阅读说明：本技术 固体火箭发动机壳体、固体火箭发动机及其制作方法 (Solid rocket engine shell, solid rocket engine and manufacturing method thereof ) 是由 武丹 陈文杰 周睿 司学龙 钟志文 张志强 于 2020-06-09 设计创作，主要内容包括：本申请涉及一种固体火箭发动机壳体、固体火箭发动机及其制作方法,固体火箭发动机壳体包括缠绕层、绝热结构、多个光纤和多个传感器,绝热结构内具有用于收容推进剂药柱的装药空间,且绝热结构上开设有沿该绝热结构周向延伸的光路通道；缠绕层缠绕于绝热结构外。多个光纤沿绝热结构的外圆周方向间隔布置,光纤与绝热结构粘接在一起,光纤包括引出端和嵌入端,引出端伸出绝热结构外,嵌入端沿绝热结构的母线方向延伸至嵌设于光路通道内,并伸入装药空间内；光纤的嵌入端连接有传感器,传感器用于监测所述推进剂药柱(装药界面或者药柱内部)。固体火箭发动机包括固体火箭发动机壳体和填充于装药空间内的推进剂药柱。(The solid rocket engine shell comprises a winding layer, a heat insulation structure, a plurality of optical fibers and a plurality of sensors, wherein a charge space for accommodating propellant grains is arranged in the heat insulation structure, and the heat insulation structure is provided with a light path channel extending along the circumferential direction of the heat insulation structure; the winding layer is wound outside the heat insulation structure. The optical fibers are arranged at intervals along the outer circumference direction of the heat insulation structure, the optical fibers are bonded with the heat insulation structure, each optical fiber comprises a leading-out end and an embedded end, the leading-out ends extend out of the heat insulation structure, and the embedded ends extend into the light path channel along the bus direction of the heat insulation structure and extend into the powder charging space; the embedded end of the optical fiber is connected with a sensor which is used for monitoring the propellant grain (a charging interface or the inside of the grain). The solid rocket engine comprises a solid rocket engine shell and a propellant grain filled in a charging space.)

固体火箭发动机壳体、固体火箭发动机及其制作方法

技术领域

本申请涉及固体火箭发动机技术领域，特别涉及一种固体火箭发动机壳体、固体火箭发动机及其制作方法。

背景技术

目前火箭发动机是当今各种导弹武器和航空航天器的常用动力装置，由于复合材料的工艺稳定性相对较差，发动机推进剂在浇铸成型时易形成夹杂、孔隙、分层及界面脱粘等缺陷。而且由于温度、振动、碰撞等原因，这些缺陷在发动机储存、运输和和使用过程中有不断扩大的趋势，如不加以监测与控制，可能会导致固体火箭发动机在工作时产生“超”燃烧表面等问题，从而对发动机构成极大威胁，显著影响固体火箭发动机的可靠性和安全性，严重的甚至可能引发重大的安全事故。

相关技术中，固体火箭发动机常用的监测手段主要有超声监测、射线监测、渗透监测等，这些方法虽然技术成熟，但是存在监测滞后、无法进行实时原位监测和预警等缺点。同时，随着固体火箭发动机尺寸的加大，大尺寸复合材料壳体具有较强的能量衰减特性，传统监测方法能力受限已经不再适用，急需一种新的手段对固体火箭发动机进行精确监测。

发明内容

本申请实施例提供一种固体火箭发动机壳体、固体火箭发动机及其制作方法，以解决相关技术中对固体火箭发动机内部的监测滞后、无法进行实时原位监测和预警的问题。

第一方面，提供了一种固体火箭发动机壳体，其包括：

绝热结构，其内具有用于收容推进剂药柱的装药空间，且所述绝热结构上开设有沿该绝热结构周向延伸的光路通道；

多个光纤，多个所述光纤沿所述绝热结构的外圆周方向间隔布置，所述光纤包括引出端和嵌入端，所述引出端伸出所述绝热结构外，所述嵌入端沿所述绝热结构的母线方向延伸至嵌设于所述光路通道内，并伸入所述装药空间内；

