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一種真空低溫環(huán)境下羽流多組分空間分布測量系統(tǒng)及方法
【專利摘要】本發(fā)明公開一種真空低溫環(huán)境下羽流多組分空間分布測量系統(tǒng)及方法，采用四極質(zhì)譜儀作為測量發(fā)動機(jī)羽流組分的核心儀器，質(zhì)譜儀通過引流管路連接到真空艙內(nèi)；引流管路另一端安裝羽流成分探針；羽流成分探針通過轉(zhuǎn)接件安裝在三維移動機(jī)構(gòu)上；在三維移動機(jī)構(gòu)的牽引下實現(xiàn)發(fā)動機(jī)羽流空間組分的測量。本發(fā)明中還對三維移動機(jī)構(gòu)的驅(qū)動電機(jī)進(jìn)行了控制改造與溫控改造，能夠使三維移動機(jī)構(gòu)在真空低溫環(huán)境下工作，還對各個線路的接線端進(jìn)行了密封處理，有效防止巴森擊穿效應(yīng)；同時還對引流管路進(jìn)行了溫度控制。本發(fā)明的優(yōu)點為：實現(xiàn)了真空、低溫環(huán)境下的發(fā)動機(jī)羽流多組分空間分布一次性測量；經(jīng)濟(jì)簡單、數(shù)據(jù)準(zhǔn)確直觀、數(shù)據(jù)后期處理方便。
【專利說明】一種真空低溫環(huán)境下羽流多組分空間分布測量系統(tǒng)及方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種適用于測量真空低溫環(huán)境下的火箭發(fā)動機(jī)羽流組分及其空間分布的測量系統(tǒng)及測量技術(shù)，屬于真空羽流污染效應(yīng)測量【技術(shù)領(lǐng)域】，具體是一種測量真空超低溫環(huán)境下的火箭發(fā)動機(jī)羽流的成分，提供羽流組分的空間分布的測量裝置及技術(shù)方案。
【背景技術(shù)】
[0002]真空羽流的不同組分在空間中的擴(kuò)散性質(zhì)不同，因此導(dǎo)致羽流的定向或者返流污染的成分也有所不同?；鸺l(fā)動機(jī)羽流組分的分析對評估羽流污染的來源及污染成分有重要的意義，其直接影響航天器的使用壽命。目前的稀薄氣體動力學(xué)中DSMC仿真算法中的多組分粒子的分子模型(例如HS、VHS模型)對多組分的模擬結(jié)果與實際情況相差較大，主要原因是相關(guān)參數(shù)的修正缺乏試驗數(shù)據(jù)的支持。
[0003]然而目前國內(nèi)還沒有對真空低溫環(huán)境下火箭發(fā)動機(jī)羽流的組分及空間分布測量的裝置，也未發(fā)現(xiàn)國內(nèi)有對真空羽流的組分測量的文章報道。但在電推進(jìn)領(lǐng)域有人對電推進(jìn)的沉積物進(jìn)行分析，但是其沉積物是固體，采用開艙常溫測量的手段，與氣相污染相差甚遠(yuǎn)。國外在發(fā)動機(jī)及燃燒流動領(lǐng)域有PLIF測量燃?xì)獾某煞值奈恼聢蟮?，但是PLIF在大型真空艙外對艙內(nèi)成分測量有以下幾個問題:
[0004](I)PLIF試驗裝備體積龐大，價格昂貴，屬于光學(xué)儀器范疇，因此在大型真空艙(0 5mX 12m)的觀察窗外放置需架高2.5m的高度，光學(xué)穩(wěn)定防振要求較高；
[0005](2) PLIF的激光對觀察窗玻璃要求苛刻，其波長為紫外光，并且對透光率要求較高，另外其激光要在艙內(nèi)導(dǎo)光需要反射鏡，目前國內(nèi)還沒有能在所述真空、低溫環(huán)境下使用的鏡片，國外獲得途徑比較困難；另外在發(fā)動機(jī)點火時很可能會污染鏡片，導(dǎo)致鏡片反射率下降，吸收能量增加，甚至被激光燒壞，因此鏡片的防污染、防低溫等防護(hù)措施的實施比較困難；
