CN111594352B - 钨铼热电偶的合金焊点伸出长度的测量方法和装置 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了钨铼热电偶的合金焊点伸出长度的测量方法和装置，包括：采集发动机燃烧室参数和燃气参数；根据发动机燃烧室参数和燃气参数计算目标函数准确度和目标函数安全裕度；设定约束条件；在约束条件下，根据目标函数准确度和目标函数安全裕度计算钨铼合金焊点的伸出长度；其中，约束条件为伸出长度设定范围的条件，可以计算出钨铼合金热电偶测量端的伸出长度，提高火箭发动机燃烧室内部的燃气温度测量的准确性，并保证钨铼合金焊点的安全性。

Description

钨铼热电偶的合金焊点伸出长度的测量方法和装置
技术领域
本发明涉及航空宇航技术领域，尤其是涉及钨铼热电偶的合金焊点伸出长度的测量方法和装置。
背景技术
火箭发动机在地面试验中燃气温度一般高于2000℃，在接触式测温法中，通常使用K型热电偶、铂铑-铂热电偶和铂铑-铂铑热电偶，K型热电偶采用镍铬和镍硅等材料，价格便宜，应用广泛，但其测温上限一般不超过1300℃，限制了其在火箭发动机燃气温度测量中的使用。铂铑-铂热电偶和铂铑-铂铑热电偶采用不同配比的铂铑合金以及纯铂金属，价格较K型热电偶高，长期使用温度为1600℃，短期使用温度为1800℃，因此很难在火箭发动机燃气温度测量中直接使用。
另外，K型热电偶的测量端、铂铑-铂热电偶的测量端和铂铑-铂铑热电偶的测量端在与火箭发动机燃烧室内高温燃气直接接触时，通常采用实验法和经验法确定伸出长度，即在燃气温度距离上述热电偶测温上限较大时，伸出长度一般较长；在燃气温度距离上述热电偶测温上限较小时，伸出长度一般较短。如果热电偶的伸出长度过长或过短，都会导致火箭发动机燃烧室内部的燃气温度测量不准确。
发明内容
有鉴于此，本发明的目的在于提供钨铼热电偶的合金焊点伸出长度的测量方法和装置，可以计算出钨铼合金热电偶测量端的伸出长度，提高火箭发动机燃烧室内部的燃气温度测量的准确性，并保证钨铼合金焊点的安全性。
第一方面，本发明实施例提供了钨铼热电偶的合金焊点伸出长度的测量方法，所述方法包括：
采集发动机燃烧室参数和燃气参数；
根据所述发动机燃烧室参数和所述燃气参数计算目标函数准确度和目标函数安全裕度；
设定约束条件；
在所述约束条件下，根据所述目标函数准确度和所述目标函数安全裕度计算钨铼合金焊点的伸出长度；
其中，所述约束条件为所述伸出长度设定范围的条件。
进一步的，所述发动机燃烧室参数包括燃烧室直径，所述燃气参数包括燃气密度、燃气动力粘度、燃气定压比热容、燃气热传导系数、燃气轴向速度、燃气气体常数、燃气热扩散率、主流区燃气速度、燃气压强和燃气运动粘度。
进一步的，所述根据所述发动机燃烧室参数和所述燃气参数计算目标函数准确度和目标函数安全裕度，包括：
获取第一温度测量装置测点的第一温度和第二温度测量装置测点的第二温度，以及所述第一温度测量装置测点和所述第二温度测量装置测点的轴向距离；
根据所述燃烧室直径、所述燃气轴向速度、所述燃气密度和所述燃气动力粘度，计算雷诺数；
根据所述雷诺数和测点距燃气喷射处的轴向距离计算边界层厚度；
根据所述燃气动力粘度、所述燃气定压比热容和所述燃气热传导系数计算燃气的普朗特数；
根据所述边界层厚度和所述燃气的普朗特数计算热边界层厚度；
利用火箭发动机的热力计算得到主流区的理论燃气温度；
在预设的第一控制方程条件下，根据所述主流区的理论燃气温度、所述第一温度、所述第二温度、所述第一温度测量装置测点和所述第二温度测量装置测点的轴向距离、所述燃气轴向速度、所述燃气热扩散率和所述热边界层厚度，计算燃烧室温度；
根据所述主流区的理论燃气温度和所述燃烧室温度计算所述目标函数准确度。
进一步的，所述根据所述发动机燃烧室参数和所述燃气参数计算目标函数准确度和目标函数安全裕度，包括：
