年的监测，达到预期目标［14］。2011年 AIAA报告显示，欧洲防务局MINERVE计划(2008年—)已将埋入式传感器应用于全尺寸固体火箭发动机健康监测方面，进行长期贮存，以验证系统的长期可靠性和稳定性［15］。德国、荷兰［16］采用布置较多的DBST传感器，形成传感器网络，以监测裂纹和界面脱粘，根据监测的数据采用神经网络方法进行寿命评估。英国 Jim Buswell［12，14］报道了在固体火箭发动机健康监测领域的研究进展。经过近20年的研究，光纤应变传感器、微电子应力传感器和化学传感器日益成熟，但在固体火箭发动机中传感器的应用、标准、安全和相关规则仍在完善中。同时，报道了如何在固体火箭发动机中选择、安装、校准应力传感器、处理获得的数据。认为温度监测是监测化学老化的前提，粘接应力测量是推进剂装药物理健康的指示剂。测量得到的粘接应力数据输入累积损伤失效模型，能够即时监测推进剂药柱裂纹和脱粘。

为了不改变发动机结构，方便供电和数据传输，2010年，Edwards AFB的研究人员开发了无线DBST传感器［16］。但是由于静电屏蔽的问题，该改进型DBST传感器应用受限。

目前，美国正在计划开发下一代粘接界面监测传感器，美国下一代传感器是超微型多功能数字粘接应力传感器［17］，可监测温度、湿度、加速度、正应力、剪切应力和化学量等多种参数，具有更高的灵敏度，抗干扰能力强，支持数据总线，监测多种状态参数。在信号调理方面，采用多路复用、模数转化、数字滤波及自动补偿等技术，设计制造智能传感器。在通信方面，采用无线通讯方式，构建无线传感器网络监测粘接应力，布置更加灵活，数据采集传输更方便。

监测系统方面，美国DBST传感器测试系统由DASOR公司负责开发［17］。以德州仪器(TI)的 PGA309芯片为核心构成信号调理电路，传感器和信号调理模块用宽4 mm、厚0．15 mm的柔性扁平电缆连接，该电缆沿粘接界面粘贴。上位机采用PGA309 PC开发板进行数据采集、通讯控制和信号处理，补偿数据存贮在非易失性只读存储器EEPROM，传感器端采用相应的传感器接口板进行配套。上位机软件具有补偿、通信、控制、存贮和显示功能。

诊断方法方面，目前多采用人工判读为主，文献［18］提及利用神经网络分析多传感器信号智能诊断裂纹缺陷，文献［19］粘接应力输入到累积损伤模型诊断裂纹和脱粘，但均未见详细报道。另外，文献［20］提到应用多轴光纤光栅传感器测量衬层应变，文献［21－23］中图示了实验测试中使用光纤光栅应力传感器测量粘接界面应力。在复合材料壳体损坏监测方面，Blue Road Research采用在复合材料壳体缠入多轴光纤布拉格光栅传感器监测壳体冲击损坏［24］，Acellent Technologies［25］采用压电传感器网络构成 Smart Layers，监测冲击损坏。

化学传感器方面，荷兰TNO实验室利用光纤荧光技术，开发了聚合物光纤氧传感器［23］。通过在推进剂里埋入不同长度的此氧传感器可定量测量化学成分的变化，经解剖验证该方法有效。但由于传感器和周围推进剂热胀冷缩系数不同，这种传感器易造成裂纹。

环境监测方面，美国采用的传感器数据可通过网络终端读取，可连续记录温度、湿度和冲击载荷等超过13年的数据。荷兰从2001年开始利用商业卫星传输温度、湿度等监测数据。法国研制了运输载荷监测系统。加拿大研制了冲击、温度、湿度、化学传感器等［26］。

国内利用固体仪器发动机进行健康监测和缺陷诊断研究刚刚起步。2006年，第二炮兵工程学院常新龙等利用光纤光栅传感器进行复合材料壳体损坏监测的探索［27］。2007年，海军航空工程学院李洪伟、任海峰对健康监测技术总体方案进行了初步研究［28］。2008年，海军航空工程学院邢耀国等对美国健康监测技术进行了综述［29］。2010年，航天科工六院李瑛对国外健康监测技术进行了综述［30］;海军航空工程学院黄卫东对战术导弹环境监测进行了研究［31］。2011年，国内多家单位开展了相关研究，从掌握的情况来看，传感器尺寸相对偏大、性能指标相对偏低、输出信号为模拟信号。2012年，海军航空工程学院高鸣、任海峰研制了粘接应力传感器，传感器为低阻硅应变片式粘接应力传感器，其直径中8 mm、厚度1．8 mm，性能指标与美国DBST传感器相当，一些主要指标优于美国DBST传感器。

