CN112345101A - 在真空室内置浮动参考端的温度测量系统及方法 - Google Patents

在真空室内置浮动参考端的温度测量系统及方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种在真空室内置浮动参考端的温度测量系统及方法，该系统包括：热电偶(1)、等温块(2)，热电偶(1)的参考端放置于等温块(2)内，等温块(2)至于真空室(9)内，且热电偶(1)的测量端和测量等温块(2)温度的铂电阻(3)分别通过真空室(9)的内外转接电缆(4)、穿插舱接插件(5)与位于真空室(9)外的数据采集器(6)连接；数据采集器(6)将热电偶测量端的温度数据以及铂电阻(3)的温度数据传输给计算机(7)。本发明提供的方法解决了热电偶线无法通过空芯管直接穿出真空室时的参考端温度补偿问题，可以准确获取航天器热试验时的温度数据。

Description

在真空室内置浮动参考端的温度测量系统及方法
技术领域
本发明涉及航天器环境模拟技术领域，具体地，涉及在真空室内置浮动参考端的温度测量系统及方法。
背景技术
航天器用大推力发动机点火时平均温度达1000℃以上，对航天器表面和内部的设备会产生较大的辐射传热，极易使航天器结构或设备因高温受损，因此，需要在航天器发动机处设置高温隔热屏进行相应的保护措施。
为获得较为准确的高温隔热屏的热边界条件，确定隔热屏对发动机喉部的温度影响，高温隔热屏需要参加发动机方案阶段的热试车试验。热试车试验时，由于高温多层的温度可达到1000℃以上，所以需要采用镍铬-镍硅(K型)热电偶测温传感器。经过对现有技术的检索，申请号为CN201510036075.X的专利申请文献公开了一种温度呈梯度式分布的防热结构测温方法，其包括：通过在测温端采用偶丝盘旋，对铠装热电偶进行改进以获得新型微型铠装热电偶；通过在新型微型铠装热电偶上涂覆高温胶，将其安装在防热结构上；将安装在防热结构的不同位置不同深度的所有新型微型铠装热电偶的甩线汇聚，统一连接至采集设备；将采集设备的采集端作为测量冷端，直接对热电偶在轨测温进行冷端补偿。
但是，上述热电偶为铠装结构，热电偶线无法通过空芯管直接穿出真空室，因此需要在真空室内部设置浮动参考端进行热电偶测温回路的参考端温度补偿，测温系统复杂，无法准确获取航天器热试验时的温度数据。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种在真空室内置浮动参考端的温度测量系统及方法。
第一方面，本发明提供一种在真空室内置浮动参考端的温度测量系统，包括：热电偶、等温块，所述热电偶的参考端放置于所述等温块内，所述等温块至于真空室内，且所述热电偶的测量端和测量所述等温块温度的铂电阻分别通过所述真空室的内外转接电缆、穿插舱接插件与位于所述真空室外的数据采集器连接；所述数据采集器将所述热电偶测量端的温度数据以及所述铂电阻的温度数据传输给计算机。
可选地，所述热电偶为镍铬-镍硅热电偶，所述热电偶的测量端采用硅橡胶粘贴到航天器试验产品的表面上。
可选地，所述热电偶测量端的背面粘贴有与所述航天器试验产品表面发射率相同的薄膜。
可选地，所述等温块的制作材料为T2紫铜，且所述等温块内部开设有Φ10mm×100mm的通孔，所述通孔用于放置所述热电偶的参考端。
可选地，所述热电偶的参考端的外部包裹有热缩套管，以使得所述热电偶的参考端与所述等温块电绝缘。
可选地，还包括：多层隔热组件，所述多层隔热组件包裹在所述等温块外部，以避免所述等温块与外部环境进行热交换。
可选地，所述穿舱接插件为真空密封接插件，所述穿舱接插件通过橡胶密封圈和真空硅脂安装到所述真空室的侧壁上。
可选地，所述真空室内部的所有热电偶均焊接到接插件上，所述接插件与所述穿舱接插件电连接。
可选地，所述计算机中加载有数据采集软件，用于将接收到的温度数据进行处理和实时显示。
