[发明专利]液体火箭发动机短型热电偶稳态校准装置

说明书

本发明涉及一种液体火箭发动机短型热电偶稳态校准装置，包括管路单元和测试单元；管路单元包括试验段；试验段包括内筒、外筒以及设置在内筒和外筒之间的保温材料；测试单元包括上位机、控温系统、采集设备、设置在稳定段的总温度传感器和总压力传感器、设置在试验段的参考温度传感器；控温系统包括至少两组壁温传感器单元、控温仪和至少一组加热体；加热体设置于内筒的外壁上；采集设备并将壁温传感器温度信息反馈至控温仪；控温仪根据反馈信息分别调节不同加热体功率控制试验段内筒的温度；控温仪及采集设备均与上位机通讯。本发明装置通过改变实验条件可以得到一系列短型热电偶温度传感器导热修正系数，提高了测量准确度。

技术领域

本发明涉及一种液体火箭发动机短型热电偶稳态校准装置。

背景技术

在液体火箭发动机热试车中，温度参数通常在高温、高压、高速流动的情况下进行测试的。考虑传感器强度问题和安装空间的限制，不能完全按照理想的设计结构和尺寸来选择温度传感器，由于传热和传感器结构及安装方式等原因，导致了温度传感器的稳态特性差异很大，存在的辐射误差、导热误差和速度误差等直接影响温度参数的测量准确度，实际测量的不是气流的真实温度，最高可相差几十度。由于在高温测量中，辐射误差相对于导热误差而言所占份额较大，在发动机设计和传感器结构设计中已进行辐射误差的计算，而导热误差的大小却很难正确估算，根据传感器的结构特点，热电偶测温部分、安装支座及六方螺母部分对导热误差产生影响，往往在设计中被忽略计算。

发明内容

为了获得不同工况和安装条件下导热误差修正系数，本发明提供一套短型热电偶稳态校准装置。

本发明的技术解决方案是提供一种液体火箭发动机短型热电偶稳态校准装置，其特殊之处在于：

包括管路单元和测试单元；

所述管路单元包括依次连接的稳定段1、收缩段2、试验段3以及扩压段4；上述稳定段1接上游管路，上述收缩段2的管径逐渐变小，直至与试验段3管径一致；上述扩压段4管径逐渐变大并与下游管路连接；

上述试验段3包括内筒301、外筒302以及设置在内筒301和外筒302之间的保温材料39；

上述测试单元包括上位机、控温系统、采集设备、设置在稳定段1的总温度传感器12和总压力传感器11、设置在试验段3的参考温度传感器31；

被校短型热电偶32设置在试验段筒体上，且被校短型热电偶32的受感部位于试验段3的中轴线附近；

上述参考温度传感器31设置在试验段筒体上且与被校短型热电偶32相对设置，参考温度传感器31的受感部尽可能靠近被校短型热电偶32的受感部；

上述控温系统包括控温仪、至少两组壁温传感器单元和至少一组加热体34；壁温传感器单元包括至少两个壁温传感器33，上述壁温传感器33设置在试验段筒体不同位置，壁温传感器33的受感部与试验段3内筒壁紧密贴合；上述加热体34设置于内筒301的外壁上；

上述采集设备采集壁温传感器33、总温度传感器12、总压力传感器11、被校短型热电偶32、参考温度传感器31的信息，并将壁温传感器33温度信息反馈至控温仪；上述控温仪根据反馈信息分别通过调节不同加热体34功率控制试验段内筒301的温度；上述控温仪及采集设备均与上位机通讯。

优选地，为了降低导热误差，本发明校准装置还包括被校短型热电偶32的气冷系统，气冷系统包括冷却器管路、气冷安装法兰35及安装在冷却器管路上的调节阀门36，气冷安装法兰包括冷却夹层351，冷却夹层351与冷却器管路相通，冷却器管路的一端为冷却气进口37，另一端为冷却气出口38，法兰体部分作为被校短型热电偶32的安装支座，将被校短型热电偶32固定在试验段上，冷却夹层351位于被校短型热电偶32的根部位置；

上述法兰体通过六方螺母固定在试验段内筒外壁上；