3 固体仪器发动机健康监测技术发展途径和趋势

综合分析上述国外文献资料［2－19］，目前国外埋入式传感器得到成功应用，战术弹贮运箱内布置温度、湿度、振动/加速度传感器监测环境参数可获得高度可信的环境信息，以用来改进寿命预估的模型，提高寿命预估的水平。战略导弹发动机健康监测方面，第一步是在内孔布置集成环境参数监测系统。长期发展应考虑在设计中使用埋入式传感器，构成固体仪器发动机，配合外部监测如壳体损坏监测系统的，便携式CT以及下一代ANDES，继续发展基于物理化学机理的固体火箭发动机质量评估模型。最终目标是实现固体火箭发动机健康监测，提供红线报警，甚至与汽车、飞机一样，提醒用户故障类型和位置等信息，给出替换或返修等处理意见。

总结国外固体仪器发动机健康监测技术发展步骤及趋势如下:

第一步:环境参数监测系统。主要监测温度、湿度、加速度和化学反应产物。通常布置在发射箱内，但由于封闭空间的氧含量相对有限，老化过程与开放空间的老化有所不同，因此化学反应产物传感器最好布置在发动机中心孔内，将实际环境监测参数和发动机初始性能参数输入到老化模型，判定发动机是否失效。

第二步:外部传感器检测系统。主要目的是以无损的方式获取发动机内部数据，目前主要是工业CT。工业CT检测的缺点是系统复杂、测试时间长、成本高、使用和维护困难。应该发展可直接在贮存仓库或者发射井使用的便携式X线机，或者便携式工业CT，手持式UT等检测设备，以实现裂纹、空泡和脱粘的原位检测。现有的外部传感器或检测系统如CT、UT、X线机只能粗略地测量结构方面的缺陷，但不能测量局部应力、应变和化学集中，所以研制非接触式测量推进剂局部应力、应变和化学集中的传感器十分必要的。

第三步:内部传感器监测系统。内部传感器的优势在于可直接测量与推进剂力学化学性能变化及缺陷相关的参数。美军实验室已经验证了粘接应力温度传感器的制造、埋入、标定和校正技术，已成功进行了裂纹、脱粘等典型缺陷的诊断，正在进行长期稳定性和可靠性验证。这些监测参数可准确判废和预估火箭发动机寿命提供可靠依据，对于火箭发动机质量评判和寿命预估十分重要。目前的传感器几乎都不能直接测量与寿命相关的现象，埋入式粘接应力温度传感器测量的是应力和应变，而期望获得的是材料模量。模量本身的属性又随时间和环境变化，所以研发模量传感器十分必要。在化学量的测量上期望测量一些原始变量，因此强烈期待直接测量聚合物交联密度、中定剂的消耗、氧的扩散和老化产物的传感器。

第四步:全面部署。全面部署环境、外部和内部传感器系统，并建立固体仪器发动机在线质量评判寿命预估模型，实现红线预警。

4 固体仪器发动机关键技术

国外在固体火箭发动机健康监测技术方面，环境监测技术已广泛应用，外部传感器检测系统和在线质量评判寿命预估模型研究稳步推进，化学传感器尚不成熟，国外研究主要集中在利用DBST传感器监测界面粘接应力，进行裂纹和脱粘等装药缺陷诊断的研究和探讨。对比固体仪器发动机概念，该部分研究就是固体仪器发动机力学参数监测与诊断技术，不难看出固体仪器发动机是固体火箭发动机健康监测技术的核心内容。

梳理总结国外研究，固体仪器发动机关键技术主要有传感器技术、监测技术、固体仪器发动机一体化设计和监测数据处理及应用技术。以下分别述之:

(1)固体仪器发动机传感器是指内部监测传感器，包括力学传感器和化学传感器两部分。传感器微型化、多功能化，以及提高传感器灵敏度、安全性、稳定性、兼容性是研究的重点。粘接应力温度传感器的开发和微型模量传感器、化学传感器的研制是研究的难点和突破点。传感器技术主要研究监测参数的选择、发动机对传感器的要求、传感器选型、性能指标、设计方法、校准标定方法和安装工艺等方面的技术问题。