在预设的第二控制方程条件下，根据所述燃气气体常数、所述燃气密度、所述主流区燃气速度、所述燃气压强、所述燃气运动粘度、所述边界层厚度、所述燃气轴向速度、所述第一温度、所述第二温度和所述轴向距离，计算边界层内燃气轴向速度；
根据所述边界层内燃气轴向速度、钨铼合金焊接点的直径和所述燃气密度计算在高速燃气的吹除下受到的外力；
根据所述外力和钨铼合金焊接的许用力，计算所述目标函数安全裕度。
进一步的，所述约束条件为伸出长度小于或等于所述边界层厚度，并且所述伸出长度小于或等于所述热边界层厚度，以及所述外力小于或等于所述钨铼合金焊接的许用力。
进一步的，所述在所述约束条件下，根据所述目标函数准确度和所述目标函数安全裕度计算钨铼合金焊点的伸出长度，包括：
根据所述目标函数准确度和所述目标函数安全裕度计算多目标规划函数；
设定初始长度；
在所述约束条件下，根据所述初始长度和所述目标规划函数得到水平集；
构造第一误差函数；
在所述水平集的取值范围内，根据所述第一误差函数计算最优解；
根据所述最优解和所述第一误差函数，计算第二误差函数；
当所述第二误差函数小于或等于预设精度值时，将所述最优解作为所述伸出长度。
第二方面，本发明实施例提供了钨铼热电偶的合金焊点伸出长度的测量装置，所述装置包括：
采集单元，采集发动机燃烧室参数和燃气参数；
第一计算单元，用于根据所述发动机燃烧室参数和所述燃气参数计算目标函数准确度和目标函数安全裕度；
设定单元，设定约束条件；
第二计算单元，用于在所述约束条件下，根据所述目标函数准确度和所述目标函数安全裕度计算伸出长度；
其中，所述约束条件为所述伸出长度设定范围的条件。
进一步的，所述发动机燃烧室参数包括燃烧室直径，所述燃气参数包括燃气密度、燃气动力粘度、燃气定压比热容、燃气热传导系数、燃气轴向速度、燃气气体常数、燃气热扩散率、主流区燃气速度、燃气压强和燃气运动粘度。
第三方面，本发明实施例提供了电子设备，包括存储器、处理器，所述存储器上存储有可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现如上所述的方法。
第四方面，本发明实施例提供了具有处理器可执行的非易失的程序代码的计算机可读介质，所述程序代码使所述处理器执行如上所述的方法。
本发明实施例提供了钨铼热电偶的合金焊点伸出长度的测量方法和装置，包括：采集发动机燃烧室参数和燃气参数；根据发动机燃烧室参数和燃气参数计算目标函数准确度和目标函数安全裕度；设定约束条件；在约束条件下，根据目标函数准确度和目标函数安全裕度计算钨铼合金焊点的伸出长度；其中，约束条件为伸出长度设定范围的条件，可以计算出钨铼合金热电偶测量端的伸出长度，提高火箭发动机燃烧室内部的燃气温度测量的准确性，并保证钨铼合金焊点的安全性。
本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点在说明书、权利要求书以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。
为使本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例一提供的钨铼热电偶的合金焊点伸出长度的测量方法流程图；
图2为本发明实施例二提供的钨铼热电偶的合金焊点伸出长度的测量装置示意图；
图3为本发明实施例三提供的火箭发动机的温度测量装置结构示意图；
图4为本发明实施例四提供的另一火箭发动机的温度测量装置结构示意图。
图标：