第二方面，本发明提供一种在真空室内置浮动参考端的温度测量方法，应用于第一方面中任一项所述的在真空室内置浮动参考端的温度测量系统中，所述方法包括：
步骤1：给航天器试验产品进行加热，并通过热电偶的测量端测试所述航天器试验产品的表面温度数据；
步骤2：通过铂电阻测量所述热电偶的参考端的温度数据；
步骤3：通过数据采集器和计算机对采集到的温度数据进行显示和数据回读；
步骤4：将热电偶分度表拟合为分段多项式，所述分段多项式用于进行电势-温度转换处理；
步骤5：根据所述铂电阻测得的所述热电偶的参考端温度Tn，以及热电偶标准分度表，通过所述分段多项式反推得到参考端温度Tn对应的电势；
步骤6：根据热电偶测量端电势，由热电偶标准分度表得到测量端温度T；其中，热电偶测量端电势等于参考端电势和标准冰点的电势之和。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
本发明提供的在真空室内置浮动参考端的温度测量系统及方法，通过将热电偶的参考端放置于等温块内，等温块至于真空室内，且热电偶的测量端和设置在等温块上的铂电阻分别通过真空室的内外转接电缆、穿插舱接插件与位于真空室外的数据采集器电连接；数据采集器将热电偶测量端的温度数据以及铂电阻的温度数据传输给计算机。从而解决了热电偶线无法通过空芯管直接穿出真空室时的参考端温度补偿问题，可以准确获取航天器热试验时的温度数据。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明实施例提供的在真空室内置浮动参考端的温度测量系统的结构示意图；
图2为本发明实施例提供的等温块的结构示意图；
图3为本发明实施例提供的在真空室内置浮动参考端的温度测量方法的流程图；
图中：
1-热电偶；
2-等温块；
3-铂电阻；
4-内外转接电缆；
5-穿插舱接插件；
6-数据采集器；
7-计算机；
8-航天器试验产品；
9-真空室；
10-多层隔热组件。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
图1为本发明实施例提供的在真空室内置浮动参考端的温度测量系统的结构示意图；如图1所示，本实施例中的系统可以包括：热电偶1、等温块2，热电偶1的参考端放置于等温块2内，等温块2至于真空室9内，且热电偶1的测量端和测量等温块2温度的铂电阻3分别通过真空室9的内外转接电缆4、穿插舱接插件5与位于真空室9外的数据采集器6电连接；数据采集器6将热电偶测量端的温度数据以及铂电阻3的温度数据传输给计算机7。
示例性的，热电偶1可以采用镍铬-镍硅热电偶，热电偶1的测量端采用硅橡胶粘贴到航天器试验产品8的表面上。
本实施例中，以镍铬-镍硅(K型)热电偶为例，结合图1，镍铬-镍硅(K型)热电偶的参考端1B放置于等温块内，镍铬-镍硅(K型)热电偶的测量端1A和PT100铂电阻通过真空室内外转接电缆和穿舱接插件连接到真空室外的吉时利2701数据采集器上，最后通过计算机及数据采集软件显示出来。
示例性的，热电偶1测量端的背面粘贴有与航天器试验产品8表面发射率相同的薄膜。这种设置方式，可以确保温度测量的准确性。
示例性的，等温块2的制作材料为T2紫铜，且等温块2内部开设有Φ10mm×100mm的通孔，通孔用于放置热电偶1的参考端。
本实施例中，等温块2设置在真空室内，材料为T2紫铜，从而尽可能保持温度的均匀。等温块2内部开Φ10mm×100mm孔用于放置热电偶1的参考端1B。同时采用20层多层隔热组件包裹等温块2，以避免受外部环境的干扰而引起温度急剧变化，造成热电偶参考端1B温度测量误差。
示例性的，热电偶1的参考端的外部包裹有热缩套管，以使得热电偶1的参考端与等温块2电绝缘。
图2为本发明实施例提供的等温块的结构示意图；如图2所示，本实施例中的系统还包括：多层隔热组件10，多层隔热组件10包裹在等温块2外部，以避免等温块2与外部环境进行热交换。
