一种空间发动机试验羽流压力测量系统的制作方法

本发明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。

背景技术：

1、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。

2、现有技术中的空间发动机试验羽流压力测量装置，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，以使空间发动机羽流场内的气体能够进入压差传感器的内部；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，以使进入压差传感器内部的气体能够从背压接口流至参考端接口；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。该装置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。但是，该测量装置需要额外设置背压接口，且背压接口的结构比较复杂；而且，还需要额外设置连接参考端接口与背压接口的参考端导气管，而参考端导气管的铺设容易对羽流场分布造成负面影响，不利于提高测量效果。

技术实现思路

1、因此，本发明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需要额外设置背压接口，且背压接口的结构比较复杂；而且，还需要额外设置连接参考端接口与背压接口的参考端导气管，而参考端导气管的铺设容易对羽流场分布造成负面影响，不利于提高测量效果，从而提供一种空间发动机试验羽流压力测量系统。

2、为解决上述技术问题，本发明的技术方案如下：

3、一种空间发动机试验羽流压力测量系统，包括：真空舱，用于提供测量过程中所需的真空环境；压差传感器，设置在所述真空舱内，所述压差传感器的本体上设置有测量端接口与参考端接口；测量端导气管，一端与所述测量端接口相连，另一端设置在所述真空舱内的空间发动机羽流场的压力测点处，以使空间发动机羽流场内的气体能够经所述测量端导气管进入所述压差传感器的内部；微型电磁阀，设置在所述参考端接口上，所述微型电磁阀在所述真空舱抽真空时打开以连通所述参考端接口与所述真空舱、以及在所述真空舱抽真空结束后关闭以隔绝所述参考端接口与所述真空舱。

4、进一步地，所述压差传感器的外部为壳体，内部设置有信号连接的测压芯体与信号调理电路板；所述壳体用于保护测压芯体和信号调理电路板，所述测压芯体和信号调理电路板用于将压力信号转化为电信号。

5、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传输电缆与数据采集设备；所述数据采集设备设置在所述真空舱的外部；所述信号传输电缆的一端与所述压差传感器相连，另一端与所述数据采集设备相连接；所述测量端接口的压力信息经所述信号传输电缆传输至所述数据采集设备。

6、进一步地，该空间发动机试验羽流压力测量系统还包括第一供电电缆与第一电源；所述第一电源设置在所述真空舱的外部；所述第一供电电缆的一端与所述压差传感器相连，另一端与所述第一电源相连接，所述第一电源用于为所述压差传感器供电。

7、进一步地，该空间发动机试验羽流压力测量系统还包括控制电缆与阀门控制设备；所述阀门控制设备设置在所述真空舱的外部；所述控制电缆的一端与所述微型电磁阀相连，另一端与所述阀门控制设备相连接，通过所述阀门控制设备切换所述微型电磁阀的状态。

8、进一步地，该空间发动机试验羽流压力测量系统还包括第二供电电缆与第二电源；所述第二电源设置在所述真空舱的外部；所述第二供电电缆的一端与所述微型电磁阀相连，另一端与所述第二电源相连接，所述第二电源用于为所述微型电磁阀供电。

9、进一步地，所述测量端导气管为由非金属材质制成的软管。

10、进一步地，所述测量端接口与参考端接口均为由金属材质制成的硬管。

11、本发明技术方案，具有如下优点：

12、本发明提供的空间发动机试验羽流压力测量系统，在压差传感器的参考端接口上设置有微型电磁阀，测量时，微型电磁阀将参考端接口与真空舱隔绝，使得发动机点火造成真空舱内压力上升对参考端接口处的压力变化无影响，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，无需设置背压接口与参考端导气管，简化了系统，消除了参考端导气管铺设对羽流场分布的影响，有利于提高测量效果。

技术特征：

1.一种空间发动机试验羽流压力测量系统，其特征在于，包括：

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，

3.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，

4.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，

5.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，

6.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，

7.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，

8.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，

技术总结本发明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，包括：真空舱；压差传感器，设置在真空舱内，压差传感器的本体上设置有测量端接口与参考端接口；测量端导气管，一端与测量端接口相连，另一端设置在真空舱内的空间发动机羽流场压力测点处；微型电磁阀，设置在参考端接口上，微型电磁阀在真空舱抽真空时打开以连通参考端接口与真空舱、以及在真空舱抽真空结束后关闭以隔绝参考端接口与真空舱。本发明提供的空间发动机试验羽流压力测量系统，相较于现有技术中的测量装置而言，无需设置背压接口与参考端导气管，简化了系统，消除了参考端导气管铺设对羽流场分布的影响，有利于提高测量效果。技术研发人员：凌思睿,曹纯,李海涛,纪健,张海栋受保护的技术使用者：北京航天试验技术研究所技术研发日：技术公布日：2024/8/1