多个传感器，所述光纤的嵌入端连接有所述传感器，所述传感器用于监测所述推进剂药柱；

缠绕层，其缠绕于所述绝热结构外。

一些实施例中，所述绝热结构包括柱段和分别连接于所述柱段两端的前封头段和后封头段；所述光路通道由所述柱段与所述前封头段相互连接的端面形成，所述嵌入端沿所述前封头段的母线方向延伸至嵌设于所述光路通道内；和/或，所述光路通道由所述柱段与所述后封头段相互连接的端面形成，所述嵌入端沿所述后封头段的母线方向延伸至嵌设于所述光路通道内。

一些实施例中，当所述光路通道由所述柱段与所述前封头段相互连接的端面形成时，所述前封头段包括相互连接的第一段和第二段，所述第二段与所述柱段连接，且所述第二段的上表面倾斜向下设置，以引导所述嵌入端进入所述光路通道内。

一些实施例中，所述柱段包括相互连接的第三段和第四段，所述第四段的厚度从靠近所述第三段的一端朝远离所述第三段的一端逐渐减小，以抵接于所述第二段上。

一些实施例中，所述第二段的倾斜角度为ɑ，0<ɑ≤30°。

第二方面，提供了一种固体火箭发动机壳体的制作方法，其包括以下步骤：

提供多个光纤，所述光纤包括引出端和嵌入端；

在缠绕芯模上装配绝热结构，所述绝热结构内具有用于收容推进剂药柱的装药空间，且所述绝热结构上开设有沿该绝热结构周向延伸的光路通道；

将所有的所述光纤沿所述绝热结构的外圆周方向间隔布置，并将各所述光纤的引出端伸出所述绝热结构外，嵌入端沿所述绝热结构的母线方向延伸至嵌设于所述光路通道内，并伸入所述装药空间内；

在所述绝热结构外进行缠绕形成缠绕层；

检测所有的所述光纤是否成活，并在成活的光纤的嵌入端连接传感器，以监测所述推进剂药柱。

一些实施例中，所述绝热结构包括柱段和分别连接于所述柱段两端的前封头段和后封头段；所述光路通道由所述柱段与所述前封头段相互连接的端面形成；

在缠绕芯模上装配绝热结构，具体包括以下步骤：

采用模压成型的方式制备所述前封头段和所述后封头段；

在缠绕芯模上沿该缠绕芯模的轴线方向间隔装配所述前封头段和后封头段；

将所有的所述光纤沿所述前封头段的外圆周方向间隔布置，并将所述光纤的引出端伸出所述前封头段外，嵌入端沿所述前封头段的母线方向延伸至所述装药空间内；

在所述前封头段和后封头段之间的缠绕芯模上铺贴绝热片段，以形成所述柱段；

所述前封头段、柱段和所述后封头段共同形成所述绝热结构。

一些实施例中，监测所有的所述光纤是否成活，具体包括以下步骤：

在所述光纤的引出端连接光纤跳线；

将激光笔与所述光纤跳线连接，以连通该光纤；

若该光纤的嵌入端发亮，则判断该光纤成活；否则，则判断该光纤未成活；

重复上述步骤，监测所有的光纤是否成活。

第三方面，提供了一种固体火箭发动机，其包括：

绝热结构，其内具有用于收容推进剂药柱的装药空间，且所述绝热结构上开设有沿该绝热结构周向延伸的光路通道；

推进剂药柱，其填充于所述装药空间内；

多个光纤，多个所述光纤沿所述绝热结构的外圆周方向间隔布置，所述光纤包括引出端和嵌入端，所述引出端伸出所述绝热结构外，所述嵌入端沿所述绝热结构的母线方向延伸至嵌设于所述光路通道内，并伸入所述推进剂药柱内；