1-第一钨铼合金；2-钨铼合金焊点；3-第二钨铼合金；4-刚玉；5-不锈钢套管；6-铜调节垫片；7-陶瓷顶盖；8-连接导线；9-火箭发动机燃烧室内的高温燃气；10-燃烧室室壁；30-采集单元；31-第一计算单元；32-设定单元；33-第二计算单元。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本申请中，温度测量装置钨铼合金焊点在燃烧室中的伸出长度d为关键参数。伸出长度d越大，温度测量在边界层内越靠近中心区，测量的准确度越高，受力面积越大，被破坏的可能性越大，目标函数安全裕度越低；伸出长度d越小，温度测量在边界层内越远离中心区，测量的准确度越低，受力面积越小，被破坏的可能性越小，目标函数安全裕度越高。因此，本申请提供的钨铼热电偶的合金焊点伸出长度的测量方法，通过计算钨铼合金焊点的伸出长度，提高火箭发动机燃烧室内部的燃气温度测量的准确性。
为便于对本实施例进行理解，下面对本发明实施例进行详细介绍。
实施例一：
图1为本发明实施例一提供的钨铼热电偶的合金焊点伸出长度的测量方法流程图。
参照图1，该方法包括以下步骤：
步骤S101，采集发动机燃烧室参数和燃气参数；
步骤S102，根据发动机燃烧室参数和燃气参数计算目标函数准确度和目标函数安全裕度；
步骤S103，设定约束条件；
步骤S104，在约束条件下，根据目标函数准确度和目标函数安全裕度计算钨铼合金焊点的伸出长度；其中，约束条件为伸出长度设定范围的条件。
本实施例中，温度测量装置钨铼合金焊点在燃烧室中的伸出长度d为关键参数。先采集发动机燃烧室参数和燃气参数；根据发动机燃烧室参数和燃气参数计算目标函数准确度和目标函数安全裕度；在约束条件下，根据目标函数准确度和目标函数安全裕度计算钨铼合金焊点的伸出长度，从而提高火箭发动机燃烧室内部的燃气温度测量的准确性。
进一步的，发动机燃烧室参数包括燃烧室直径，燃气参数包括燃气密度、燃气动力粘度、燃气定压比热容、燃气热传导系数、燃气轴向速度、燃气气体常数、燃气热扩散率、主流区燃气速度、燃气压强和燃气运动粘度。
进一步的，步骤S102包括以下步骤：
步骤S201，获取第一温度测量装置测点的第一温度和第二温度测量装置测点的第二温度，以及第一温度测量装置测点和第二温度测量装置测点的轴向距离；
步骤S202，根据燃烧室直径、燃气轴向速度、燃气密度和燃气动力粘度，计算雷诺数；
具体地，根据公式(1)计算雷诺数：
Figure BDA0002494669930000071
其中，Re为雷诺数，ρ为燃气密度，D为燃烧室直径，u为燃气轴向速度，μ为燃气动力粘度。
步骤S203，根据雷诺数和测点距燃气喷射处的轴向距离计算边界层厚度；
具体地，根据公式(2)计算边界层厚度：
Figure BDA0002494669930000081
其中，δ为边界层厚度，L为测点距燃气喷射处的轴向距离，Re为雷诺数，ρ为燃气密度，D为燃烧室直径，u为燃气轴向速度，μ为燃气动力粘度。
步骤S204，根据燃气动力粘度、燃气定压比热容和燃气热传导系数计算燃气的普朗特数；
具体地，根据公式(3)计算普朗特数：
Figure BDA0002494669930000082
其中，Pr为普朗特数，cp为燃气定压比热容，λ为燃气热传导系数，μ为燃气动力粘度。
步骤S205，根据边界层厚度和燃气的普朗特数计算热边界层厚度；
具体地，根据公式(4)计算热边界层厚度：
Figure BDA0002494669930000083
其中，δt为热边界层厚度，δ为边界层厚度。
步骤S206，利用火箭发动机的热力计算得到主流区的理论燃气温度t∞；
步骤S207，在预设的第一控制方程条件下，根据主流区的理论燃气温度、第一温度、第二温度、第一温度测量装置测点和所述第二温度测量装置测点的轴向距离、燃气轴向速度、燃气热扩散率和热边界层厚度，计算燃烧室温度；
具体地，在不考虑燃烧室内燃气径向流动速度的情况下，预设的第一控制方程体现了热边界层内温度的变化规律，参照公式(5)：
Figure BDA0002494669930000091
