CN105675202A - 一种空间发动机羽流场真空微差压测量*** - Google Patents

一种空间发动机羽流场真空微差压测量*** Download PDF

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凌思睿
张伟
马军强
李志刚
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丁博深
陈锋
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    • G01L13/06—Devices or apparatus for measuring differences of two or more fluid pressure values using electric or magnetic pressure-sensitive elements

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Abstract

本发明公开了一种空间发动机羽流场真空微差压测量***，通过采用锥面导流锥，并在其表面开有多个通孔安装传感器，可准确测量不同空间分布的发动机火焰压力；将导流锥加工成锥面，可避免高热量气体迅速反弹破坏发动机喷管。

Description

一种空间发动机羽流场真空微差压测量***
技术领域
本发明属于空间发动机技术领域，具体涉及一种适用于真空条件下的空间发动机羽流场真空微差压测量***。
背景技术
空间发动机普遍应用于火箭、卫星等航天器上。发动机在真空环境下点火时，在喷口处将会形成向外部环境自由膨胀的真空羽流。真空羽流将对位于羽流场中的航天器表面产生撞击，并造成力、热及表面污染效应。羽流场内压力的短时局部升高将会破坏航天器的表面属性或损坏科学仪器，缩短航天器寿命，甚至导致航天器失效。
目前，羽流场的压力研究方法包括羽流数值仿真、空间搭载飞行试验和羽流地面试验。羽流数值仿***要依靠CFD和DSMC耦合的方法对真空羽流压力进行建模和分析，能够进行单推力器/多推力器羽流场的计算、若干复杂气流及其作用的数值模拟。但是，数值仿真研究需要试验数据进行验证，部分复杂工况，如羽流场边界部分压力变化无法通过仿真来精确分析；空间搭载飞行试验是在航天器的实际飞行过程中直接测量得到关键位置的压力信息，其特点是测量结果真实有效，但试验次数少，单次试验成本高、周期长、获得数据量有限；羽流地面试验的***建设一次性投资大，但单次试验成本低，且能重复进行试验。还能进行多工况、多状态的原理性和验证性试验，获取的数据更适合进行分析和研究。
目前常用皮托管测量气体压力变化情况，但由于高空羽流压力场测量的特殊性，对探头形状及尺寸的选择和测点位置的布置有更高的要求。且喷口附近的羽流变化剧烈，皮托管测量无法准确测得羽流压力的变化特征，将不可避免地产生测量误差。
针对羽流地面试验高昂的经济成本，国内现有的羽流场压力分析尚处于理论分析和建模仿真阶段，已经进行的个别羽流试验也因条件欠缺造成测量结果存在一定偏差。
发明内容
有鉴于此，本发明的目的是提供一种空间发动机羽流场真空微差压测量***，可以准确测量发动机工作过程中真空羽流场的压力变化。
一种空间发动机羽流场真空微差压测量***，包括供电装置(3)、数据采集***(5)、工控机(6)、过舱接插件(42)、真空舱(7)以及置于真空舱(7)内的压力前端测量单元、公共参考端压力传感器(2)和导流锥(9)；被测的发动机(8)置于所述真空舱(7)内；所述过舱接插件(42)安装在真空舱(7)的舱壁上；
其中，所述压力前端测量单元包括压力传感器(13)、测压管(12)和压力测量探头(11)；
所述导流锥(9)为圆锥面铝板，布置在发动机(8)火焰来流方向；导流锥(9)的锥角为20°，圆锥面的上表面包有隔热材料，导流锥(9)沿圆锥面的垂直方向加工有多个通孔，用于安装所述压力测量探头(11)的一端；压力测量探头(11)的另一端通过测压管(12)接在所述压力传感器(13)的测压端口；压力传感器(13)的参考端口通过参考端测压管(14)接所述公共参考端压力传感器(2)；所述公共参考端压力传感器(2)置于所述真空舱(7)内远离发动机(8)的一端；
所述供电装置(3)通过所述过舱接插件(42)为各个所述压力传感器(13)供电；各压力传感器(13)测得的发动机(8)喷口压力数据通过所述过舱接插件(42)送至所述数据采集***(5)；数据采集***(5)将接收到的压力数据送入所述工控机(6)。
