CN113340603B - 一种发动机真空羽流力热效应的试验系统及方法 - Google Patents
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Abstract
本申请公开了一种发动机真空羽流力热效应的试验系统及方法，该系统包括：控制子系统，用于根据预设的环境信息控制真空环境子系统提供真空环境；真空环境子系统，用于提供并保持发动机点火过程中的真空环境；验证器子系统，用于实现点火操作喷射出高温燃气羽流，以及模拟高温燃气羽流影响范围内的几何边界和物理边界；试验结构子系统，用于为验证器子系统提供安装接口，并设置试验的多工况；测量子系统，用于测量发动机羽流场及力热效应参数、真空环境子系统及验证器子系统的工作参数、测量数据采集与处理。本申请解决了现有技术中大推力发动机真空羽流效应的试验验证和测量处于空白的技术问题。
Description
技术领域
本申请涉及发动机真空羽流力热效应试验技术领域，尤其涉及一种发动机 真空羽流力热效应的试验系统及方法。
背景技术
航天器或导弹发射时产生的大量高速、高温燃气流对发射平台设备、发射 装置和初始发射精度等都将产生程度不同的影响，主要包括力矩扰动和热蚀等 影响。而航天器发射包括在月球面起飞和地面发射两种情况，当航天器在月球 面起飞时，不仅存在羽流排导空间受限的问题，还存在真空环境导致的羽流膨 胀效应，使得发动机热效应的影响范围更广，羽流力热效应更为突出，排导空 间布置有构形复杂的设备，导致羽流力热效应分布更为复杂。因此，获取月面 起飞发动机的羽流力热效应参数，确定其影响范围及程度，将直接决定月面起 飞航天器能否安全、稳定地从起飞平台起飞。
由于羽流试验对真空环境的模拟要求高，使得地面测量发动机的羽流力热 效应极为困难，尤其是大推力发动机，点火后将很难维持较高的真空环境。目 前国内外针对羽流力效应或热效应开展的试验集中在小型姿控发动机，如10N 发动机等，缺少大推力发动机真空羽流效应测量的相关试验研究，因此，现有 大推力发动机真空羽流效应的试验验证和测量处于空白状态。
发明内容
本申请解决的技术问题是：针对现有技术中大推力发动机真空羽流效应试 验验证和测量处于空白状态。本申请提供了一种发动机真空羽流力热效应的试 验系统及方法，本申请实施例所提供的方案中，通过控制子系统根据预设的环 境信息来控制真空环境子系统提供真空环境，然后通过验证器子系统实现点火 操作喷射出高温燃气羽流，以及模拟高温燃气羽流影响范围内的几何边界和物 理边界；以及通过试验结构子系统为验证器子系统提供安装接口，并设置试验 的多工况；通过测量子系统实现测量发动机羽流场及力热效应参数、真空环境 子系统及验证器子系统的工作参数、测量数据采集与处理，进而提供了一种大 推力发动机真空羽流效应的试验验证和测量方案，解决了现有技术中大推力发动机真空羽流效应的试验验证和测量处于空白的技术问题。
第一方面，本申请实施例提供一种发动机真空羽流力热效应的试验系统， 该系统包括：控制子系统、真空环境子系统、验证器子系统、试验结构子系统 以及测量子系统；其中，
所述控制子系统，与所述真空环境子系统以及验证器子系统连接，用于根 据预设的环境信息控制所述真空环境子系统提供真空环境，以及根据预设的点 火信息生成第一控制指令；
所述真空环境子系统，包括真空舱和真空抽吸设备；所述真空舱用于为所 述验证器子系统、所述试验结构子系统以及所述测量子系统提供真空环境；所 述真空抽吸设备用于将所述真空舱抽吸为真空环境，以及保持发动机点火过程 中的真空环境；
所述验证器子系统，包括发动机以及验证器，通过所述试验结构子系统安 装于所述真空舱中；所述发动机，用于在所述第一控制指令控制下实现点火操 作喷射出高温燃气羽流，以产生真实的发动机羽流场；所述验证器用于模拟高 温燃气羽流影响范围内的几何边界和物理边界，并为所述测量子系统中多种传 感器提供安装接口；
所述试验结构子系统，用于为所述验证器子系统提供安装接口，并设置试 验的多工况；
所述测量子系统，设置于所述真空舱中，用于测量发动机羽流场及力热效 应参数、所述真空环境子系统的工作参数、所述验证器子系统的工作参数以及 测量数据采集与处理。