[0006](3) PLIF的采集相機(jī)也是要求比較苛刻，限制在相應(yīng)波段，價格昂貴；另外PLIF原理是激發(fā)不同組分基團(tuán)發(fā)出熒光，測得的信號是圖像信號，數(shù)據(jù)處理復(fù)雜，且需要獨立標(biāo)定。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007]為了解決上述問題，本發(fā)明提出了一種真空低溫環(huán)境下羽流多組分空間分布測量系統(tǒng)及方法，能夠節(jié)省試驗成本及數(shù)據(jù)處理難度；實現(xiàn)了超低溫真空環(huán)境下的火箭發(fā)動機(jī)羽流多組分的空間分布測量。
[0008]本發(fā)明真空低溫環(huán)境下羽流多組分空間分布測量系統(tǒng)，包括真空艙與真空艙內(nèi)部的火箭發(fā)動機(jī)，還包括三維移動機(jī)構(gòu)、羽流引流管路、質(zhì)譜儀、PC機(jī)以及由加熱片、管路加熱帶、溫控儀構(gòu)成的溫控系統(tǒng)。
[0009]所述三維移動機(jī)構(gòu)設(shè)置于真空艙內(nèi)部，且具有失電制動系統(tǒng)。三維移動機(jī)構(gòu)中三個驅(qū)動電機(jī)由驅(qū)動電機(jī)控制器控制開關(guān)；失電制動系統(tǒng)由制動控制器控制開關(guān)；且三個驅(qū)動電機(jī)表面均安裝有加熱片。加熱片通過加熱片連接導(dǎo)線與真空艙外部設(shè)置的溫控儀相接；通過溫控儀控制加熱片的加熱溫度。
[0010]所述羽流引流管路包括羽流測量探頭、不銹鋼引流硬管、艙內(nèi)引流軟管、手閥與艙外波紋管。其中，不銹鋼引流硬管安裝在三維移動機(jī)構(gòu)上；不銹鋼引流硬管一端安裝有羽流測量探頭，另一端與艙內(nèi)引流軟管一端相連；艙內(nèi)引流軟管另一端通過穿艙法蘭與真空艙外部連通，并通過手閥與艙外波紋管一端相連，艙外波紋管另一端連接質(zhì)譜儀。質(zhì)譜儀與PC機(jī)通訊連接。
[0011]采用上述真空低溫環(huán)境下羽流多組分空間分布測量系統(tǒng)的測量方法，通過下述步驟完成:
[0012]步驟1:進(jìn)行測量前，預(yù)熱質(zhì)譜儀。
[0013]步驟2:打開手閥，啟動真空艙的抽真空系統(tǒng)，進(jìn)行抽真空；并控制加熱片與管路加熱帶為三維移動機(jī)構(gòu)中的三個驅(qū)動電機(jī)以及艙內(nèi)引流管路進(jìn)行溫度控制。
[0014]步驟3:使真空艙內(nèi)形成超低溫環(huán)境。
[0015]步驟4:待真空艙內(nèi)真空度達(dá)到試驗所需真空度后，通過質(zhì)譜儀測量真空艙內(nèi)背景氣體成分。
[0016]步驟5:控制三維移動機(jī)構(gòu)將羽流測量探頭定位于待測測點位置。
[0017]步驟6:火箭發(fā)動機(jī)點火，測量待測測點處的羽流空間組分。
[0018]步驟7:關(guān)閉火箭發(fā)動機(jī)，返回執(zhí)行步驟4~6進(jìn)行下一待測測點的羽流空間組分，直至全部待測測點測量完畢。
[0019]本發(fā)明的優(yōu)點在于:`
[0020]1、本發(fā)明羽流多組分空間分布測量系統(tǒng)及方法，實現(xiàn)了真空、低溫環(huán)境下的發(fā)動機(jī)羽流的羽流多組分空間分布的一次性測量；
[0021]2、本發(fā)明羽流多組分空間分布測量系統(tǒng)及方法，相對于其他非接觸測量方法有試驗相對經(jīng)濟(jì)、簡單的優(yōu)點；