多个传感器，所述光纤的嵌入端连接有所述传感器，所述传感器用于监测所述推进剂药柱；

缠绕层，其缠绕于所述绝热结构外。

第四方面，提供了一种固体火箭发动机的制作方法，其包括以下步骤：

提供多个光纤，所述光纤包括引出端和嵌入端；

在缠绕芯模上装配绝热结构，所述绝热结构内具有用于收容推进剂药柱的装药空间，且所述绝热结构上开设有沿该绝热结构周向延伸的光路通道；

将所有的所述光纤沿所述绝热结构的外圆周方向间隔布置，并将各所述光纤的引出端伸出所述绝热结构外，嵌入端沿所述绝热结构的母线方向延伸至嵌设于所述光路通道内，并伸入所述装药空间内；

在所述绝热结构外进行缠绕形成缠绕层；

监测所有的所述光纤是否成活，并在成活的光纤的嵌入端连接传感器；

拆除所述缠绕芯模；

在所述装药空间内喷涂衬层、浇注推进剂药柱，以使所述传感器伸入所述推进剂药柱内，并对所述推进剂药柱进行监测。

本申请提供的技术方案带来的有益效果包括：通过在发动机的绝热结构内预嵌入光纤和传感器，来实现对发动机内部的原位监测，由于光纤直径微小(0.25mm)，将光纤引入发动机绝热结构内的过程中，与绝热结构固化成型后，形成一体结构，不会造成绝热结构产生缺陷。而且能够实现对绝热结构内部的推进剂药柱的在线、实时、主动监测和控制，及时发现并确定推进剂药柱与绝热结构连接界面的脱粘、推进剂药柱内部裂纹、损伤的位置及程度，并监视损伤区域的扩展，不仅可有效增强发动机状态预测能力、降低发动机检查和故障判别难度、提升发动机寿命和可靠性，还有利于推进剂药柱早期问题的发现，从而及时地采取补救措施，以避免重大事故的发生，保障固体火箭发动机的安全和稳定。

本申请实施例提供了一种固体火箭发动机壳体、固体火箭发动机及其制作方法，由于本申请通过在发动机的绝热结构内预嵌入光纤和传感器，来实现对发动机内部的原位监测，因此，本申请能够实现对绝热结构内部的推进剂药柱的在线、实时、主动监测和控制，及时发现并确定推进剂药柱与绝热结构连接界面的脱粘、推进剂药柱内部裂纹、损伤的位置及程度，并监视损伤区域的扩展，不仅可有效增强发动机状态预测能力、降低发动机检查和故障判别难度、提升发动机寿命和可靠性，还有利于推进剂药柱早期问题的发现，从而及时地采取补救措施，以避免重大事故的发生，保障固体火箭发动机的安全和稳定。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本申请实施例提供的固体火箭发动机壳体的结构示意图；

图2为本申请实施例提供的固体火箭发动机的结构示意图；

图3为本申请实施例提供的光纤嵌入状态的示意图；

图4为本申请实施例提供的柱段的安装状态示意图；

图5为本申请实施例提供的缠绕层的安装状态示意图。

图中：1、绝热结构；10、装药空间；11、柱段；110、第三段；111、第四段；12、前封头段；120、第一段；121、第二段；13、后封头段；2、推进剂药柱；3、光路通道；4、光纤；40、引出端；41、嵌入端；5、传感器；6、缠绕层；7、缠绕芯模。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