本申请实施例所提供的方案中，通过控制子系统根据预设的环境信息来控 制真空环境子系统提供真空环境，然后通过验证器子系统实现点火操作喷射出 高温燃气羽流，以及模拟高温燃气羽流影响范围内的几何边界和物理边界；以 及通过试验结构子系统为验证器子系统提供安装接口，并设置试验的多工况； 通过测量子系统实现测量发动机羽流场及力热效应参数、真空环境子系统及验 证器子系统的工作参数、测量数据采集与处理，进而提供了一种大推力发动机 真空羽流效应的试验验证和测量方案，解决了现有技术中大推力发动机真空羽 流效应的试验验证和测量处于空白的技术问题。
可选地，所述控制子系统，具体用于：
根据预设的环境信息生成第二控制指令，通过所述第二控制指令控制所述 真空抽吸设备将所述真空舱抽吸为真空环境，通过所述测量子系统测量当前所 述真空环境子系统的第一工作参数，并根据所述第一工作参数判断试验所述真 空环境是否满足预设要求；
接收所述真空环境子系统发送的所述发动机点火时所述真空舱的真空环境 压力参数，通过所述测量子系统测量当前所述真空环境子系统的第二工作参数， 并根据所述第二工作参数判断试验所述真空环境是否满足发动机点火过程中预 设要求。
可选地，所述真空环境子系统，具体用于：
通过如下公式估算所述发动机点火时真空舱的真空环境压力：
其中，pb表示真空环境下真空舱压力；
表示发送机质量流量参数；Rb表示气 体常数；Tb表示所述真空舱内气体温度；S(pb)表示真空舱等效抽吸速率。
可选地，所述验证器，包括：上升器验证器和起飞平台验证器，其中，
所述上升器验证器，通过安装所述发动机，用于产生所述真实的发动机羽 流场；
所述上升器验证器和所述起飞平台验证器，用于模拟所述高温燃气羽流影 响范围内的几何边界和物理边界。
可选地，所述试验结构子系统，包括承力架和位姿调整装置，其中，
所述承力架，用于为所述上升器验证器提供连接和支撑，其中，所述承力 架顶部通过所述测量子系统与所述上升器验证器顶部连接；
所述位姿调整装置，与所述起飞平台验证器连接，且设置于所述起飞平台 验证器的下方，用于调整所述发动机与所述起飞平台验证器之间的距离以及偏 转角度，以实现多工况下的羽流场测量。
可选地，所述测量子系统，包括：发动机羽流场及力热效应参数测量子系 统、所述真空环境子系统工作参数测量子系统、所述发动机及验证器子系统工 作参数测量子系统和测量数据采集与处理子系统，其中：
所述发动机羽流场及力热效应参数测量子系统，包括测量羽流合力效应的 测力架、测量羽流场的分布式力效应的微差压传感器、测量羽流场的分布式热 效应的温度和热流传感器、测量羽流场的纹影仪及图像采集装置；所述测力架， 一端与所述上升器验证器连接，另一端与所述承力架连接，用于测量所述上升 器验证器所受羽流合力；所述温度和热流传感器根据预设要求设置于所述验证 器子系统上；所述纹影仪，设置于所述真空舱外正对发动机出口位置处，用于 获取发动机的羽流场密度分布特征和激波边界；所述图像采集装置，设置于所 述真空舱外正对发动机出口位置处，用于采集所述发动机点火期间高温燃气羽 流的影像；
所述真空环境子系统工作参数测量子系统，包括测量真空度的真空舱压传 感器和反应真空舱内热沉温度的传感器；
所述发动机及验证器子系统工作参数测量子系统，包括确保所述验证器子 系统中发动机正常工作的压力传感器和温度传感器；
所述测量数据采集与处理子系统，包括多种传感器的数据采集与处理设备， 用于实现试验测量数据的采集、处理和存储。
可选地，所述测力架，包括：设置于所述测力架中心位置的测力板组件以 及安装法兰，其中，
所述安装法兰，包括顶部安装法兰和底部安装法兰，所述顶部安装法兰， 用于与所述承力架连接；所述底部安装法兰，用于与所述上升器验证器连接；
所述测力板组件，包括顶板、底板以及四组压电石英传感器，所述顶板与 所述测力架顶部法兰固定连接，所述底板与所述测力架底部安装法兰对应的支 架上端连接，所述四组压电石英传感器，设置于所述顶板与所述底板之间，每 组所述传感器用于3个方向的力测量，以使得测量与其连接的所述上升器验证 器所受羽流合力。