其中，t为燃烧室温度，u为燃气轴向速度，a为燃气热扩散率，x为轴向方向的距离，y为径向方向的距离。
沿轴向方向布置两个相邻的温度测量装置，分别为第一温度测量装置和第二温度测量装置。根据公式(5)，利用第一温度测量装置测点和第二温度测量装置测点进行计算，参照公式(6)：
Figure BDA0002494669930000092
其中，t1为第一温度测量装置测点的第一温度，t2为第二温度测量装置测点的第二温度，Δx为第一温度测量装置测点和第二温度测量装置测点的轴向距离。
根据公式(7)计算燃烧室温度：
Figure BDA0002494669930000093
其中，t为燃烧室温度，u为燃气轴向速度，a为燃气热扩散率，t1为第一温度测量装置测点的第一温度，t2为第二温度测量装置测点的第二温度，Δx为第一温度测量装置测点和第二温度测量装置测点的轴向距离，δt为热边界层厚度，t∞为主流区的理论燃气温度，d为伸出长度。
步骤S208，根据主流区的理论燃气温度和燃烧室温度计算目标函数准确度。
根据公式(8)计算目标函数准确度：
Figure BDA0002494669930000101
其中，Φ(d)为目标函数准确度，t为燃烧室温度，t∞为主流区的理论燃气温度。
进一步的，步骤S102包括：
步骤S301，在预设的第二控制方程条件下，根据燃气气体常数、燃气密度、主流区燃气速度、燃气压强、燃气运动粘度、边界层厚度、燃气轴向速度、第一温度、第二温度和轴向距离，计算边界层内燃气轴向速度；
具体地，钨铼合金焊接的许用力为[F]，在超过许用力[F]的条件下，钨铼合金焊接点将与钨铼合金脱落，使温度测量装置失效。
在不考虑燃烧室内燃气径向速度和压强变化的情况下，预设的第二控制方程体现了流动边界层内速度的变化规律，参照公式(9)：
Figure BDA0002494669930000102
其中，ul为边界层内燃气轴向速度，ν为燃气运动粘度，x为轴向方向的距离，y为径向方向的距离。
沿轴向方向布置两个相邻的温度测量装置，分别为第一温度测量装置和第二温度测量装置。根据公式(9)，利用第一温度测量装置测点和第二温度测量装置测点进行计算，参照公式(10)：
Figure BDA0002494669930000103
其中，t1为第一温度测量装置测点的第一温度，t2为第二温度测量装置测点的第二温度，Δx为第一温度测量装置测点和第二温度测量装置测点的轴向距离，ul为边界层内燃气轴向速度，R为燃气气体常数，ρ为燃气密度，u为主流区燃气速度，P为燃气压强。
因此，边界层内燃气轴向速度随径向距离的变化关系参照公式(11)：
Figure BDA0002494669930000111
其中，ul为边界层内燃气轴向速度，ν为燃气运动粘度，δ为边界层厚度。
步骤S302，根据边界层内燃气轴向速度、钨铼合金焊接点的直径和燃气密度计算在高速燃气的吹除下受到的外力；
钨铼合金焊接点的直径为d0，在高速燃气的吹除下，受到的外力参照公式(12)：
Figure BDA0002494669930000112
其中，F为外力，ρ为燃气密度，ul为边界层内燃气轴向速度。
步骤S303，根据外力和钨铼合金焊接的许用力，计算目标函数安全裕度。
具体地，根据公式(13)计算目标函数安全裕度：
Figure BDA0002494669930000113
其中，Ψ(d)为目标函数安全裕度，F为外力，[F]为钨铼合金焊接的许用力。
进一步的，约束条件为伸出长度小于或等于边界层厚度，并且伸出长度小于或等于热边界层厚度，以及外力小于或等于钨铼合金焊接的许用力。
具体地，伸出长度在边界层厚度范围内，并且在热边界层厚度范围内，以及要保证钨铼合金不被破坏，外力需在许用力范围内，具体参照公式(14)：
d≤δ
d≤δt
F≤[F]
