一种空间发动机试验羽流压力测量系统技术方案

本发明专利技术涉及空间发动机地面试验技术领域，提供了一种空间发动机试验羽流压力测量系统，至少包括：压差传感器，压差传感器的本体上设置有测量端接口、参考端接口以及背压接口；测量端导气管，一端与测量端接口相连，另一端适于布置在空间发动机羽流场内的压力测点处；参考端导气管，一端与参考端接口相连，另一端与背压接口相连；其中，沿气体的输送方向上背压接口至少包括两个不同内径的气体通道，以使参考端接口处的气压在试验中的预设时间段内保持恒定。该测量系统，简化了系统，无需设置背压区，取消了用于测量参考端接口处的压力值的装置，缩短了参考端导气管的长度，大幅减少现场的工作量，同时能够满足测量需求。同时能够满足测量需求。同时能够满足测量需求。

【技术实现步骤摘要】
一种空间发动机试验羽流压力测量系统


[0001]本专利技术涉及空间发动机地面试验
，具体涉及一种空间发动机试验羽流压力测量系统。

技术介绍

[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]现有技术中的空间发动机试验羽流压力测量装置，在压力测点位置的侧板表面开孔，安装测压导气管，导气管另一端通过软管与微差压变送器连接，通过微差压变送器测量羽流撞击在平板上的表面压强。使用时传感器引出两个测压管，一端连接气动力测板引入的被测气体，另一端接到背压区，测压端的压力与背压区压力的差值即为该位置的压力值。
[0004]但是，该测量装置较为复杂，除了需要在真空舱内安装待测压力端的导气装置和传感器，还需要布置背压区，并铺设较长的测压管或专门设置电动阀门来控制背压区的压力稳定。