可选地，所述四组压电石英传感器，具体用于：
通过如下公式计算所述高温羽流对所述上升器验证器的合力：
Fx合＝Fx-F推
Fy合＝Fy
Fz合＝Fz
其中，Fx合表示所述上升器验证器在x方向所受的羽流合力；Fx表示所述四组压 电石英传感器测量得到的x方向的合力；F推表示所述发动机的推力；PcMP1表 示预设的发动机室压参数；C表示预设的测量系数；F热标表示预设的发动机热 标试车参数；Fy合表示所述上升器验证器在y方向羽流合力；Fy表示所述四组压 电石英传感器测量得到的y方向的合力；Fz合表示所述上升器验证器在z方向羽 流合力；Fz表示所述四组压电石英传感器得到的z方向的合力。
第二方面，本申请实施例提供的一种发动机真空羽流力热效应的试验方法， 应用于第一方面所述的系统，该系统包括：
根据预设的环境信息控制真空环境子系统提供真空环境，以及根据预设的 点火信息生成第一控制指令，并将所述第一控制指令发送给验证器子系统，以 使得所述验证器子系统中发动机在所述第一控制指令控制下实现点火操作喷射 出高温燃气羽流，以及模拟发动机高温燃气羽流影响范围内的几何边界和物理 边界；
在高温燃气羽流环境下，控制测量子系统测量发动机羽流场及力热效应参 数、所述真空环境子系统的工作参数、所述验证器子系统的工作参数以及测量 数据采集与处理。
可选地，根据预设的环境信息控制真空环境子系统提供真空环境，包括：
根据预设的环境信息生成第二控制指令，通过所述第二控制指令控制所述 真空抽吸设备将所述真空舱抽吸为真空环境，通过所述测量子系统测量当前所 述真空环境子系统的第一工作参数，并根据所述第一工作参数判断试验所述真 空环境是否满足预设要求；
接收所述真空环境子系统发送的所述发动机点火时所述真空舱的真空环境 压力参数，根据所述真空环境压力参数估算所述真空环境子系统的热沉吸附能 力，通过所述测量子系统测量当前所述真空环境子系统的第二工作参数，并根 据所述第二工作参数判断试验所述真空环境是否满所述预设要求。
附图说明
图1为本申请实施例所提供的一种发动机真空羽流力热效应的试验系统的 结构示意图；
图2a为本申请实施例提供的一种航天器在月球表面起飞时发动机羽流导 流的真空舱的结构示意图；
图2b为本申请实施例提供的一种航天器在月球表面起飞时发动机羽流导 流的真空舱的正视图；
图3a为本申请实施例提供的一种验证器子系统的结构示意图；
图3b为本申请实施例提供的一种验证器子系统的三维视图；
图3c为本申请实施例提供的一种验证器子系统的俯视图；
图4a为本申请实施例提供的一种试验结构子系统的结构示意图；
图4b为本申请实施例所提供的一种起飞平台上热力测试点的分布图；
图4c为本申请实施例所提供的一种试验结构子系统的结构示意图；
图5为本申请实施例所提供的一种位姿调整装置的结构示意图；
图6为本申请实施例提供的一种测量子系统的结构示意图；
图7a为本申请实施例提供的一种测力架的结构示意图；
图7b为本申请实施例提供的一种测力板组件的结构示意图；
图7c为本申请实施例提供的一种四组压电石英传感器的结构示意图；
图8为本申请实施例提供的一种四组压电石英传感器测量得到的合力和合 力矩的示意图；
图9为本申请实施例所提供的一种发动机真空羽流力热效应的试验方法流 程示意图。
具体实施方式
本申请实施例提供的方案中，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例， 而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，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它实施例，都属于本申请保护的范围。
以下结合说明书附图对本申请实施例所提供的一种发动机真空羽流力热效 应的试验系统做进一步详细的说明，参见图1，该系统具体包括：控制子系统1、 真空环境子系统2、验证器子系统3、试验结构子系统4以及测量子系统5；其 中，
所述控制子系统1，与所述真空环境子系统2以及所述验证器子系统3连 接，用于根据预设的环境信息控制所述真空环境子系统2提供真空环境，以及 根据预设的点火信息生成第一控制指令；