[0022]3、本發(fā)明羽流多組分空間分布測量系統(tǒng)及方法，實現(xiàn)了實時測量，數(shù)據(jù)準(zhǔn)確直觀后期數(shù)據(jù)處理方便等優(yōu)點。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0023]圖1為本發(fā)明羽流多組分空間分布測量系統(tǒng)示意圖；
[0024]圖2為本發(fā)明羽流多組分空間分布測量系統(tǒng)中三維移動機(jī)構(gòu)溫控及密封改造示意圖；
[0025]圖3為本發(fā)明羽流多組分空間分布測量系統(tǒng)中羽流引流管路結(jié)構(gòu)示意圖；
[0026]圖4為本發(fā)明羽流多組分空間分布測量方法流程圖。
[0027]圖中:
[0028]1_真空艙2_火箭發(fā)動機(jī)3_ 二維移動機(jī)構(gòu)
[0029]4-羽流引流管5-質(zhì)譜儀6-PC機(jī)
[0030]7-加熱片8-管路加熱帶9-溫控儀
[0031]10-密封硅膠401-羽流測量探頭402-不銹鋼引流硬管
[0032]403-艙內(nèi)引流軟管404-手閥405-艙外波紋管[0033]406-球頭管接嘴407-球頭接頭A408-球頭接頭B
[0034]409-穿艙法蘭410-艙內(nèi)球頭管接嘴 411-連接端
【具體實施方式】
[0035]下面結(jié)合附圖來對本發(fā)明做進(jìn)一步說明。
[0036]本發(fā)明一種適用于測量真空低溫環(huán)境下的火箭發(fā)動機(jī)羽流多組分空間分布測量系統(tǒng)，包括真空艙1、火箭發(fā)動機(jī)2、三維移動機(jī)構(gòu)3、羽流引流管路4、質(zhì)譜儀5、PC機(jī)6以及由加熱片7、管路加熱帶8、溫控儀9構(gòu)成的溫控系統(tǒng)，如圖1所示。
[0037]其中，火箭發(fā)動機(jī)2位于Φ5ι?Χ12πι的真空艙I內(nèi)，通過真空艙I為火箭發(fā)動機(jī)2提供真空低溫環(huán)境，真空度最高可達(dá)10_6pa。本發(fā)明中真空艙I具有由液氮熱沉與液氦熱沉構(gòu)成的熱沉系統(tǒng)，通過熱沉系統(tǒng)使真空艙I內(nèi)部形成低溫環(huán)境,溫度最低可達(dá)5K(-268°C)。
[0038]所述三維移動機(jī)構(gòu)3設(shè)置于真空艙內(nèi)部，是一種實現(xiàn)在空間x、y、z三軸上移動的運(yùn)動平臺，包括X、1、Z三個移動自由度，分別由三個驅(qū)動電機(jī)控制；且具有失電制動(抱死)系統(tǒng)，控制三個驅(qū)動電機(jī)的制動，實現(xiàn)三維移動機(jī)構(gòu)3在空間x、y、z三軸上的位置保持。本發(fā)明中對三維移動機(jī)構(gòu)3進(jìn)行控制改造與溫控改造:
[0039]控制改造具體方式為:為三個驅(qū)動電機(jī)添加驅(qū)動電機(jī)控制器控制開關(guān)；同時為失電制動系統(tǒng)添 加制動控制器控制開關(guān)；且均由人工操作控制；由此實現(xiàn)三維移動驅(qū)動電機(jī)與失電制動(抱死)系統(tǒng)的控制分離，可人工關(guān)閉電機(jī)避免三維移動機(jī)構(gòu)在真空放電壓強(qiáng)范圍內(nèi)工作，同時也可人工打開失電制動系統(tǒng)保證三維移動機(jī)構(gòu)的位置固定。
[0040]控溫改造的具體方式為:如圖2所示，三維移動機(jī)構(gòu)中的三個驅(qū)動電機(jī)301表面均安裝有加熱片7 ;加熱片7通過加熱片連接導(dǎo)線與真空艙外部設(shè)置的溫控儀9相接；通過溫控儀9控制加熱片7的加熱溫度，將三個驅(qū)動電機(jī)301工作時的溫度控制在試驗設(shè)定范圍(20°左右)內(nèi)；同時還通過隔熱防輻射紙對加熱片7進(jìn)行包裹，由此減小對熱沉系統(tǒng)的熱輻射負(fù)荷。
