[发明专利]一种基于K形管压差测量的航天摩阻传感器

说明书

本发明公开了一种基于K形管压差测量的航天摩阻传感器。在航天摩阻传感器的表头结构的表头基体的上表面，沿气流方向的前方设置有竖直的直孔，沿气流方向的后方设置有斜向下方的斜孔，斜孔与水平方向的夹角为倾角α，倾角α范围为20°～30°；直孔依次通过连接管Ⅰ、测压软管Ⅰ连接至三通接头的入口端，三通接头的一个出口端通过测压软管Ⅱ连接至高精度差压微压变送器的变送器本体的测量端口Ⅰ，三通接头的另一个出口端连接微型压力传感器；斜孔依次通过连接管Ⅱ、测压软管Ⅲ连接至高精度差压微压变送器的变送器本体的测量端口Ⅱ。该航天摩阻传感器测量精度高、结构紧凑、便于搭载，能够满足飞行条件下高超声速飞行器的表面摩擦阻力测量需求。

技术领域

本发明属于高超声速飞行器风洞试验技术领域，具体涉及一种基于K形管压差测量的航天摩阻传感器。

背景技术

表面摩擦阻力，简称摩阻，是指粘性流体流过物体表面产生的切向力。在空气动力学中，摩阻是一个重要的物理量。在实际的工程设计中，摩阻是现代高超声速飞行器(简称飞行器)气动力的重要组成部分，尤其是湍流边界层使摩阻大幅度增加，直接影响到飞行器的有效航程，从而严重制约飞行器的性能。

在高超声速飞行条件下，飞行器表面的边界层发生转捩时，其摩阻和热流将增加3-5倍，严重影响飞行器的气动性能、安全和热防护系统。精确预测摩阻能够为飞行器气动性能和热防护系统设计提供重要支撑。对于飞行高度在50～80km以下的近空间高超声速飞行器，飞行器局部由于高温、强梯度等因素导致局部存在稀薄非平衡效应，致使基于连续介质的N-S方程失效，导致摩阻预测不准。局部激波干扰几乎出现在所有飞行器中，会造成局部高热流、高动态摩阻和剪应力，且局部的热环境受到激波干扰的影响显著，有可能造成飞行器结构损毁。因此，高超声速飞行条件下的摩阻精确预测对于飞行器研究极为重要。

目前，在高超声速飞行条件下的摩阻测量研究较少，欧洲EXPERT计划[Flightmeasurement technique developments for EXPERT,the ESA in flightaerothermodynamic research programme.55th International AstronauticalCongress,Vancouver,Canada,2004[C].]曾开展了基于K形管压差测量原理的摩阻测量技术研究，该摩阻测量技术研究使用的航天摩阻传感器具有一个直孔和一个斜孔(斜孔在前、直孔在后)，通过压差进行摩阻测量研究，主要用于物面流动诊断，适用于滑移和稀薄流域，也能用于层流连续流域，并计划开展高超再入飞行试验。但是，这种形式的航天摩阻传感器中的斜孔对直孔的扰动较大，数据修正困难，而且体积较大，不适合安装在飞行器表面斜率较大和安装空间小的位置。

当前，亟需发展一种新型的基于K形管压差测量的航天摩阻传感器。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种基于K形管压差测量的航天摩阻传感器。

本发明的基于K形管压差测量的航天摩阻传感器，其特点是，在航天摩阻传感器的表头结构的表头基体的上表面，沿气流方向的前方设置有竖直的直孔，沿气流方向的后方设置有斜向下方的斜孔，斜孔与水平方向的夹角为倾角α，倾角α范围为20°～30°；

所述的直孔依次通过连接管Ⅰ、测压软管Ⅰ连接至三通接头的入口端，三通接头的一个出口端通过测压软管Ⅱ连接至高精度差压微压变送器的变送器本体的测量端口Ⅰ，三通接头的另一个出口端连接微型压力传感器；

所述的斜孔依次通过连接管Ⅱ、测压软管Ⅲ连接至高精度差压微压变送器的变送器本体的测量端口Ⅱ。

进一步地，所述的表头基体为上小下大的偏心圆台结构。

进一步地，所述的直孔和斜孔的孔中心距≥5mm。

进一步地，所述的直孔和斜孔的直径均为2mm，直孔的深径比为5:1。