其中，d为伸出长度，δt为热边界层厚度，δ为边界层厚度，F为外力，[F]为钨铼合金焊接的许用力。
根据公式(14)构建约束集合R，参照公式(15)：
R＝{d∈R|d≤δ,d≤δt,F≤[F]}
进一步的，步骤S104包括：
步骤S401，根据目标函数准确度和目标函数安全裕度计算多目标规划函数；
根据公式(15)计算多目标规划函数：
Figure BDA0002494669930000121
其中，d为伸出长度，f(d)为关于d的多目标规划函数，Φ(d)为目标函数准确度，Ψ(d)为目标函数安全裕度。
步骤S402，设定初始长度；
步骤S403，在约束条件下，根据初始长度和目标规划函数得到水平集；
根据公式(16)计算水平集：
R0＝{d≥0|f(d)≥f(d0)}
其中，R0为水平集，f(d)为关于d的多目标规划函数，f(d0)为关于d0的多目标函数，水平集规定了伸出长d的取值范围，在满足约束条件下，与d0相比更优的取值范围。
步骤S404，构造第一误差函数；
根据公式(17)构造第一误差函数：
w(d)＝[Φ(d0)-Φ(d)][Ψ(d0)-Ψ(d)]d2F
其中，w(d)为第一误差函数，F为外力。根据第一误差函数w(d)求解在R0的取值范围内，伸出长度d的最优解，并设定最优解为d1。
步骤S405，在水平集的取值范围内，根据第一误差函数计算最优解；
步骤S406，根据最优解和第一误差函数，计算第二误差函数；
步骤S407，当第二误差函数小于或等于预设精度值时，将最优解作为伸出长度。
具体地，当第二误差函数|w(d1)|小于或等于预设精度值e时，停止计算，并将d1作为最优解，并将d1作为伸出长度；否则用d1代替d0，直到满足精度要求即可，将满足精度要求的dk作为伸出长度，其中，k为正整数。
本发明实施例提供了钨铼热电偶的合金焊点伸出长度的测量方法，包括：采集发动机燃烧室参数和燃气参数；根据发动机燃烧室参数和燃气参数计算目标函数准确度和目标函数安全裕度；设定约束条件；在约束条件下，根据目标函数准确度和目标函数安全裕度计算钨铼合金焊点的伸出长度；其中，约束条件为伸出长度设定范围的条件，可以计算出钨铼合金热电偶测量端的伸出长度，提高火箭发动机燃烧室内部的燃气温度测量的准确性，并保证钨铼合金焊点的安全性。
实施例二：
图2本发明实施例二提供的钨铼热电偶的合金焊点伸出长度的测量装置。
参照图2，该装置包括：采集单元30、第一计算单元31、设定单元32和第二计算单元33。
采集单元30，采集发动机燃烧室参数和燃气参数；
第一计算单元31，用于根据发动机燃烧室参数和燃气参数计算目标函数准确度和目标函数安全裕度；
设定单元32，设定约束条件；
第二计算单元33，用于在约束条件下，根据目标函数准确度和目标函数安全裕度计算伸出长度；
其中，约束条件为伸出长度设定范围的条件。
进一步的，发动机燃烧室参数包括燃烧室直径，燃气参数包括燃气密度、燃气动力粘度、燃气定压比热容、燃气热传导系数、燃气轴向速度、燃气气体常数、燃气热扩散率、主流区燃气速度、燃气压强和燃气运动粘度。
本发明实施例提供了钨铼热电偶的合金焊点伸出长度的测量装置，包括：采集发动机燃烧室参数和燃气参数；根据发动机燃烧室参数和燃气参数计算目标函数准确度和目标函数安全裕度；设定约束条件；在约束条件下，根据目标函数准确度和目标函数安全裕度计算钨铼合金焊点的伸出长度；其中，约束条件为伸出长度设定范围的条件，可以计算出钨铼合金热电偶测量端的伸出长度，提高火箭发动机燃烧室内部的燃气温度测量的准确性，并保证钨铼合金焊点的安全性。
实施例三：
图3为本发明实施例三提供的火箭发动机的温度测量装置结构示意图。
参照图3，温度测量装置应用于火箭发动机地面试验中，包括钨铼热电偶的合金焊点伸出长度的测量装置。