[0041]通過上述對三維移動機(jī)構(gòu)3的控制改造與溫控改造，能夠使三維移動機(jī)構(gòu)3在真空低溫環(huán)境下工作。
[0042]本發(fā)明在對三維移動機(jī)構(gòu)3進(jìn)行控溫改造的同時還進(jìn)行了全密封改造，從而防止巴森擊穿效應(yīng)，具體方式為:如圖2所示，將加熱片7的連接導(dǎo)線與加熱片7間的接線端，以及驅(qū)動電機(jī)301內(nèi)部可進(jìn)行全密封處理通電線路的接線端通過密封硅膠10全密封處理；而三維移動驅(qū)動電機(jī)301內(nèi)部無法進(jìn)行全密封處理的通電線路的接線端，則需要通過對三維移動機(jī)構(gòu)3制定操作步驟，避免巴森擊穿效應(yīng)。
[0043]所述羽流引流管路4包括羽流測量探頭401、不銹鋼引流硬管402、艙內(nèi)引流軟管403、手閥404與艙外波紋管405。其中，不銹鋼引流硬管402為一端焊接有球頭管接嘴406的不銹鋼管，通過騎馬卡(標(biāo)準(zhǔn)件)與三維移動機(jī)構(gòu)3的運(yùn)動平臺上設(shè)置的轉(zhuǎn)接件固定；不銹鋼引流硬管402主要用來經(jīng)受高溫燃?xì)猓瑫r為艙內(nèi)引流軟管403與三維移動機(jī)構(gòu)3的對接提供固定接口。羽流測量探頭401采用緊配合插入不銹鋼引流硬管402內(nèi)進(jìn)行固定，用來采集真空艙I內(nèi)的羽流成分，同時羽流測量探頭401采用2~6mm的較小口徑，且采用錐形結(jié)構(gòu)，可減小羽流測量探頭401對羽流流場的影響。艙內(nèi)引流軟管403兩端分別安裝有球頭接頭A407與球頭接頭B408 ;球頭接頭A407與不銹鋼引流硬管的球頭管接嘴406配合連接；球頭接頭B408與安裝在真空艙I壁面上的穿艙法蘭409艙內(nèi)球頭管接嘴410配合連接。上述艙內(nèi)引流軟管403上纏繞有管路加熱帶8，管路加熱帶8通過管路加熱帶8連接導(dǎo)線與真空艙I外部的溫控儀9相連，通過溫控儀9控制管路加熱帶8的加熱溫度，將艙內(nèi)引流軟管403的溫度控制在試驗設(shè)定范圍內(nèi)(不同工質(zhì)溫度設(shè)定不同)，防止艙內(nèi)引流軟管403產(chǎn)生低溫脆斷效應(yīng)，同時防止了某些羽流組分在艙內(nèi)引流軟管403內(nèi)凝結(jié)。上述管路加熱帶8外側(cè)包裹隔熱防輻射紙，實現(xiàn)艙內(nèi)引流軟管403的保溫及減小液氮熱沉與液氦熱沉的熱負(fù)荷。穿艙法蘭艙外連接端411 (KF25法蘭)通過手閥404與艙外波紋管405 —端相連，艙外波紋管405另一端連接質(zhì)譜儀5。質(zhì)譜儀5通過R232數(shù)據(jù)線與pc機(jī)6通訊連接，在pc機(jī)6上操控質(zhì)譜儀的羽流組分測量及數(shù)據(jù)分析。
[0044]上述結(jié)構(gòu)中，加熱片7、管路加熱帶8等強(qiáng)電供電設(shè)備需與驅(qū)動電機(jī)301控制線路、測量信號線等弱點供電設(shè)備分離，單獨穿艙。且通電線路(溫控導(dǎo)線、電機(jī)電源線、測量信號線等)的接線端均與金屬導(dǎo)電器件之間都要隔離密封，防止巴森擊穿現(xiàn)象發(fā)生。若通電線路的中的兩個接線端中的一個進(jìn)行了隔離密封，那么接線端中沒有隔離密封的接線端仍然會和金屬器件之間產(chǎn)生擊穿效應(yīng)(只要距離比較近)，也就是通電導(dǎo)線任意一處有導(dǎo)線裸露的地方都要注意密封；比如兩相導(dǎo)線。