较佳的，所述压力测量探头(11)一端外表面加工有螺纹孔，与所述导流锥(9)上加工的所述通孔的内螺纹配合；压力测量探头(11)旋入所述通孔后，前端端部与导流锥(9)的圆锥表面平齐。
较佳的，所述压力测量探头(11)上设置有螺母。
较佳的，所述压力测量探头(11)上与导流锥(9)相对的一端连接所述测压管(12)；所述测压管(12)为聚四氟乙烯软管，测压管(12)通过过盈配合的方式套接在压力测量探头(11)上。
较佳的，所述导流锥(9)的厚度为6mm，底面直径为1m，高180mm。
较佳的，压力测量探头(11)与导流锥(9)的连接处涂抹低温胶。
较佳的，所述压力传感器(13)采用BESTACE761系列微差压变送器。
本发明具有如下有益效果：
本发明的一种空间发动机羽流场真空微差压测量***，通过采用锥面导流锥，并在其表面开有多个通孔安装传感器，可准确测量不同空间分布的发动机火焰压力；将导流锥加工成锥面，可避免高热量气体迅速反弹破坏发动机喷管。
附图说明
图1为本发明空间发动机羽流场真空微差压测量***连接关系示意图；
图2为本发明空间发动机羽流场真空微差压测量***中压力测量单元的示意图。
其中，11-测量探头，12-测压管，13-压力传感器，14-参考端测压管，2-公共参考端压力传感器，3-供电装置，4-转接环节，41-舱内活动电缆，42-过舱接插件，43-舱外活动电缆，5-数据采集***，6-工控机，7-真空舱,8-发动机，9-导流锥。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
本发明的一种空间发动机羽流场真空微差压测量***，如图1所示，包括供电装置3、数据采集***5、工控机6、过舱接插件42、真空舱7以及置于真空舱7内的压力前端测量单元、公共参考端压力传感器2和导流锥9；被测的发动机8置于所述真空舱7内；所述过舱接插件42安装在真空舱7的舱壁上；所述压力前端测量单元包括压力传感器13、测压管12、压力测量探头11；
所述导流锥9沿圆锥面的垂直方向加工有多个通孔，用于安装所述压力测量探头11；压力测量探头11的另一端通过测压管12接在所述压力传感器13的测压端口；压力传感器13的参考端口通过参考端测压管14接所述公共参考端压力传感器2；所述公共参考端压力传感器2置于所述真空舱7内远离发动机的一端；
所述供电装置通过所述过舱接插件为各个所述压力传感器供电；各压力传感器测得的发动机喷口压力数据通过所述过舱接插件送至所述数据采集***；数据采集***将接收到的压力数据送入所述工控机，压力数据在工控机6上显示、存储和进一步处理。
导流锥9为6mm厚的圆锥面铝板，表面开有M6x1的内螺纹，底面直径为1m，高180mm，锥角为20°，布置在发动机火焰来流方向，表面包有隔热材料，发动机喷口处向下喷出的气体遇到导流锥9后，按导流锥9的形状向水平方向扩散，以防止高热量气体迅速反弹破坏发动机喷管。
其中，如图2所示，压力测量探头11为不锈钢连接件，一端为M6x1的外螺纹，与导流锥9表面通孔通过螺纹连接，在压力测量探头11与导流锥9的连接处涂抹适量低温胶保证密封性；压力测量探头11的另一端与测压管12连接，与测压管12相连部分直径为4.6mm。
所述的测压管12为Φ5/DN4.5的聚四氟乙烯软管，一端与Φ4.6的压力测量探头11过盈配合，另一端与压力传感器13的测压口连接，测压口连接处的直径略大于测压管12的直径。测压管12长度为400-600mm。
压力传感器13采用BESTACE761系列微差压变送器，量程为0～30KPa，精度为0.1％FS，自带两个Φ3/16″的塔形机械接口。一端为测压口，另一端为参考端压力测量接口。测压口与测压管12连接，并在接口处涂抹适量低温胶，保证连接可靠。
公共参考端设置在真空舱的远端，公共参考端压力测量接口与参考端测压管14连接，参考端测压管14延伸至真空舱的远端，公共参考端设置参考端真空压力传感器2，采用CPCA压力传感器测量公共参考端的压力，量程为10KPa，精度为0.1％FS。
供电装置3为直流稳压电源，供电电压为12-36VDC，试验中采用24VDC的供电电压。
转接环节4包括舱内活动电缆41，过舱接插件42和舱外活动电缆43。过舱接插件42连通舱内活动电缆41和舱外活动电缆43，压力传感器13采集到的信号经过转接环节4传输到采集***5，供电装置3通过转接环节4向压力传感器13供电。