(2)监测技术主要研究发动机对监测系统的基本要求、监测系统的性能指标、设计方法和布置方法及策略等方面的技术问题，以达到安全可靠、方便灵活、经济简洁的目的。

(3)固体仪器发动机一体化设计方法研究传感器系统对固体火箭发动机的影响，对界面粘接性能的影响，对发动机安全性的影响，研究缩比固体仪器发动机与全尺寸固体火箭发动机的相似关系，研究固体仪器发动机的设计方法，实现传感器系统与装药系统的一体化设计。

(4)监测数据处理及应用技术主要研究监测信号的处理，特征提取，数据在发动机缺陷诊断、失效判定和寿命预估方面的应用，长期监测数据储存管理等方面的问题。

5 讨论与建议

(1)发展固体火箭发动机健康监测技术的目标是发动机健康状态的监测，重点是固体仪器发动机的构建，着力点是内部传感器系统的开发。应该明确发动机的健康状态主要依靠埋入发动机内部传感器直接监测的力学和化学参数来表征。环境监测、外部检测是依靠内部监测数据进行缺陷诊断和寿命预估的辅助依据和佐证，外部检测系统的应用仍然受到场地、费用和精度的限制，作用也是相对有限的。因此，构建固体仪器发动机是固体火箭发动机健康监测技术重点和难点。如果偏离固体仪器发动机这一重点技术，研究其他监测技术则收效将是甚微的，这也是本文特别强调固体仪器发动机的原因所在。

(2)构建固体仪器发动机应聚焦在直接与缺陷相关性能参数监测研究上，应当注意研究粘接应力和粘接界面化学量与装药缺陷、力学化学性能变化的规律及其相关性。注重新型传感器和新技术开发应用，特别是粘接应力温度传感器系统的开发和模量传感器、化学传感器的研制。

(3)固体仪器发动机健康检测技术初期研究应重点关注利用粘接应力进行典型缺陷诊断的研究，如裂纹、脱粘和零粘接强度等典型缺陷的诊断，验证固体仪器发动机的先进性、有效性和可靠性。因为缺陷诊断包括缺陷监测和缺陷评估，是失效判定和寿命预估的基础。只有固体仪器发动机能够有效进行敏感缺陷的诊断，才能有效进行失效判定和寿命预估，该技术才有现实意义。所以，研究初期应避免贪大求全，造成的人力、财力分散和技术风险。在固体仪器发动机构建成功后，进行环境监测和外部检测等辅助系统的开发和基于固体仪器发动机的寿命预估方法研究，同时尽快将固体仪器发动机推向装备工程实用。

(4)基于固体仪器发动机寿命预估方法研究工作应遵循综合分析的路线。利用模型指导监测实验，再利用监测数据修正模型，以期提高寿命预估精度，节约研究经费的目的。在发展健康监测的同时，不断利用监测数据研究老化机理和老化规律，优化构建寿命预估精确模型。

(5)要积极利用固体仪器发动机监测数据及研究结果指导固体火箭发动机的设计、制造和使用，减少材料、工艺和载荷不确定性，进一步提高固体火箭发动机制造水平和可靠性。

6 结语

研究固体仪器发动机健康监测技术，具有巨大经济效益、科技贡献和军事意义，已成为近期国内外固体火箭发动机缺陷诊断和寿命预估的研究热点和重要方向。我国在这一领域与国外存在较大差距，应当加快研究，争取早日实现固体仪器发动机。同时，应该明确将该技术应用于战略导弹发动机，较战术导弹发动机更有意义。

［1］ 彭培根，刘培谅，张仁，等．固体推进剂性能及原理［M］．长沙:国防科技大学出版社，1987．

［2］ Gregory A．Ruderman．Health management issues and strategy for air force missiles［C］//1st International Forum on Integrated System Health Engineering and Management in Aerospace，2005．

［3］ George D，Blair M．Overview of the integrated high payoff rocket propulsion technology(IHPRPT)program［R］．AD411290，2003．

［4］ James Fillerup．Service life prediction technology program［R］．ADA 39795，2002．

［5］ Ronald L D．Technical evaluation report［R］．ADA435326，2002．

［6］ Keizers H L J，Schadow K C．AVT-119，NATO health monitoring of munitions cooperative demonstration of technology［C］//37th International Annual Conference of ICT．Karlsruhe，Germany，June，2006．

［7］ Watt D，Deschambault E，Peugeot F，et a1．Overview of MSIAC workshop examining the effect of ageing upon insensitive munitions across the life cycle and the status of subsequent IM ageing efforts［C ］//37th International Annual Conference of ICT．Karlsruhe，Germany，June，2006．