温度测量装置的热电偶采用97％钨3％铼合金和75％钨25％铼合金，热端采用耐高温材料的刚玉固定热电偶，并利用多目标优化算法，计算钨铼合金焊点在火箭发动机燃烧室内的伸出长度，从而保证温度测温装置在安全的前提下，提高温度测量的准确度。其中，温度测量装置可以为第一温度测量装置或第二温度测量装置，第一温度测量装置和第二温度测量装置的结构相同。
温度测量装置包括第一钨铼合金1、钨铼合金焊点2、第二钨铼合金3、刚玉4、不锈钢套管5、铜调节垫片6、陶瓷顶盖7和连接导线8。其中，第一钨铼合金1为75％钨25％铼合金，第二钨铼合金3为97％钨3％铼合金。
温度测量装置采用的热电偶正极材料为第二钨铼合金3，负极材料为第一钨铼合金1。由于钨铼合金的耐高温性能优异，短时间在3000℃环境下能够保持原有的结构和性能，因此温度测量装置采用的钨铼合金热电偶材料能够达到的测温上限可以达到2400℃，短时间使用可以达到3000℃。
温度测量装置的正负极采用配比不同的钨铼合金通过焊接的方式连接在一起，形成钨铼合金焊点2。温度测量装置的热端在钨铼合金焊点2的连接处，冷端在陶瓷顶盖7处，根据塞贝克效应，由于热端和冷端的温度不同，在连接导线8处会产生电势差。
根据塞贝克效应，电势差包括不同材料之间的热端和冷端由于温度的不同产生的接触电势差和同一材料的热端和冷端由于温度不同产生的温差电势差，其中，接触电势差占主要部分。当陶瓷顶盖7所处的冷端温度在一定条件下，连接导线8两端的电势差与热端温度呈线性关系。
刚玉4为耐高温材料，其化学成分主要为氧化铝，具有良好的稳定性，硬度高，熔点高，熔点在2000℃以上。刚玉4主要作用为固定第一钨铼合金1和第二钨铼合金3，使其能够在高温的环境下保持原有的结构形式。同时，刚玉4与燃烧室的燃气侧的固体壁面接触，防止高温燃气通过刚玉4与燃烧室壁的接触缝隙向外扩散，起到一定的密封作用。
不锈钢套管5的热端与刚玉4连接，不锈钢套管5的冷端与陶瓷顶盖7连接，不锈钢套管5的中间部分采用标准螺纹以及六角头的形式，螺纹用来与燃烧室的壁面进行连接，六角头为旋紧装置的加持部分，六角头的凸出部分与铜调节垫片6配合。
不锈钢套管5的内部采用两个圆柱孔的结构，当第一钨铼合金1和第二钨铼合金3的表面包裹一层绝缘材料后，穿过不锈钢套管5内部的圆柱孔，不锈钢套管5的冷端通过陶瓷顶盖7与连接导线8相连。陶瓷顶盖7的绝热性能优良，因此，陶瓷顶盖7不仅起到固定连接导线8的作用，而且能够保持冷端不锈钢套管5的第一钨铼合金1和第二钨铼合金3的温度不易受外界影响，保持第一钨铼合金1和第二钨铼合金3的温度一致，提高温度测量的准确度。
实施例四：
图4为本发明实施例四提供的另一火箭发动机的温度测量装置结构示意图。
参照图4，温度测量装置还包括火箭发动机燃烧室内的高温燃气9和燃烧室室壁10。
铜调节垫片6在不锈钢套管5中间部分的凸台与燃烧室室壁10的凹台的挤压作用下，将发生一定的变形，此变形能够使不锈钢套管5与燃烧室室壁10之间形成良好的密封。
利用铜调节垫片6的初始厚度，调节钨铼合金焊点2的伸出长度d。在装配过程中，选择合适的铜调节垫片6的厚度，在旋紧的过程中，保持第一钨铼合金1和第二钨铼合金3所在的平面与火箭发动机燃烧室内的高温燃气9的来流方向保持平行，以减小钨铼合金材料的受力，从而降低钨铼合金焊点2被破坏的可能性。
本发明实施例还提供一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，处理器执行计算机程序时实现上述实施例提供的钨铼热电偶的合金焊点伸出长度的测量方法的步骤。
本发明实施例还提供一种具有处理器可执行的非易失的程序代码的计算机可读介质，计算机可读介质上存储有计算机程序，计算机程序被处理器运行时执行上述实施例的钨铼热电偶的合金焊点伸出长度的测量方法的步骤。
本发明实施例所提供的计算机程序产品，包括存储了程序代码的计算机可读存储介质，所述程序代码包括的指令可用于执行前面方法实施例中所述的方法，具体实现可参见方法实施例，在此不再赘述。