所述真空环境子系统2，包括真空舱21和真空抽吸设备22；所述真空舱 21用于为所述验证器子系统3、所述试验结构子系统4以及所述测量子系统5 提供真空环境；所述真空抽吸设备22用于将所述真空舱21抽吸为真空环境， 以及保持发动机点火过程中的真空环境；
所述验证器子系统3，包括发动机31以及验证器32，通过所述试验结构 子系统4安装于所述真空舱21中；所述发动机31，用于在所述第一控制指令 控制下实现点火操作喷射出高温燃气羽流，以产生真实的发动机羽流场；所述 验证器32用于模拟所述发动机高温燃气羽流影响范围内的几何边界和物理边 界，并为所述测量子系统5中多种传感器提供安装接口；
所述试验结构子系统4，用于为所述验证器子系统3提供安装接口，并设 置试验的多工况；
所述测量子系统5，设置于所述真空舱21中，用于测量发动机羽流场及力 热效应参数、所述真空环境子系统2的工作参数、所述验证器子系统3的工作 参数以及测量数据采集与处理。
具体的，在本申请实施例所提供的方案中，发动机31需要为大推力发动 机，大推力发动机在本实例中为3000N的发动机。为了保证试验的有效性，在 试验过程中需要模拟发动机31在月球表面喷射羽流的真实几何边界条件和物 理边界条件，建立发动机点火前真空环境并维持点火过程中的真空环境，选择 真空羽流测量方法。具体的，在试验系统设计过程中需要考虑真空环境子系统 2中真空舱21的压力，根据羽流环境测量方法设计测量子系统5结构，根据发 动机31在月球表面喷射羽流的真实几何边界条件和物理边界条件模拟要求设 计验证器子系统3等。
具体的，在本申请实施例所提供的方案中，可以设计发动机31的多种试 验工况，包括但不限制于发动机真空自由羽流场的力热效应测量、发动机导流 状态下多工况羽流场的力热效应测量以及发动机导流状态下极端工况羽流场的 定性评估。
具体的，为了实现对发动机羽流场的力热效应测量，首先保证发动机31 处于真空环境，该真空环境的参数可以根据发动机点火过程的真空度需求进行 设置。在本申请实施例所提供的方案中，设置真空环境的方式分为抽真空和真 空吸附两种，下面以抽吸方式为例进行说明。
在一种可能实现的方式中，所述控制子系统1，具体用于：根据预设的环 境信息生成第二控制指令，通过所述第二控制指令控制所述真空抽吸设备22 将所述真空舱21抽吸为真空环境，通过所述测量子系统5测量当前所述真空 环境子系统2的第一工作参数，并根据所述第一工作参数判断试验所述真空环 境是否满足预设要求；
接收所述真空环境子系统2发送的所述发动机点火时所述真空舱21的真 空环境压力参数，通过所述测量子系统5测量当前所述真空环境子系统2的第 二工作参数，并根据所述第二工作参数判断试验所述真空环境是否满足发动机 点火过程中预设要求。
具体的，在本申请实施例所提供的方案中，根据所述预设的环境信息将真 空舱21环境压力抽至尽可能低，例如，一般为1×10-3Pa～4×10-3Pa；根据所述 真空环境压力参数生成第二控制指令，通过所述第二控制指令控制真空抽吸设 备22将所述真空舱21抽吸为真空环境。
进一步，在一种可能实现的方式中，所述真空环境子系统2，具体用于：
通过如下公式估算所述发动机点火时真空舱的真空环境压力：
其中，pb表示真空环境下真空舱压力；
表示发送机质量流量参数；Rb表 示气体常数；Tb表示所述真空舱内气体温度；S(pb)表示真空舱等效抽吸速率。
具体的，在本申请实施例所提供的方案中，为了避免真空抽气系统对试验 的干扰，试验系统通过大面积热沉吸附实现所述发动机点火过程中的动态真空 度，即设计一定面积的热沉吸附实现真空舱等效抽吸。为了便于理解上述将真 空舱21抽吸为真空环境的过程，下面以举例的形式对其进行说明。
