一种航天器热控管路流固耦合试验装置及方法制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种航天器热控管路流固耦合试验装置及方法，所述的试验装置包括试验管路系统、冲击试验台系统和测量采集系统；试验管路系统为完整环形回路，用于模拟真实的航天器热控液体管路系统；冲击试验台系统包括刚性的管路安放台，管路安放台两侧分别设置安全保护装置和冲击装置，试验管路系统固定在管路安放台上，冲击装置用于冲击管路安放台以模拟瞬时冲击载荷，冲击频段和峰值可调节；安全保护装置固定设置，用于为管路安放台提供缓冲防止刚性损伤；测量采集系统用于获取管路流固耦合特性分析所需数据。本发明专利技术能够模拟航天器在不同工作条件下的热控液体管路流固耦合情况，提供对管路优化有意义的、更贴近实际应用环境的试验结果。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及管路振动特性试验，具体涉及一种航天器热控管路流固耦合试验装置及方法。

技术介绍

1、航天器热控管路用于冷却发热元器件，例如芯片、电器、仪表等，防止过热损坏。航天器热控管路在主动段，会因外部振动和冲击形成流固耦合效应，在管路内部产生水击压力波，进而威胁管路系统和设备安全。航天器的振动环境较为特殊，在火箭发射阶段，管路系统会受到瞬时冲击。现有管路流固耦合试验装置仅能实现定频或者变频的振动，无法实现模拟火箭发射阶段的冲击和振动。此外，目前研究管路流固耦合振动特性的试验装置多是针对单一类型的管路要素，例如直管、弯管或者管件，而管路系统并非以单一的管路要素存在，这就导致测试结果与真实管路系统存在出入。

2、综上，需研制航天器热控液体管路流固耦合试验验证系统，以研究航天器热控液体管路在主动段期间的流固耦合效应。

技术实现思路

1、专利技术目的：本专利技术的第一目的是提供一种能够模拟瞬时冲击、试验结果准确的航天器热控管路流固耦合试验装置；本专利技术的第二目的是提供利用该试验装置进行航天器热控管路流本文档来自技高网...

【技术保护点】

1.一种航天器热控管路流固耦合试验装置，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的航天器热控管路流固耦合试验装置，其特征在于，所述冲击装置采用摆锤(16)，或者沿斜坡滚落的小球。

3.根据权利要求1所述的航天器热控管路流固耦合试验装置，其特征在于，安全保护装置(13)包括固定框架(20)和设置在固定框架(20)上的缓冲结构(21)，缓冲结构(21)采用橡胶、弹簧、海绵或细沙袋；管路安放台(15)受冲击一侧粘贴缓冲垫(19)。

4.根据权利要求1所述的航天器热控管路流固耦合试验装置，其特征在于，试验管路系统(12)包括直管段、弯管段及安装在管路中的管件...

【技术特征摘要】

1.一种航天器热控管路流固耦合试验装置，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的航天器热控管路流固耦合试验装置，其特征在于，所述冲击装置采用摆锤(16)，或者沿斜坡滚落的小球。

3.根据权利要求1所述的航天器热控管路流固耦合试验装置，其特征在于，安全保护装置(13)包括固定框架(20)和设置在固定框架(20)上的缓冲结构(21)，缓冲结构(21)采用橡胶、弹簧、海绵或细沙袋；管路安放台(15)受冲击一侧粘贴缓冲垫(19)。

4.根据权利要求1所述的航天器热控管路流固耦合试验装置，其特征在于，试验管路系统(12)包括直管段、弯管段及安装在管路中的管件，管件包括：

5.根据权利要求4所述的航天器热控管路流固耦合试验装置，其特征在于，所述测量采集系统包括用于测量管路内受冲击后水击压力的压力传感器、用于测量受冲击作用下管路上应力应变大小的应力应变传感器(23)，以及用于测量管路和管件上振动响应的加速度传感器(22)；压力传感器连接高频高精度压力信号采集仪(24)，加速度传感器(22)连接加速度信号采集仪(25)，应力...

【专利技术属性】
技术研发人员：车邦祥，梁文清，黄磊，疏志勇，钱华，郑晓红，
申请(专利权)人：东南大学，
类型：发明
国别省市：