CN112729752A - 一种基于k形管压差测量的航天摩阻传感器 - Google Patents

一种基于k形管压差测量的航天摩阻传感器 Download PDF

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Abstract

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。

Description

一种基于K形管压差测量的航天摩阻传感器
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。
进一步地，所述的高精度差压微压变送器测量压差范围为0～100Pa，测量精度为0.07％。
进一步地，所述的微型压力传感器的绝对压力测量范围为0～5000Pa，测量精度0.5％。
本发明的基于K形管压差测量的航天摩阻传感器，利用K形管压差测量原理，在表头结构的表头基体的上表面上，沿气体流动方向，依次开有直孔和斜孔，即直孔在前、斜孔在后，孔中心距≥5mm，有效减少了直孔和斜孔之间的流动干扰，提高直孔和斜孔之间的压差测量精度，进而提升摩阻测量的精准度。而且，直孔在前、斜孔在后的分布方式使得直孔和斜孔之间的孔中心距相较斜孔在前、直孔在后的分布方式要小得多，能够方便的实现表头基体为上小下大的偏心圆台结构，有效地减小了航天摩阻传感器的尺寸和质量，有利于飞行搭载。同时，位于上方的小偏心圆台能够根据测量需要方便的布置在模型表面，进行摩阻测量，有效地扩大了测量区域。
本发明的基于K形管压差测量的航天摩阻传感器通过直孔与三通接头上连接的微型压力传感器获取模型表面的绝对压力，提供参考压力，便于分析摩阻测量结果。
本发明的基于K形管压差测量的航天摩阻传感器，具有测量精度高、结构紧凑、便于搭载等优点，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。
附图说明
图1本发明的基于K形管压差测量的航天摩阻传感器的结构示意图；
图2本发明的基于K形管压差测量的航天摩阻传感器中的表头结构立体图；
图3本发明的基于K形管压差测量的航天摩阻传感器中的表头结构剖视图；
图4本发明的基于K形管压差测量的航天摩阻传感器中的高精度差压微压变送器的结构示意图。
图中，1.表头结构 2.高精度差压微压变送器 3.微型压力传感器 4.测压软管Ⅰ5.三通接头 6.测压软管Ⅱ 7.测压软管Ⅲ；
101.表头基体 102.直孔 103.斜孔 104.连接管Ⅰ 105.连接管Ⅱ；
201.变送器本体 202.测量端口Ⅰ 203.测量端口Ⅱ。
具体实施方式
下面结合附图和实施例详细说明本发明。
如图1～图4所示，本发明的基于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1的表头基体101的上表面，沿气流方向的前方设置有竖直的直孔102，沿气流方向的后方设置有斜向下方的斜孔103，斜孔103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102依次通过连接管Ⅰ104、测压软管Ⅰ4连接至三通接头5的入口端，三通接头5的一个出口端通过测压软管Ⅱ6连接至高精度差压微压变送器2的变送器本体201的测量端口Ⅰ202，三通接头5的另一个出口端连接微型压力传感器3；
所述的斜孔103依次通过连接管Ⅱ105、测压软管Ⅲ7连接至高精度差压微压变送器2的变送器本体201的测量端口Ⅱ203。
进一步地，所述的表头基体101为上小下大的偏心圆台结构。
进一步地，所述的直孔102和斜孔103的孔中心距≥5mm。
进一步地，所述的直孔102和斜孔103的直径均为2mm，直孔102的深径比为5:1。
进一步地，所述的高精度差压微压变送器2测量压差范围为0～100Pa，测量精度为0.07％。
进一步地，所述的微型压力传感器3的绝对压力测量范围为0～5000Pa，测量精度0.5％。
以下实施例用于说明本发明，但不用来限制本发明的范围。
实施例1
本实施例的航天摩阻传感器表头结构1的直径为30mm、高度为17mm，表头结构1的小凸台直径为20mm、高度为3mm，直孔102和斜孔103直径为2mm、深径比为5:1、两孔中心距为5mm，斜孔倾角为30°，采用的高精度差压微压变送器2的压差测量范围为0～100Pa、测量精度0.07％，采用的微型压力传感器3的绝对压力测量范围为0～5000Pa、测量精度0.5％。
风洞试验前，通过以下步骤确定航天摩阻传感器的灵敏度系数曲线：
a.选定典型摩阻试验状态参数和试验模型外形及尺寸；
b.开展数值模拟仿真，建立航天摩阻传感器压差与摩阻之间的相关性数学模型；
c.选取高精度MEMS摩阻传感器开展对比风洞试验，根据对比试验结果修正相关性数学模型，确定航天摩阻传感器的灵敏度系数曲线。
风洞试验时，在风洞试验模型表面需要测量的位置，按照表头结构的小凸台的尺寸开孔，将航天摩阻传感器放置在风洞试验模型的内腔中，表头结构的小凸台从内向外装卡在孔内，小凸台的表面与风洞试验模型表面平滑过渡。
尽管本发明的实施方案已公开如上，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为本发明专利范围的限制。对于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，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

Claims (6)

1.一种基于K形管压差测量的航天摩阻传感器，其特征在于，在航天摩阻传感器的表头结构(1)的表头基体(101)的上表面，沿气流方向的前方设置有竖直的直孔(102)，沿气流方向的后方设置有斜向下方的斜孔(103)，斜孔(103)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(102)依次通过连接管Ⅰ(104)、测压软管Ⅰ(4)连接至三通接头(5)的入口端，三通接头(5)的一个出口端通过测压软管Ⅱ(6)连接至高精度差压微压变送器(2)的变送器本体(201)的测量端口Ⅰ(202)，三通接头(5)的另一个出口端连接微型压力传感器(3)；
所述的斜孔(103)依次通过连接管Ⅱ(105)、测压软管Ⅲ(7)连接至高精度差压微压变送器(2)的变送器本体(201)的测量端口Ⅱ(203)。
2.根据权利要求1所述的基于K形管压差测量的航天摩阻传感器，其特征在于：所述的表头基体(101)为上小下大的偏心圆台结构。
3.根据权利要求1所述的基于K形管压差测量的航天摩阻传感器，其特征在于：所述的直孔(102)和斜孔(103)的孔中心距≥5mm。
4.根据权利要求1所述的基于K形管压差测量的航天摩阻传感器，其特征在于：所述的直孔(102)和斜孔(103)的直径均为2mm，直孔(102)的深径比为5:1。
5.根据权利要求1所述的基于K形管压差测量的航天摩阻传感器，其特征在于：所述的高精度差压微压变送器(2)测量压差范围为0～100Pa，测量精度为0.07％。
6.根据权利要求1所述的基于K形管压差测量的航天摩阻传感器，其特征在于：所述的微型压力传感器(3)的绝对压力测量范围为0～5000Pa，测量精度0.5％。
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