例如，若发动机能提供3000N的推力，发动机流量为980g/s，按照上述 真空环境压力参数计算公式确定真空舱压力，根据该真空舱压力完成高空模拟 实验台的真空能力分析和测量系统的真空环境调试。参见图2a和图2b，其中， 图2a为本申请实施例提供的一种航天器在月球表面起飞时发动机羽流导流的 真空舱的结构示意图；图2b为本申请实施例提供的一种航天器在月球表面起 飞时发动机羽流导流的真空舱的正视图。在图2a和图2b中，发动机点火前， 和传统的真空舱一致，即通过真空抽吸设备保证发动机点火前真空舱内压力不 高于1×10-2Pa；而发动机点火期间，通过真空舱内环形液氮热沉和5组液氢 热沉保证舱内真空度维持在一定水平，本试验实际测试结果为3000N发动机点 火0.5s后舱压不高于20Pa，推算真空舱短时吸附能力5880m3/s，满足发动机 羽流导流主流区羽流环境测量要求，具体实施过程中通过环形液氮和液氢热沉 实现。
进一步，在本申请实施例所提供的方案中，对发动机导流状态下多工况羽 流场的力热效应测量时，参见图3a、图3b和图3c，在一种可能实现的方式中， 所述验证器32，包括：上升器验证器321和起飞平台验证器322，其中，所述 上升器验证器321，通过安装所述发动机31，用于生成发动机羽流场；所述上 升器验证器321和所述起飞平台验证器322，用于模拟所述发动机羽流场内对 应的几何边界和物理边界。
具体的，在本申请实施例所提供的方案中，图3a为本申请实施例提供的 一种验证器子系统的结构示意图；图3b为本申请实施例提供的一种验证器子 系统的三维视图；图3c为本申请实施例提供的一种验证器子系统的俯视图。在 图3b中，上升器验证器321轴心位置设置有通孔，该通孔的尺寸不小于发动 机的尺寸，通过通孔将发动机31安装于上升器验证器321上，然后将上升器 验证器321布置于真空舱21中；起飞平台验证器322设置于起飞平台上；在 图3c中，在验证器32上还分布式的布设了多个热、力测试点，以便通过分布 式羽流力热效应测点实现对自由羽流场特性开展分析评估，其中，在图3c中标 号为PP表示力测试点，标号为PH表示为热测试点。
进一步，在本申请实施例所提供的方案中，对发动机导流状态下自由工况 羽流场的力热效应测量时，所述验证器32包括上升器验证器321，不包括起飞 平台验证器322。
进一步，在本申请实施例所提供的方案中，多工况羽流场是指发动机31 在真空环境子系统2的真空舱21内发动机喷管出口到验证器子系统3中起飞 平台验证器322之间不同距离和不同偏角下喷射的羽流场。实现发动机31与 验证器子系统3中起飞平台验证器322之间不同距离和不同偏角的方式通过所 述试验结构子系统4实现。具体的，对发动机导流状态下多工况羽流场的力热 效应测量，试验结构子系统4的结构有多种，下面以其中一种为例进行说明。
参见图4a，在一种可能实现的方式中，所述试验结构子系统4，包括承 力架41和位姿调整装置42，其中，所述承力架41，用于为所述上升器验证器 321提供连接和支撑，其中，所述承力架41顶部通过所述测量子系统与所述上 升器验证器321顶部连接；所述位姿调整装置42，与所述起飞平台验证器322 连接，且设置于所述起飞平台验证器322的下方，用于调整所述发动机31与 所述起飞平台验证器322之间的距离以及偏转角度，以实现多工况下的羽流场 测量。
具体的，在本申请实施例所提供的方案中，进一步，为了实现在多工况下 对发动机羽流导流力热效应进行测量，参见图4b，为本申请实施例提供的一种 起飞平台上的羽流力热测点布局示意图。在图4b，通过在起飞平台上分布式布 设羽流力热测点可对羽流场特性开展分析评估；其中，在图4b中，标号PP表 示力测试点，标号ZP表示压力测试点；标号ZH表示热流测试点。
进一步，在本申请实施例所提供的方案中，对发动机导流状态下自由况羽 流场的力热效应测量，参见图4c，试验结构子系统4的结构包括承力架41， 不包括位姿调整装置42。
进一步，为了实现在不同距离、不同偏转角度下的发动机羽流导流力热效 应参数的测量，获取月面起飞发动机真空羽流导流力热效应参数集，然后根据 该真空羽流导流力热效应参数集确定距离、角度对羽流力热效应参数的影响。 在各试验工况测得有效数据前提下，开展羽流动态测试，与静态测试结果进行 对比。动态测试需要调整发动机31与起飞平台验证器322之间的距离和偏转 角。