示例性的，穿舱接插件5为真空密封接插件，穿舱接插件5通过橡胶密封圈和真空硅脂安装到真空室9的侧壁上。
示例性的，真空室9内部的所有热电偶均焊接到接插件上，接插件与穿舱接插件5电连接。
示例性的，计算机中加载有数据采集软件，用于将接收到的温度数据进行处理和实时显示。
本实施例中，数据采集软件可以采用Microsoft Excel为平台，通过VBA代码开发，将数据采集器6采集的各型温度传感器信号转换为温度数据，实现温度数据客户端实时显示。
具体地，以镍铬-镍硅(K型)热电偶为例，本实施例在真空环境下进行热试车试验，需要经历抽真空的阶段，试验结束要经历复压阶段。建立图1所示温度测量系统，将铬-镍硅(K型)热电偶测量端1A采用GD414硅橡胶粘贴到航天器试验产品8表面上，镍铬-镍硅(K型)热电偶测量端1A背面粘贴与航天器试验产品8表面发射率相同的薄膜。等温块2材料为紫铜，设置在真空室内，内部开Φ10×100mm的孔，用于放置镍铬-镍硅(K型)热电偶的参考端，且参考端用热缩套管处理，保证与等温块2电绝缘，同时等温块2外部采用20层多层隔热组件包裹，确保等温块的温度均匀。镍铬-镍硅(K型)热电偶测量端1A和PT100铂电阻3通过真空室9内外转接电缆4和穿舱接插件5连接到真空室9外的吉时利2701数据采集器6上，最后通过计算机7显示出来。从而解决了热电偶线无法通过空芯管直接穿出真空室时的参考端温度补偿问题，可以准确获取航天器热试验时的温度数据。
图3为本发明实施例提供的在真空室内置浮动参考端的温度测量方法的流程图；如图3所示，本实施例中的方法可以应用于上述在真空室内置浮动参考端的温度测量系统中，方法包括：
步骤1：给航天器试验产品8进行加热，并通过热电偶1的测量端测试航天器试验产品8的表面温度数据。
步骤2：通过铂电阻3测量热电偶1的参考端的温度数据。
步骤3：通过数据采集器6和计算机7对采集到的温度数据进行显示和数据回读。
步骤4：将热电偶1分度表拟合为分段多项式，分段多项式用于进行电势-温度转换处理。
步骤5：根据铂电阻3测得的热电偶1的参考端温度Tn，以及热电偶标准分度表，通过分段多项式反推得到参考端温度Tn对应的电势。
步骤6：根据热电偶测量端电势，由热电偶标准分度表得到测量端温度T；其中，热电偶测量端电势等于参考端电势和标准冰点的电势之和。
具体地，以镍铬-镍硅(K型)热电偶为例，本实施例中，首先给航天器试验产品8进行加热，通过K型热电偶测量端1A测量航天器试验产品8的表面温度场；通过PT100铂电阻3进行热电偶参考端1B的温度测量；通过吉时利2701数据采集器6和计算机中的采集软件7进行采集和数据回读；将K型热电偶分度表拟合为分段多项式进行电势-温度转换。由PT100铂电阻3测得参考端温度Tn后，可由K型热电偶标准分度表反推得到参考端温度Tn对应的电势。对K型热电偶测量端温度进行修正，K型热电偶测量端电势等于温度Tn对应的电势加上标准冰点(0℃)的电势，根据K型热电偶测量端电势，由K型热电偶标准分度表得到测量端温度T。
需要说明的是，本发明提供的所述在真空室内置浮动参考端的温度测量方法中的步骤，可以利用所述在真空室内置浮动参考端的温度测量系统中对应的模块、装置、单元等予以实现，本领域技术人员可以参照所述系统的技术方案实现所述方法的步骤流程，即，所述系统中的实施例可理解为实现所述方法的优选例，在此不予赘述。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统及其各个装置以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统及其各个装置以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种功能的装置也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的装置视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (10)