实施例1：

参见图1所示，本申请实施例1提供了一种固体火箭发动机壳体，其能解决相关技术中对固体火箭发动机内部的监测滞后、无法进行实时原位监测和预警的问题。

本申请实施例1提供的一种固体火箭发动机壳体包括绝热结构1、缠绕层6、多个光纤4和多个传感器5，绝热结构1内具有用于收容推进剂药柱2的装药空间10，且绝热结构1上开设有沿该绝热结构1周向延伸的光路通道3，该光路通道3即为光纤4本身的占有空间，光纤4进入光路通道3后，光路通道3被封闭，光纤4与绝热结构1形成整体结构。缠绕层6缠绕于绝热结构1外。多个光纤4沿绝热结构1的外圆周方向间隔布置，光纤4与绝热结构1粘接在一起，光纤4包括引出端40和嵌入端41，引出端40伸出绝热结构1外，嵌入端41沿绝热结构1的母线方向粘贴在绝热结构1的外表面，并沿着光路通道3伸入装药空间10内。由于光纤4的尺寸微小，绝热结构1固化后与绝热结构1一体成型，光纤4进入光路通道3内后将光路通道3封闭，整个绝热结构1无缝隙，不影响发动机的稳定性和安全性。光纤4的嵌入端41连接有一个或多个传感器5，将传感器5预先嵌入装药空间10内，待装药空间10内浇注推进剂药柱2后，传感器5埋设于推进剂药柱2内，可对推进剂药柱2进行实时原位监测，监测结果及时可靠，以获取推进剂药柱2的表面和内部的应变、温度等随环境载荷的变化的数据，准确判定发动机的稳定性和安全性。

本申请实施例1采用的光纤4的尺寸微小，不会破坏发动机内部结构及粘接界面；且光纤4的应变范围大，能够适应推进剂药柱2表面及内部的应变范围；并且测量过程不会引入电流，具有绝对的安全性，是固体火箭发动机健康监测的最佳选择。

本申请实施例1的固体火箭发动机壳体通过预嵌入光纤4和传感器5，以实现对发动机内部的原位监测，具有如下优点：由于光纤4直径微小(0.25mm)，将光纤4引入发动机绝热结构1内的过程中，不会造成绝热结构1产生缺陷及光路通道3的破坏。而且能够实现对绝热结构1内部的推进剂药柱2的在线、实时、主动监测和控制，及时发现并确定推进剂药柱2与绝热结构1连接界面的脱粘、推进剂药柱2内部裂纹、损伤的位置及程度，并监视损伤区域的扩展，不仅可有效增强发动机状态预测能力、降低发动机检查和故障判别难度、提升发动机寿命和可靠性，还有利于推进剂药柱2早期问题的发现，从而及时地采取补救措施，以避免重大事故的发生，保障固体火箭发动机的安全和稳定。

可选的，绝热结构1包括柱段11和分别连接于柱段11两端的前封头段12和后封头段13；光路通道3由柱段11与前封头段12相互连接的端面形成，嵌入端41沿前封头段12的母线方向延伸至嵌设于光路通道3内。光纤4由前封头段12与柱段11的交界位置穿入绝热结构1内，无需在绝热结构1上另外开通光路通道3，且光纤4细小，粘接在前封头段12与柱段11的交界位置处可与前封头段12与柱段11成型为一体结构，绝热结构1固化后前封头段12、光纤4与柱段11之间粘接界面完全封闭，不存在缝隙，不影响发动机的稳定性和安全性，且前封头段12与柱段11的交界位置在发动机工作接近结束时才与高温燃气接触，具有暴露时间短，可靠性高，测试时间范围长的优点。

优选的，当光路通道3由柱段11与前封头段12相互连接的端面形成时，前封头段12包括相互连接的第一段120和第二段121，第二段121与柱段11连接，且第二段121的上表面倾斜向下设置，以引导嵌入端41进入光路通道3内，第二段121的厚度从靠近第一段120的一端朝远离第一段120的一端逐渐减小，平滑过渡。柱段11包括相互连接的第三段110和第四段111，第四段111的厚度从靠近第三段110的一端朝远离第三段110的一端逐渐减小，以抵接于第二段121上，使嵌入第二段121与第四段111之间的光路通道3内的光纤4不会过渡弯折，能平滑的进入绝热结构1内。

优选的，第二段121的倾斜角度为ɑ，0<ɑ≤30°。在第一段120不变的情况下，第二段121的倾斜角度越大，第二段121的长度越长，第二段121的倾斜角度越小，第二段121的长度越短，因此可根据第一段120的实际的厚度，来确定第二段121倾斜角度，并保证嵌入光路通道3内的光纤4不会过度弯折。