具体的，参见图5，为本申请实施例所提供的一种位姿调整装置的结构示 意图。在图5中，位姿调整装置42包括：法兰、六个动作器以及底座；该位 姿调整装置42可以实现2个平移自由度和1个转动自由度的调整。为了便于 理解下面以举例的形式对位姿调整装置42的调整过程进行简要说明。
例如，以试验动态工况为例，按照发动机与起飞平台验证器322偏转角度 为0°设定，依据起飞试验器月面起飞的运动曲线运动，同时开展羽流各参数连 续测量，以获取羽流动态效应数据。运动曲线设置如下：
S＝S0+1/2at2
其中，S0为起飞试验器与其下方平台的初始距离，S0＝200mm；S为起飞 试验器下方平台可以运动的空间，此处限制取400mm，a为月面起飞加速度， 此处取2.2m/s2。
然后，试验结构子系统4根据该运动曲线，在不同时刻调整动作器2个平 移自由度和1个转动自由度，实现在不同时刻发动机31与起飞平台验证器322 之间的距离不同，以及实现发动机31与起飞平台验证器322之间不同距离、 不同偏转角度下的发动机羽流导流力热效应参数的测量。
另外，在完成多工况羽流力热效应参数测量的基础上，选择羽流力、热参 数最大的组合作为极端工况，对导流状态下羽流场范围内物理边界模拟的设备 进行考核，依据试验结果对羽流力热效应的影响进行定性评估。
进一步，参见图6，在一种可能实现的方式中，所述测量子系统5，包括： 发动机羽流场及力热效应参数测量子系统51、所述真空环境子系统工作参数测 量子系统52、所述发动机及验证器子系统工作参数测量子系统53和测量数据 采集与处理子系统54，其中：
所述发动机羽流场及力热效应参数测量子系统51，包括测量羽流合力效应 的测力架511、测量羽流场的分布式力效应的微差压传感器512、测量羽流场 的分布式热效应的温度和热流传感器513、测量羽流场的纹影仪514及图像采 集装置515；所述测力架511，一端与所述上升器验证器321连接，另一端与 所述承力架41连接，用于测量所述上升器验证器321所受羽流合力；所述温 度和热流传感器513根据预设要求设置于所述验证器子系统3上；所述纹影仪，514设置于所述真空舱21外正对发动机出口位置处，用于获取发动机的羽流场 密度分布特征和激波边界；所述图像采集装置515，设置于所述真空舱21外正 对发动机出口位置处，用于采集所述发动机点火期间高温燃气羽流的影像；
所述真空环境子系统工作参数测量子系统52，包括测量真空度的真空舱压 传感器521和反应真空舱内热沉温度的传感器522；
所述发动机及验证器子系统工作参数测量子系统53，包括确保所述验证器 子系统中发动机正常工作的压力传感器531和温度传感器532；
所述测量数据采集与处理子系统54，包括多种传感器的数据采集与处理设 备，用于实现试验测量数据的采集、处理和存储。
进一步，参见图7a、图7b和图7c，在一种可能实现的方式中，所述测力 架511，包括：设置于所述测力架中心位置的测力板组件5111以及法兰5112， 其中，
所述法兰5112，包括顶部法兰51121和底部法兰51122，所述顶部法兰 51121，用于与所述承力架41连接；所述底部法兰51122，用于与所述上升器 验证器321连接；
所述测力板组件511，包括顶板5111、底板5112以及四组压电石英传感 器5113，所述顶板5111与所述顶部法兰51121固定连接，所述底板5112与 所述底部法兰51122对应的支架上端连接，所述四组压电石英传感器5113， 设置于所述顶板5111与所述底板5112之间，每组所述传感器用于3个方向的 力测量，以使得测量与其连接的所述上升器验证器531所受羽流合力。
进一步，在一种可能实现的方式中，所述四组压电石英传感器5113，具体 用于：
通过如下公式计算所述高温羽流对所述上升器验证器的合力：
Fx合＝Fx-F推
Fy合＝Fy
Fz合＝Fz
其中，Fx合表示所述上升器验证器在x方向所受的羽流合力；Fx表示所述四 组压电石英传感器测量得到的x方向的合力；F推表示所述发动机的推力；PcMP1 表示预设的发动机室压参数；C表示预设的测量系数；F热标表示预设的发动机 热标试车参数；Fy合表示所述上升器验证器在y方向羽流合力；Fy表示所述四组 压电石英传感器测量得到的y方向的合力；Fz合表示所述上升器验证器在z方向 羽流合力；Fz表示所述四组压电石英传感器得到的z方向的合力。