数据采集***5包括转接电缆和稳态数据采集装置，稳态数据采集装置的电校准精度为0.05％，采用PCI-GPIB总线结构，***最大采样率为单通道10KS/s，采用主从机箱配置，最大通道数可达4096个，单机箱容量为16插槽，128通道，可以根据需要进行单机箱或多机箱级联的灵活配置。工控机6通过通讯电缆与稳态数据采集装置相连，实现数据采集、分析处理、存储、显示、网络转发、数据报告生成等功能，通讯电缆可以是USB接口的通讯电缆或GPIB接口的通讯电缆。
空间发动机羽流场真空微差压测量***的测量过程，包括以下步骤：
(1)将测量探头11通过其上的螺母旋进导流锥9的通孔中；检查测压管12与压力传感器13的测压口的连接密封性，检查参考端测压管14与压力传感器13的参考端口的连接密封性，保证气流可以顺利通过；
(2)发动机8点火过程中，在喷口处将会形成向外部环境自由膨胀的真空羽流，真空羽流按导流锥9的结构形状不断扩散；
(3)导流锥9的表面开有的M6x1的螺纹孔，用以测量到羽流的压力变化情况；
(4)羽流场真空微差压通过测量探头11、测压管12传递到压力传感器13的测压口，由压力传感器13测量羽流压力的分布及变化情况；
(5)压力传感器13的参考端口连接参考端测压管14，并延伸至真空舱7远端，参考端真空压力传感器15测量参考端压力变化；
(6)压力传感器13的测压口与参考端口之间的压力差值即为羽流场的真空微差压变化情况；
(7)压力传感器13测得的真空微差压通过转接环节4传输到采集***5，同时供电装置3通过转接环节4向压力传感器13供电。压力传感器13的接线端与舱内活动电缆41直接相连，舱内活动电缆41与舱外活动电缆43通过过舱接插件42连接，舱外活动电缆43与数据采集***5直接连接；
(8)数据采集***5与对采集到的真空微差压进行测量，同时，数据采集***5与工控机6连接；
(9)工控机6对数据采集***采集到的数据进行实时显示、存储、调用和后续处理。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种空间发动机羽流场真空微差压测量***，其特征在于，包括供电装置(3)、数据采集***(5)、工控机(6)、过舱接插件(42)、真空舱(7)以及置于真空舱(7)内的压力前端测量单元、公共参考端压力传感器(2)和导流锥(9)；被测的发动机(8)置于所述真空舱(7)内；所述过舱接插件(42)安装在真空舱(7)的舱壁上；
其中，所述压力前端测量单元包括压力传感器(13)、测压管(12)和压力测量探头(11)；
所述导流锥(9)为圆锥面铝板，布置在发动机(8)火焰来流方向；导流锥(9)的锥角为20°，圆锥面的上表面包有隔热材料，导流锥(9)沿圆锥面的垂直方向加工有多个通孔，用于安装所述压力测量探头(11)的一端；压力测量探头(11)的另一端通过测压管(12)接在所述压力传感器(13)的测压端口；压力传感器(13)的参考端口通过参考端测压管(14)接所述公共参考端压力传感器(2)；所述公共参考端压力传感器(2)置于所述真空舱(7)内远离发动机(8)的一端；
所述供电装置(3)通过所述过舱接插件(42)为各个所述压力传感器(13)供电；各压力传感器(13)测得的发动机(8)喷口压力数据通过所述过舱接插件(42)送至所述数据采集***(5)；数据采集***(5)将接收到的压力数据送入所述工控机(6)。
2.如权利要求1所述的一种空间发动机羽流场真空微差压测量***，其特征在于，所述压力测量探头(11)一端外表面加工有螺纹孔，与所述导流锥(9)上加工的所述通孔的内螺纹配合；压力测量探头(11)旋入所述通孔后，前端端部与导流锥(9)的圆锥表面平齐。
3.如权利要求2所述的一种空间发动机羽流场真空微差压测量***，其特征在于，所述压力测量探头(11)上设置有螺母。
4.如权利要求2所述的一种空间发动机羽流场真空微差压测量***，其特征在于，所述压力测量探头(11)上与导流锥(9)相对的一端连接所述测压管(12)；所述测压管(12)为聚四氟乙烯软管，测压管(12)通过过盈配合的方式套接在压力测量探头(11)上。
5.如权利要求1所述的一种空间发动机羽流场真空微差压测量***，其特征在于，所述导流锥(9)的厚度为6mm，底面直径为1m，高180mm。
6.如权利要求1所述的一种空间发动机羽流场真空微差压测量***，其特征在于，压力测量探头(11)与导流锥(9)的连接处涂抹低温胶。
7.如权利要求1所述的一种空间发动机羽流场真空微差压测量***，其特征在于，所述压力传感器(13)采用BESTACE761系列微差压变送器。
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