[0045]基于上述測量真空低溫環(huán)境下的火箭發(fā)動機(jī)羽流組分及其空間分布的測量裝置的測量方法，如圖4所示，通過下述步驟完成:
[0046]步驟1:進(jìn)行測量前開啟質(zhì)譜儀5，對質(zhì)譜儀5進(jìn)行烘烤8小時，其目的是預(yù)熱質(zhì)譜儀5，獲得潔凈的背景環(huán)境，防止雜質(zhì)氣體(主要是水和氫)的干擾。在質(zhì)譜儀5開啟時，質(zhì)譜儀5的測量閥處于關(guān)閉狀態(tài)，防止大氣進(jìn)入質(zhì)譜儀5，燒斷燈絲。
[0047]步驟2:打開手閥404，啟動真空艙I的抽真空系統(tǒng)，當(dāng)真空艙I內(nèi)真空度到達(dá)KT1Pa時，開啟溫控儀9，控制加熱片7與管路加熱帶8為三維移動機(jī)構(gòu)3中的三個驅(qū)動電機(jī)301以及艙內(nèi)引流管路4進(jìn)行溫度控制，防止低溫環(huán)境下加熱片7與管路加熱帶8電阻特性的變化，出現(xiàn)過流現(xiàn)象燒毀穿艙線路控。
[0048]步驟3:啟動液氮熱沉將真空艙I內(nèi)溫度降至80K，隨后通過液氦熱沉將真空艙I內(nèi)溫度進(jìn)一步降至5?IOK(理論上最低可降到4K)，使真空艙I內(nèi)形成超低溫環(huán)境。此處，由于步驟2中已對三維移動機(jī)構(gòu)3中的三個驅(qū)動電機(jī)進(jìn)行了溫度控制，防止了三個驅(qū)動電機(jī)301等經(jīng)受超低溫環(huán)境。
[0049]步驟4:待真空艙I內(nèi)真空度達(dá)到試驗所需真空度后，打開質(zhì)譜儀5的測量閥，測量真空艙I內(nèi)背景氣體成分；
[0050]步驟5:通過電機(jī)控制器控制三維移動機(jī)構(gòu)3中三個驅(qū)動電機(jī)301開啟；同時通過制動控制器控制失電制動系統(tǒng)關(guān)閉；隨后控制三個驅(qū)動電機(jī)301運(yùn)動，使羽流測量探頭401移動至待測測點位置后，開啟失電制動系統(tǒng)將羽流測量探頭401的位置進(jìn)行固定，同時關(guān)閉三個驅(qū)動電機(jī)301 ;由此可保護(hù)三個驅(qū)動電機(jī)301內(nèi)部無法進(jìn)行全密封處理的通電線路，避免火箭發(fā)動機(jī)2點火后，使真空艙內(nèi)部壓強(qiáng)上升到巴森擊穿壓強(qiáng)范圍內(nèi)發(fā)生巴森擊穿。
[0051]步驟6:火箭發(fā)動機(jī)2點火，測量待測測點處的羽流空間組分。
[0052]步驟7:關(guān)閉火箭發(fā)動機(jī)2，返回執(zhí)行步驟4?6進(jìn)行下一待測測點的羽流空間組分，直至全部待測測點測量完畢后，關(guān)閉真空艙I抽真空系統(tǒng)與溫控系統(tǒng)以及三維移動機(jī)構(gòu)3。
【權(quán)利要求】
1.一種真空低溫環(huán)境下羽流多組分空間分布測量系統(tǒng)，包括真空艙與真空艙內(nèi)部的火箭發(fā)動機(jī)；其特征在于:還包括三維移動機(jī)構(gòu)、羽流引流管路、質(zhì)譜儀、PC機(jī)以及由加熱片、管路加熱帶、溫控儀構(gòu)成的溫控系統(tǒng)； 所述三維移動機(jī)構(gòu)設(shè)置于真空艙內(nèi)部，且具有失電制動系統(tǒng)；三維移動機(jī)構(gòu)中三個驅(qū)動電機(jī)由驅(qū)動電機(jī)控制器控制開關(guān)；失電制動系統(tǒng)由制動控制器控制開關(guān)；且三個驅(qū)動電機(jī)表面均安裝有加熱片；加熱片通過加熱片連接導(dǎo)線與真空艙外部設(shè)置的溫控儀相接；通過溫控儀控制加熱片的加熱溫度； 