一种空间发动机羽流场真空微差压测量系统的利记博彩app
【技术领域】
[0001]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系统。
【背景技术】
[0002]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。
[0003]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。羽流数值仿真主要依靠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；羽流地面试验的系统建设一次性投资大，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。
[0004]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。
[0005]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】
[0006]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系统，可以准确测量发动机工作过程中真空羽流场的压力变化。
[0007]—种空间发动机羽流场真空微差压测量系统，包括供电装置(3)、数据采集系统
(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；
[0008]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)；
[0009]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；
[0010]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)送至所述数据采集系统(5);数据采集系统(5)将接收到的压力数据送入所述工控机(6)。
[0011]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。
[0012]较佳的，所述压力测量探头(11)上设置有螺母。
[0013]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。
[0014]较佳的，所述导流锥(9)的厚度为6_，底面直径为lm，高180_。
[0015]较佳的，压力测量探头(11)与导流锥(9)的连接处涂抹低温胶。
[0016]较佳的，所述压力传感器(13)采用BESTACE 761系列微差压变送器。
[0017]本发明具有如下有益效果:
[0018]本发明的一种空间发动机羽流场真空微差压测量系统，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】
[0019]图1为本发明空间发动机羽流场真空微差压测量系统连接关系示意图；
[0020]图2为本发明空间发动机羽流场真空微差压测量系统中压力测量单元的示意图。[0021 ] 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-数据采集系统，6-工控机，7-真空舱，8-发动机，9-导流锥。
【具体实施方式】
[0022]下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
[0023]本发明的一种空间发动机羽流场真空微差压测量系统，如图1所示，包括供电装置
3、数据采集系统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;
[0024]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；
[0025]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系统;数据采集系统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。
[0026]导流锥9为6mm厚的圆锥面铝板，表面开有M6xl的内螺纹，底面直径为Im，高180_，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。
[0027]其中，如图2所示，压力测量探头11为不锈钢连接件，一端为M6xl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