所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的系统和装置的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
另外，在本发明实施例的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
最后应说明的是：以上所述实施例，仅为本发明的具体实施方式，用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，本发明的保护范围并不局限于此，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改或可轻易想到变化，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改、变化或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明实施例技术方案的精神和范围，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种钨铼热电偶的合金焊点伸出长度的计算方法，其特征在于，所述方法包括：
采集发动机燃烧室参数和燃气参数；
根据所述发动机燃烧室参数和所述燃气参数计算目标函数准确度和目标函数安全裕度；
设定约束条件；
在所述约束条件下，根据所述目标函数准确度和所述目标函数安全裕度计算钨铼合金焊点的伸出长度；
其中，所述约束条件为所述伸出长度设定范围的条件；
根据主流区的理论燃气温度和燃烧室温度计算所述目标函数准确度：
根据下式计算所述目标函数准确度：
Figure FDA0003020455290000011
其中，Φ(d)为所述目标函数准确度，t为所述燃烧室温度，t∞为所述主流区的理论燃气温度；
根据外力和钨铼合金焊接的许用力，计算所述目标函数安全裕度：
根据下式计算所述目标函数安全裕度：
Figure FDA0003020455290000012
其中，Ψ(d)为所述目标函数安全裕度，F为所述外力，[F]为所述钨铼合金焊接的许用力；
所述约束条件为所述伸出长度小于或等于边界层厚度，并且所述伸出长度小于或等于热边界层厚度，以及所述外力小于或等于所述钨铼合金焊接的许用力；
所述在所述约束条件下，根据所述目标函数准确度和所述目标函数安全裕度计算钨铼合金焊点的伸出长度，包括：
根据所述目标函数准确度和所述目标函数安全裕度计算多目标规划函数；
设定初始长度；
在所述约束条件下，根据所述初始长度和所述目标规划函数得到水平集；
构造第一误差函数；
在所述水平集的取值范围内，根据所述第一误差函数计算最优解；
根据所述最优解和所述第一误差函数，计算第二误差函数；
当所述第二误差函数小于或等于预设精度值时，将所述最优解作为所述伸出长度。
2.根据权利要求1所述的钨铼热电偶的合金焊点伸出长度的计算方法，其特征在于，所述发动机燃烧室参数包括燃烧室直径，所述燃气参数包括燃气密度、燃气动力粘度、燃气定压比热容、燃气热传导系数、燃气轴向速度、燃气气体常数、燃气热扩散率、主流区燃气速度、燃气压强和燃气运动粘度。
3.根据权利要求2所述的钨铼热电偶的合金焊点伸出长度的计算方法，其特征在于，所述根据所述发动机燃烧室参数和所述燃气参数计算目标函数准确度和目标函数安全裕度，包括：
获取第一温度测量装置测点的第一温度和第二温度测量装置测点的第二温度，以及所述第一温度测量装置测点和所述第二温度测量装置测点的轴向距离；
根据所述燃烧室直径、所述燃气轴向速度、所述燃气密度和所述燃气动力粘度，计算雷诺数；
根据所述雷诺数和测点距燃气喷射处的轴向距离计算边界层厚度；