实施例2：

本申请实施例2的基本内容同实施例1，不同之处在于：

参见图2所示，光路通道3由柱段11与后封头段13相互连接的端面形成，嵌入端41沿后封头段13的母线方向延伸至嵌设于光路通道3内。光纤4由后封头段13与柱段11的交界位置穿入绝热结构1内，后封头段13与柱段11的交界位置在发动机工作接近结束时才与高温燃气接触，具有暴露时间短，可靠性高，测试时间范围长的优点。但是由于绝热结构1的制作过程是先制作前封头段12，因此光路通道3由柱段11与前封头段12相互连接的端面形成的情况更为实用。

实施例3：

本申请实施例3的基本内容同实施例1，不同之处在于：

参见图2所示，光路通道3由柱段11与前封头段12相互连接的端面、以及柱段11与后封头段13相互连接的端面形成，嵌入端41沿前封头段12的母线方向延伸至嵌设于柱段11与前封头段12形成的光路通道3内，以及嵌入端41沿后封头段13的母线方向延伸至嵌设于后封头段13与前封头段12形成的光路通道3内。采用从前封头段12后封头段13嵌入绝热结构1内部的形式，能大大增加光纤4嵌入的成功率，且能对推进剂药柱2的两段部位都能进行监测，监测更全面高效。

实施例4：

参见图3-5所示，本申请实施例4提供了一种固体火箭发动机壳体的制作方法，其包括以下步骤：

S1：提供多个光纤4，光纤4包括引出端40和嵌入端41；

S2：在缠绕芯模7上装配绝热结构1，绝热结构1内具有用于收容推进剂药柱2的装药空间10，且绝热结构1上开设有沿该绝热结构1周向延伸的光路通道3，该光路通道3即为光纤4本身的占有空间，光纤4进入光路通道3后，光路通道3被封闭，光纤4与绝热结构1形成整体结构；

S3：将所有的光纤4沿前封头段12的外圆周方向间隔布置，并将各光纤4的引出端40伸出绝热结构1外，嵌入端41沿绝热结构1的母线方向延伸至嵌设于光路通道3内，并伸入装药空间10内；由于光纤4的尺寸微小，绝热结构1固化后与绝热结构1一体成型，光纤4进入光路通道3内后将光路通道3封闭，整个绝热结构1无缝隙，不影响发动机的稳定性和安全性。

S4：在绝热结构1外进行缠绕形成缠绕层6；

S5：监测所有的光纤4是否成活，并在成活的光纤4的嵌入端41连接传感器5，以监测推进剂药柱2。

由于光纤4直径微小(0.25mm)，将光纤4引入发动机绝热结构1内的过程中，不会造成绝热结构1产生缺陷及光路通道3的破坏。由于固体火箭发动机工作环境的特殊性，难以将纤细的光纤4安全地由发动机内部安全引出，并实现外部信号采集，而本申请在绝热结构1的制作过程中引起光纤4，对绝热结构1制作过程没有影响，而且能实现光纤4的嵌入端41成功的引入绝热结构1内，并将引出端40留在绝热结构1外，实现外部信号的采集。待绝热结构1经过缠绕芯模7脱模、绝热结构1水压试验及装药前绝热打磨等工序后，将成活的光纤4的嵌入端41与传感器5现场熔焊，根据需求将传感器5布置于绝热结构1的内表面或者推进剂药柱2内部，可大大提高光纤4的成活率，显著降低成本。

优选的，绝热结构1包括柱段11和分别连接于柱段11两端的前封头段12和后封头段13；光路通道3由柱段11与前封头段12相互连接的端面形成；

S2中在缠绕芯模7上安装绝热结构1，具体包括以下步骤：

S21：采用模压成型的方式制备前封头段和后封头段；

S22：在缠绕芯模7上沿该缠绕芯模7的轴线方向间隔装配前封头段12和后封头段13；

S23：将所有的光纤4沿前封头段12的外圆周方向间隔布置，并将光纤4的引出端40伸出前封头段12外，嵌入端41沿前封头段12的母线方向延伸至前封头段12与柱段11相互连接的端面，并伸入装药空间10内；

S24：在前封头段12和后封头段13之间的缠绕芯模7上铺贴绝热片段，自前封头段12与柱段11相互连接的端面到后封头段13，铺贴绝热片段，将前封头段12与后封头段13相连，以形成柱段11；柱段11、光纤4与前封头段12形成整体结构，光纤4嵌入光路通道3内将光路通道3封闭。