在本申请实施例所提供的方案中，四组压电石英传感器可通过测量得到各 个方向的合力和合力矩。具体的，参见图8，为本申请实施例提供的一种四组 压电石英传感器测量得到的合力和合力矩的示意图，四组压电石英传感器测量 得到的各个方向的合力通过如下公式计算得到：
Fx＝Fx1+Fx2+Fx3+Fx4
Fy＝Fy1+Fy2+Fy3+Fy4
Fz＝Fz1+Fz2+Fz3+Fz4
Mx＝-aFy1-aFy2+aFy3+aFy4-aFz1+aFz2+aFz3-aFz4
My＝aFx1+aFx2-aFx3-aFx4
Mz＝aFx1-aFx2-aFx3+aFx4
在本申请实施例所提供的方案中，测量羽流场的纹影仪514及图像采集装 置515设置于真空舱21的外部，其中，图像采集装置515可以是高速摄像设 备，也可以是其他图像采集设备，在此并不做限定。具体的，通过配置在真空 舱21观察窗外图像采集装置515获取发动机点火期间的真空羽流导流影像， 以评估羽流场分布特性；通过测量羽流场的纹影仪514，可以捕捉发动机点火 期间羽流导流产生的激波边界。
本申请实施例所提供的方案中，通过控制子系统根据预设的环境信息来控 制真空环境子系统提供真空环境，然后通过验证器子系统实现点火操作喷射出 高温燃气羽流，以及模拟高温燃气羽流影响范围内的几何边界和物理边界；以 及通过试验结构子系统为验证器子系统提供安装接口，并设置试验的多工况； 通过测量子系统实现测量发动机羽流场及力热效应参数、真空环境子系统及验 证器子系统的工作参数、测量数据采集与处理，进而提供了一种大推力发动机 真空羽流效应的试验验证和测量方案，解决了现有技术中大推力发动机真空羽 流效应的试验验证和测量处于空白的技术问题。
以下结合说明书附图对本申请实施例所提供的一种发动机真空羽流力热效 应的试验方法做进一步详细的说明，该方法应用于图1所述的系统，参见图9， 该方法包括：
步骤901，根据预设的环境信息控制真空环境子系统提供真空环境，以及 根据预设的点火信息生成第一控制指令，并将所述第一控制指令发送给验证器 子系统，以使得所述验证器子系统中发动机在所述第一控制指令控制下实现点 火操作喷射出高温燃气羽流，以及模拟发动机高温燃气羽流影响范围内的几何 边界和物理边界。
步骤902，在高温燃气羽流环境下，控制测量子系统测量发动机羽流场及 力热效应参数、所述真空环境子系统的工作参数、所述验证器子系统的工作参 数以及测量数据采集与处理。
可选地，根据预设的环境信息控制真空环境子系统提供真空环境，包括：
根据预设的环境信息生成第二控制指令，通过所述第二控制指令控制所述 真空抽吸设备将所述真空舱抽吸为真空环境，通过所述测量子系统测量当前所 述真空环境子系统的第一工作参数，并根据所述第一工作参数判断试验所述真 空环境是否满足预设要求；
接收所述真空环境子系统发送的所述发动机点火时所述真空舱的真空环境 压力参数，根据所述真空环境压力参数估算所述真空环境子系统的热沉吸附能 力，通过所述测量子系统测量当前所述真空环境子系统的第二工作参数，并根 据所述第二工作参数判断试验所述真空环境是否满所述预设要求。
具体的，在本申请实施例所提供的方案中，上述图8所示的方法过程在图1中已详细描述过，在此不做赘述。
本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计 算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结 合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包 含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器和 光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品 的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/ 