根据所述燃气动力粘度、所述燃气定压比热容和所述燃气热传导系数计算燃气的普朗特数；
根据所述边界层厚度和所述燃气的普朗特数计算热边界层厚度；
利用火箭发动机的热力计算得到主流区的理论燃气温度；
在预设的第一控制方程条件下，根据所述主流区的理论燃气温度、所述第一温度、所述第二温度、所述第一温度测量装置测点和所述第二温度测量装置测点的轴向距离、所述燃气轴向速度、所述燃气热扩散率和所述热边界层厚度，计算燃烧室温度；
根据所述主流区的理论燃气温度和所述燃烧室温度计算所述目标函数准确度。
4.根据权利要求3所述的钨铼热电偶的合金焊点伸出长度的计算方法，其特征在于，所述根据所述发动机燃烧室参数和所述燃气参数计算目标函数准确度和目标函数安全裕度，包括：
在预设的第二控制方程条件下，根据所述燃气气体常数、所述燃气密度、所述主流区燃气速度、所述燃气压强、所述燃气运动粘度、所述边界层厚度、所述燃气轴向速度、所述第一温度、所述第二温度和所述轴向距离，计算边界层内燃气轴向速度；
根据所述边界层内燃气轴向速度、钨铼合金焊接点的直径和所述燃气密度计算在高速燃气的吹除下受到的外力；
根据所述外力和钨铼合金焊接的许用力，计算所述目标函数安全裕度。
5.一种钨铼热电偶的合金焊点伸出长度的计算装置，其特征在于，所述装置包括：
采集单元，采集发动机燃烧室参数和燃气参数；
第一计算单元，用于根据所述发动机燃烧室参数和所述燃气参数计算目标函数准确度和目标函数安全裕度；
设定单元，设定约束条件；
第二计算单元，用于在所述约束条件下，根据所述目标函数准确度和所述目标函数安全裕度计算伸出长度；
其中，所述约束条件为所述伸出长度设定范围的条件；
根据主流区的理论燃气温度和燃烧室温度计算所述目标函数准确度：
根据下式计算所述目标函数准确度：
Figure FDA0003020455290000041
其中，Φ(d)为所述目标函数准确度，t为所述燃烧室温度，t∞为所述主流区的理论燃气温度；
根据外力和钨铼合金焊接的许用力，计算所述目标函数安全裕度：
根据下式计算所述目标函数安全裕度：
Figure FDA0003020455290000042
其中，Ψ(d)为所述目标函数安全裕度，F为所述外力，[F]为所述钨铼合金焊接的许用力；
所述约束条件为所述伸出长度小于或等于边界层厚度，并且所述伸出长度小于或等于热边界层厚度，以及所述外力小于或等于所述钨铼合金焊接的许用力；
所述在所述约束条件下，根据所述目标函数准确度和所述目标函数安全裕度计算钨铼合金焊点的伸出长度，包括：
根据所述目标函数准确度和所述目标函数安全裕度计算多目标规划函数；
设定初始长度；
在所述约束条件下，根据所述初始长度和所述目标规划函数得到水平集；
构造第一误差函数；
在所述水平集的取值范围内，根据所述第一误差函数计算最优解；
根据所述最优解和所述第一误差函数，计算第二误差函数；
当所述第二误差函数小于或等于预设精度值时，将所述最优解作为所述伸出长度。
6.根据权利要求5所述的钨铼热电偶的合金焊点伸出长度的计算装置，其特征在于，所述发动机燃烧室参数包括燃烧室直径，所述燃气参数包括燃气密度、燃气动力粘度、燃气定压比热容、燃气热传导系数、燃气轴向速度、燃气气体常数、燃气热扩散率、主流区燃气速度、燃气压强和燃气运动粘度。
7.一种电子设备，包括存储器、处理器，所述存储器上存储有可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述权利要求1至4任一项所述的方法。
8.一种具有处理器可执行的非易失的程序代码的计算机可读介质，其特征在于，所述程序代码使所述处理器执行所述权利要求1至4任一项所述的方法。
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