S25：前封头段12、柱段11和后封头段13共同形成绝热结构1。绝热结构1与光纤4一体成型，光路通道3被封闭，不影响发动机的稳定性和安全性。

进一步的，当光路通道3由柱段11与前封头段12相互连接的端面形成时，前封头段12包括相互连接的第一段120和第二段121，第二段121与柱段11连接，且第二段121的上表面倾斜向下设置，以引导嵌入端41进入光路通道3内。柱段11包括相互连接的第三段110和第四段111，第四段111的厚度从靠近第三段110的一端朝远离第三段110的一端逐渐减小，以抵接于第二段121上，使嵌入第二段121与第四段111之间的光路通道3内的光纤4不会过渡弯折，能平滑的进入绝热结构1内。

本申请实施例4的固体火箭发动机壳体的制作方法具体如下：

S21：在缠绕芯模7上安装前封头段12和后封头段13，前封头段12包括相互连接的第一段120和第二段121，第二段121与柱段11连接，且第二段121的上表面倾斜向下设置；

S22：将所有的光纤4沿前封头段12的外圆周方向间隔布置，且将光纤4的引出端40伸出前封头段12外，嵌入端41沿前封头段12的母线方向延伸至第二段121，并随着第二段121的上表面倾斜伸入装药空间10内；

S23：在前封头段12和后封头段13之间的缠绕芯模7上铺贴绝热片段，以形成第四段111，第四段111与第二段121相抵接，并与光纤4形成整体；

S24：继续铺贴绝热片段，以形成第三段110，将第三段110与第四段111和后封头段13连接，使前封头段12、柱段11和后封头段13共同形成绝热结构1；

S25：在绝热结构1外进行缠绕形成缠绕层6。

步骤S5中，监测所有的光纤4是否成活，具体包括以下步骤：

S51：在光纤4的引出端40连接光纤跳线；

S52：将激光笔与光纤跳线连接，以连通该光纤4；

S53：若该光纤4的嵌入端41发亮，则判断该光纤4成活；否则，则判断该光纤4未成活；

S54：重复上述步骤，监测所有的光纤4是否成活。

实施例5：

参见图2所示，本申请实施例5提供了一种固体火箭发动机，其包括绝热结构1、推进剂药柱2、多个光纤4、多个传感器5和缠绕层6，绝热结构1内具有用于收容推进剂药柱2的装药空间10，且绝热结构1上开设有沿该绝热结构1周向延伸的光路通道3，该光路通道3即为光纤4本身的占有空间，光纤4进入光路通道3后，光路通道3被封闭，光纤4与绝热结构1形成整体结构。推进剂药柱2填充于装药空间10内；缠绕层6缠绕于绝热结构1外。多个光纤4沿绝热结构1的外圆周方向间隔布置，光纤4包括引出端40和嵌入端41，引出端40伸出绝热结构1外，嵌入端41沿绝热结构1的母线方向延伸至嵌设于光路通道3内，并伸入推进剂药柱2内；由于光纤4的尺寸微小，绝热结构1固化后与绝热结构1一体成型，光纤4进入光路通道3内后将光路通道3封闭，整个绝热结构1无缝隙，不影响发动机的稳定性和安全性。光纤4的嵌入端41连接有一个或多个传感器5，传感器5埋设于推进剂药柱2内，根据监测需求的不同，可将传感器5布置在绝热结构1的绝热界面、衬层界面(推进剂药柱2和绝热结构1之间的粘接剂)或者推进剂药柱2内部。可对推进剂药柱2进行实时原位监测，监测结果及时可靠，以获取推进剂药柱2的表面和内部的应变、温度等随环境载荷的变化的数据，准确判定发动机的稳定性和安全性。