［8］ Ellison D S，Weemes C L．The assessment of the performance of medium caliber munitions during aging as a function of thermal stability，molecular weight and chamber pressure［C］//37th International Annual Conference of ICT．Karlsruhe，Germany，June，2006．

［9］ Deacon P，Garman R．Non-isothermal ageing of nitrocellulose based PBX compositions［C］//37th International Annual Conference of ICT．Karlsruhe，Germany，June，2006．

［10］ 张兴高，张 炜，朱 慧，等．固体推进剂贮存老化研究进展［J］．含能材料，2008，16(2):232-237．

［11］ Hoffmans Dr D W．Advances in Service Life Determination and Health Monitoring of Munitions(HMOM)［OL］．2010．http://www．rta．nato．int/Pubs/RDP．asp?RDP=RTOMP-AVT-176/$MP-AVT-176-T．doc．

［12］ Buswell J，Newton C，Fall A，et al．Lessons learned from health monitoring of rocket motors［R］．AIAA 2005-4558．

［13］ Herbert C．Embedded sensor technology for solid rocket health monitoring［R］．ADA 401487，2002．

［14］ Herb Chelner，Jim Buswell．Fidelity and use of DBST sensors for HMOM．［OL］．2010．http://www．rta．nato．int/Pubs/RDP．asp?RDP=RTO-MP-AVT-176/MP-AVT-176-17．pdf．

［15］ Gerhard Reeling Brouwer．Development and deployment of diagnostic prognostic tactical solid rocket motor demonstrator［R］．AIAA 2011-5957．

［16］ Theodore R Shillig，Timothy C Miller．Wireless embedded sensors for solid rocket motor health monitoring［OL］．2010．http://www．rta．nato．int/Pubs/RDP．asp?RDP=RTO-MP-AVT-176/MP-AVT-176-19．pdf．

［17］ Herb Chelner，William K Borsum．Embedded smart sensors technology for health monitoring of rocket motor grains［OL］．2012．http://www．dascor．com/downloadfiles/web%20MicronJANNAF%20Paper．pdf．

［18］ Tussiwand G S，Besser H L，Weterings F P．Application of embedded DBST sensor technology to a full-scale experimental nozzleless rocket motor［R］．AIAA 2007-5790．

［19］ Jim Buswell，Herb Chelner．Characterisation and use of bond stress and use of bond stress sensors in tactical roccket motor［R］．AIAA 2000-3139．

［20］ Udd E，Kreger S，Calvert S，Kunzler M，Davol K．Usage of multi-axis fiber grating strain sensors to support nondestructive evaluation of composite parts and adhesive bond lines［R］．ADA416764，2003．

［21］ Gerhard Reeling Brouwer．The use of embedded bond stress sensors to determine aging［R］．AIAA 2007-5788．

［22］ Gerhard Reeling Brouwer．Evaluation of ageing in composite propellant grains［R］．AIAA 2005-3803．

［23］ Gerhard Reeling Brouwer．Aging in composite propellant grains［R］．AIAA 2004-4058．

［24］ Nicholas E，Ortyl．Damage evaluation and analysis of composite pressure vessels using fiber bragg gratings to determine structural health［C］//Fiber Optic Sensor Technology and Applications IV．Boston，MA，USA．Monday 24 October 2005．

［25］ Lin M，Kumar A，Qing X，et al．Monitoring the integrity of filament wound structures using built-in sensor networks［R］．ADA442243，2005．

［26］ Little R R，Chelner H，Buswell H J．Development，testing and application of embedded sensors for solid rocket motor health monitoring［C］//37th International Annual Conference of ICT．Karlsruhe，Germany，June，2006．

［27］ 常新龙，郭风华，李进军．基于FBG传感器的固体火箭发动机结构健康监测技术［J］．强度与环境，2006，33(4):17-22．

［28］ 李洪伟，任海峰，谢镇波．固体火箭发动机健康监测技术研究［R］．9140A28011007JB14，2007．

［29］ 邢耀国，熊华，李高春．固体火箭发动机健康监测技术的发展和应用［J］．海军航空工程学院学报，2008，23(6):601-605．

［30］ 李瑛．固体火箭发动机健康监测技术［C］//固体导弹技术2010年度学术交流会文集，2010．

［31］ 张利平，黄卫东，李瑞亮．实测环境温度下固体火箭发动机二维温度场及应力分析［J］．海军航空工程学院学报，2010，25(6):657-661．