1.一种在真空室内置浮动参考端的温度测量系统，其特征在于，包括：热电偶(1)、等温块(2)，所述热电偶(1)的参考端放置于所述等温块(2)内，所述等温块(2)至于真空室(9)内，且所述热电偶(1)的测量端和测量所述等温块(2)温度的铂电阻(3)分别通过所述真空室(9)的内外转接电缆(4)、穿插舱接插件(5)与位于所述真空室(9)外的数据采集器(6)连接；所述数据采集器(6)将所述热电偶测量端的温度数据以及所述铂电阻(3)的温度数据传输给计算机(7)。
2.根据权利要求1所述的在真空室内置浮动参考端的温度测量系统，其特征在于，所述热电偶(1)为镍铬-镍硅热电偶，所述热电偶(1)的测量端采用硅橡胶粘贴到航天器试验产品(8)的表面上。
3.根据权利要求2所述的在真空室内置浮动参考端的温度测量系统，其特征在于，所述热电偶(1)测量端的背面粘贴有与所述航天器试验产品(8)表面发射率相同的薄膜。
4.根据权利要求1所述的在真空室内置浮动参考端的温度测量系统，其特征在于，所述等温块(2)的制作材料为T2紫铜，且所述等温块(2)内部开设有Φ10mm×100mm的通孔，所述通孔用于放置所述热电偶(1)的参考端。
5.根据权利要求4所述的在真空室内置浮动参考端的温度测量系统，其特征在于，所述热电偶(1)的参考端的外部包裹有热缩套管，以使得所述热电偶(1)的参考端与所述等温块(2)电绝缘。
6.根据权利要求1-5中任一项所述的在真空室内置浮动参考端的温度测量系统，其特征在于，还包括：多层隔热组件(10)，所述多层隔热组件(10)包裹在所述等温块(2)外部，以避免所述等温块(2)与外部环境进行热交换。
7.根据权利要求1-5中任一项所述的在真空室内置浮动参考端的温度测量系统，其特征在于，所述穿舱接插件(5)为真空密封接插件，所述穿舱接插件(5)通过橡胶密封圈和真空硅脂安装到所述真空室(9)的侧壁上。
8.根据权利要求7所述的在真空室内置浮动参考端的温度测量系统，其特征在于，所述真空室(9)内部的所有热电偶均焊接到接插件上，所述接插件与所述穿舱接插件(5)电连接。
9.根据权利要求1-5中任一项所述的在真空室内置浮动参考端的温度测量系统，其特征在于，所述计算机中加载有数据采集软件，用于将接收到的温度数据进行处理和实时显示。
10.一种在真空室内置浮动参考端的温度测量方法，其特征在于，应用于权利要求1-9中任一项所述的在真空室内置浮动参考端的温度测量系统中，所述方法包括：
步骤1：给航天器试验产品(8)进行加热，并通过热电偶(1)的测量端测试所述航天器试验产品(8)的表面温度数据；
步骤2：通过铂电阻(3)测量所述热电偶(1)的参考端的温度数据；
步骤3：通过数据采集器(6)和计算机(7)对采集到的温度数据进行显示和数据回读；
步骤4：将热电偶(1)分度表拟合为分段多项式，所述分段多项式用于进行电势-温度转换处理；
步骤5：根据所述铂电阻(3)测得的所述热电偶(1)的参考端温度Tn，以及热电偶标准分度表，通过所述分段多项式反推得到参考端温度Tn对应的电势；
步骤6：根据热电偶测量端电势，由热电偶标准分度表得到测量端温度T；其中，热电偶测量端电势等于参考端电势和标准冰点的电势之和。
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RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20210209

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