所述羽流引流管路包括羽流測量探頭、不銹鋼引流硬管、艙內(nèi)引流軟管、手閥與艙外波紋管；其中，不銹鋼引流硬管安裝在三維移動機(jī)構(gòu)上；不銹鋼引流硬管一端安裝有羽流測量探頭，另一端與艙內(nèi)引流軟管一端相連；艙內(nèi)引流軟管另一端通過穿艙法蘭與真空艙外部連通，并通過手閥與艙外波紋管一端相連，艙外波紋管另一端連接質(zhì)譜儀；質(zhì)譜儀與PC機(jī)通訊連接。
2.如權(quán)利要求1所述一種真空低溫環(huán)境下羽流多組分空間分布測量系統(tǒng)，其特征在于:所述加熱片通過隔熱防輻射紙進(jìn)行包裹。
3.如權(quán)利要求1所述一種真空低溫環(huán)境下羽流多組分空間分布測量系統(tǒng)，其特征在于:所述加熱片的連接導(dǎo)線與加熱片間的接線端，以及驅(qū)動電機(jī)內(nèi)部的通電線路的接線端通過密封硅膠全密封處理。
4.如權(quán)利要求1所述一種真空低溫環(huán)境下羽流多組分空間分布測量系統(tǒng)，其特征在于:所述羽流測量探頭采用2~6mm 口徑，且采用錐形結(jié)構(gòu)。
5.如權(quán)利要求1所述 一種真空低溫環(huán)境下羽流多組分空間分布測量系統(tǒng)，其特征在于:所述艙內(nèi)引流軟管上纏繞有管路加熱帶，管路加熱帶通過管路加熱帶連接導(dǎo)線與真空艙外部的溫控儀相連。
6.如權(quán)利要求5所述一種真空低溫環(huán)境下羽流多組分空間分布測量系統(tǒng)，其特征在于:所述管路加熱帶外側(cè)包裹隔熱防輻射紙。
7.一種真空低溫環(huán)境下羽流多組分空間分布測量方法，其特征在于:采用權(quán)利要求1中的真空低溫環(huán)境下羽流多組分空間分布測量系統(tǒng)，通過下述步驟完成: 步驟1:進(jìn)行測量前，預(yù)熱質(zhì)譜儀； 步驟2:打開手閥，啟動真空艙的抽真空系統(tǒng)，進(jìn)行抽真空；并控制加熱片與管路加熱帶為三維移動機(jī)構(gòu)中的三個驅(qū)動電機(jī)以及艙內(nèi)引流管路進(jìn)行溫度控制； 步驟3:使真空艙內(nèi)形成超低溫環(huán)境； 步驟4:待真空艙內(nèi)真空度達(dá)到試驗所需真空度后，通過質(zhì)譜儀測量真空艙內(nèi)背景氣體成分； 步驟5:控制三維移動機(jī)構(gòu)將羽流測量探頭定位于待測測點位置； 步驟6:火箭發(fā)動機(jī)點火，測量待測測點處的羽流空間組分； 步驟7:關(guān)閉火箭發(fā)動機(jī)，返回執(zhí)行步驟4~6進(jìn)行下一待測測點的羽流空間組分，直至全部待測測點測量完畢。
8.如權(quán)利要求7所述一種真空低溫環(huán)境下羽流多組分空間分布測量方法，其特征在于:所述步驟5的操作過程為: 通過電機(jī)控制器控制三維移動機(jī)構(gòu)中三個驅(qū)動電機(jī)開啟；同時通過制動控制器控制失電制動系統(tǒng)關(guān)閉；隨后控制 三個驅(qū)動電機(jī)運(yùn)動，使羽流測量探頭移動至待測測點位置后，開啟失電制動系統(tǒng)將羽流測量探頭的位置進(jìn)行固定，同時關(guān)閉三個驅(qū)動電機(jī)。
【文檔編號】G01N27/62GK103675084SQ201310610793
【公開日】2014年3月26日 申請日期:2013年11月27日 優(yōu)先權(quán)日:2013年11月27日
【發(fā)明者】賀碧蛟, 商圣飛, 劉立輝, 王文龍, 蔡國飆 申請人:北京航空航天大學(xué)