技术实现思路

[0005]因此，本专利技术要解决的技术问题在于空间发动机试验羽流压力测量装置较为复杂，除了需要在真空舱内安装待测压力端的导气装置和传感器，还需要布置背压区，并铺设较长的测压管或专门设置电动阀门来控制背压区的压力稳定，从而提供一种空间发动机试验羽流压力测量系统。
[0006]为解决上述技术问题，本专利技术的技术方案如下：
[0007]一种空间发动机试验羽流压力测量系统，至少包括：压差传感器，所述压差传感器的本体上设置有测量端接口、参考端接口以及背压接口；测量端导气管，一端与所述测量端接口相连，另一端适于布置在空间发动机羽流场内的压力测点处，以使空间发动机羽流场内的气体能够进入所述压差传感器的内部；参考端导气管，一端与所述参考端接口相连，另一端与所述背压接口相连，以使进入所述压差传感器内部的气体能够从所述背压接口流至所述参考端接口；其中，沿气体的输送方向上所述背压接口至少包括两个不同内径的气体通道，以使所述参考端接口处的气压在试验中的预设时间段内保持恒定。
[0008]进一步地，所述背压接口呈管状结构，沿气体的输送方向上所述背压接口的管身结构包括若干外径不同的节段；每个所述节段内均至少设置有一个气体通道。
[0009]进一步地，同一所述节段内包括多个所述气体通道时，相邻的两个所述气体通道的内径不同。
[0010]进一步地，该空间发动机试验羽流压力测量系统还包括真空舱，空间发动机与所述压差传感器均设置在所述真空舱内。
[0011]进一步地，该空间发动机试验羽流压力测量系统还包括供电电缆、电源以及第一接线端子；所述第一接线端子设置在所述压差传感器上，所述供电电缆的一端与位于所述真空舱内部的所述第一接线端子相连，另一端与位于所述真空舱外部的电源相连接。
[0012]进一步地，该空间发动机试验羽流压力测量系统还包括信号电缆、数据采集设备以及第二接线端子；所述第二接线端子设置在所述压差传感器上，所述信号电缆的一端与位于所述真空舱内部的所述第二接线端子相连，另一端与位于所述真空舱外部的数据采集设备相连接。
[0013]进一步地，所述测量端导气管与所述参考端导气管均为由非金属材质制成的软管。
[0014]进一步地，所述测量端接口、参考端接口以及背压接口均为由金属材质制成的硬管。
[0015]本专利技术技术方案，具有如下优点：
[0016]本专利技术提供的空间发动机试验羽流压力测量系统，通过在压差传感器的上设置变径的背压接口，使得气体无法通过背压接口短时间填充至参考端导气管，保证压差传感器的参考端接口处的压力值在试验过程中恒定，测量端接口处测量的压力值与真空舱内的压力值的差值即为空间发动机羽流场内的压力测点处的压力值。相较于现有技术中的测量装置而言，简化了系统，无需设置背压区，取消了用于测量参考端接口处的压力值的装置，缩短了参考端导气管的长度，大幅减少现场的工作量，同时能够满足测量需求。
附图说明
[0017]为了更清楚地说明本专利技术具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本专利技术的一些实施方式，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。
[0018]图1为本专利技术实施例中的空间发动机试验羽流压力测量系统的示意图；
[0019]图2为本专利技术实施例中的空间发动机试验羽流压力测量系统中压差传感器的示意图；
[0020]图3为本专利技术一个实施例中的空间发动机试验羽流压力测量系统中参考端导气管的示意图；
[0021]图4为本专利技术又一个实施例中的空间发动机试验羽流压力测量系统中参考端导气管的示意图；
[0022]图5为本专利技术实施例中的空间发动机试验羽流压力测量系统中压差传感器用三通接口代替参考端接口的示意图；
[0023]图6为图5中的三通接口处的压力变化曲线图。
[0024]1、压差传感器；2、测量端接口；3、参考端接口；4、背压接口；5、测量端导气管；6、参考端导气管；7、节段；8、气体通道；9、三通接口；10、真空压力传感器；11、电源；12、数据采集设备；13、供电电缆；14、信号电缆；15、发动机；16、真空舱。
具体实施方式
[0025]下面将结合附图对本专利技术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专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0026]在本专利技术的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”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专利技术和简化描述，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专利技术的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
[0027]在本专利技术的描述中，需要说明的是，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，可以具体情况理解上述术语在本专利技术中的具体含义。
[0028]此外，下面所描述的本专利技术不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
[0029]如图1、图2所示，本实施例提供一种空间发动机试验羽流压力测量系统，包括：真空舱16、压差传感器1、测量端导气管5、参考端导气管6、供电电缆13、信号电缆14、本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种空间发动机试验羽流压力测量系统，其特征在于，至少包括：压差传感器，所述压差传感器的本体上设置有测量端接口、参考端接口以及背压接口；测量端导气管，一端与所述测量端接口相连，另一端适于布置在空间发动机羽流场内的压力测点处，以使空间发动机羽流场内的气体能够进入所述压差传感器的内部；参考端导气管，一端与所述参考端接口相连，另一端与所述背压接口相连，以使进入所述压差传感器内部的气体能够从所述背压接口流至所述参考端接口；其中，沿气体的输送方向上所述背压接口至少包括两个不同内径的气体通道，以使所述参考端接口处的气压在试验中的预设时间段内保持恒定。2.根据权利要求1所述的空间发动机试验羽流压力测量系统，其特征在于，所述背压接口呈管状结构，沿气体的输送方向上所述背压接口的管身结构包括若干外径不同的节段；每个所述节段内均至少设置有一个气体通道。3.根据权利要求2所述的空间发动机试验羽流压力测量系统，其特征在于，同一所述节段内包括多个所述气体通道时，相邻的两个所述气体通道的内径不同。4.根据权利要求1...

【专利技术属性】
技术研发人员：曹纯，凌思睿，杨龙，李海涛，许福生，
申请(专利权)人：北京航天试验技术研究所，
类型：发明
国别省市：