本申请实施例5的固体火箭发动机通过预嵌入光纤4和传感器5，以实现对发动机内部的原位监测，具有如下优点：由于光纤4直径微小(0.25mm)，将光纤4引入发动机绝热结构1内的过程中，不会造成绝热结构1产生缺陷及光路通道3的破坏。而且能够实现对绝热结构1内部的推进剂药柱2的在线、实时、主动监测和控制，及时发现并确定推进剂药柱2与绝热结构1连接界面的脱粘、推进剂药柱2内部裂纹、损伤的位置及程度，并监视损伤区域的扩展，不仅可有效增强发动机状态预测能力、降低发动机检查和故障判别难度、提升发动机寿命和可靠性，还有利于推进剂药柱2早期问题的发现，从而及时地采取补救措施，以避免重大事故的发生，保障固体火箭发动机的安全和稳定。

实施例6：

本申请实施例6提供了一种固体火箭发动机的制作方法，其包括以下步骤：

S1：提供多个光纤4，光纤4包括引出端40和嵌入端41；

S2：在缠绕芯模7上装配绝热结构1，绝热结构1内具有用于收容推进剂药柱2的装药空间10，且绝热结构1上开设有沿该绝热结构1周向延伸的光路通道3，该光路通道3即为光纤4本身的占有空间，光纤4进入光路通道3后，光路通道3被封闭，光纤4与绝热结构1形成整体结构；

S3：将所有的光纤4沿前封头段12的外圆周方向间隔布置，并将各光纤4的引出端40伸出绝热结构1外，嵌入端41沿绝热结构1的母线方向延伸至嵌设于光路通道3内，并伸入装药空间10内；由于光纤4的尺寸微小，绝热结构1固化后与绝热结构1一体成型，光纤4进入光路通道3内后将光路通道3封闭，整个绝热结构1无缝隙，不影响发动机的稳定性和安全性；

S4：在绝热结构1外进行缠绕形成缠绕层6；

S5：监测所有的光纤4是否成活，并在成活的光纤4的嵌入端41连接传感器5；

S6：拆除缠绕芯模7；

S7：在装药空间10内浇注推进剂药柱2，以使传感器5伸入推进剂药柱2内，并对推进剂药柱2进行监测。

优选的，绝热结构1包括柱段11和分别连接于柱段11两端的前封头段12和后封头段13；光路通道3由柱段11与前封头段12相互连接的端面形成；

S2中在缠绕芯模7上安装绝热结构1，具体包括以下步骤：

S21：采用模压成型的方式制备前封头段和后封头段；

S22：在缠绕芯模7上沿该缠绕芯模7的轴线方向间隔装配前封头段12和后封头段13；

S23：将所有的光纤4沿前封头段12的外圆周方向间隔布置，并将光纤4的引出端40伸出前封头段12外，嵌入端41沿前封头段12的母线方向延伸至前封头段12与柱段11相互连接的端面，并伸入装药空间10内；

S24：在前封头段12和后封头段13之间的缠绕芯模7上铺贴绝热片段，自前封头段12与柱段11相互连接的端面到后封头段13，铺贴绝热片段，将前封头段12与后封头段13相连，以形成柱段11；柱段11、光纤4与前封头段12形成整体结构，光纤4嵌入光路通道3内将光路通道3封闭。

S25：前封头段12、柱段11和后封头段13共同形成绝热结构1。绝热结构1与光纤4一体成型，光路通道3被封闭，不影响发动机的稳定性和安全性。

由于光纤4直径微小(0.25mm)，将光纤4引入发动机绝热结构1内的过程中，不会造成绝热结构1产生缺陷及光路通道3的破坏。而且随绝热结构1制作时嵌入光纤4，对绝热结构1制作过程没有影响，能实现光纤4的高效嵌入。待绝热结构1经过缠绕芯模7脱模、绝热结构1水压试验及装药前绝热打磨等工序后，将成活的光纤4的嵌入端41与传感器5现场熔焊，根据需求将传感器5布置于绝热结构1的内表面或者推进剂药柱2内部，可大大提高光纤4的成活率，显著降低成本。

在本申请的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

需要说明的是，在本申请中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

以上所述仅是本申请的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本申请。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本申请的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本申请将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。