或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或 方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式 处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机 或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流 程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备 以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的 指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流 程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使 得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理， 从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程 或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申 请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及 其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。
Claims (5)
1.一种发动机真空羽流力热效应的试验系统，其特征在于，包括：控制子系统、真空环境子系统、验证器子系统、试验结构子系统以及测量子系统；其中，
所述控制子系统，与所述真空环境子系统以及验证器子系统连接，用于根据预设的环境信息控制所述真空环境子系统提供真空环境，以及根据预设的点火信息生成第一控制指令；
所述真空环境子系统，包括真空舱和真空抽吸设备；所述真空舱用于为所述验证器子系统、所述试验结构子系统以及所述测量子系统提供真空环境；所述真空抽吸设备用于将所述真空舱抽吸为真空环境，以及保持发动机点火过程中的真空环境；
所述验证器子系统，包括发动机以及验证器，通过所述试验结构子系统安装于所述真空舱中；所述发动机，用于在所述第一控制指令控制下实现点火操作喷射出高温燃气羽流，以产生真实的发动机羽流场；所述验证器用于模拟高温燃气羽流影响范围内的几何边界和物理边界，并为所述测量子系统中多种传感器提供安装接口；
所述试验结构子系统，用于为所述验证器子系统提供安装接口，并设置试验的多工况；
所述测量子系统，设置于所述真空舱中，用于测量发动机羽流场及力热效应参数、所述真空环境子系统的工作参数、所述验证器子系统的工作参数以及测量数据采集与处理；
所述验证器，包括：上升器验证器和起飞平台验证器，其中，
所述上升器验证器，通过安装所述发动机，用于产生所述真实的发动机羽流场；
所述上升器验证器和所述起飞平台验证器，用于模拟所述高温燃气羽流影响范围内的几何边界和物理边界；
所述试验结构子系统，包括承力架和位姿调整装置，其中，
所述承力架，用于为所述上升器验证器提供连接和支撑，其中，所述承力架顶部通过所述测量子系统与所述上升器验证器顶部连接；
所述位姿调整装置，与所述起飞平台验证器连接，且设置于所述起飞平台验证器的下方，用于调整所述发动机与所述起飞平台验证器之间的距离以及偏转角度，以实现多工况下的羽流场测量；
所述测量子系统，包括：发动机羽流场及力热效应参数测量子系统、所述真空环境子系统工作参数测量子系统、所述发动机及验证器子系统工作参数测量子系统和测量数据采集与处理子系统，其中：
所述发动机羽流场及力热效应参数测量子系统，包括测量羽流合力效应的测力架、测量羽流场的分布式力效应的微差压传感器、测量羽流场的分布式热效应的温度和热流传感器、测量羽流场的纹影仪及图像采集装置；所述测力架，一端与所述上升器验证器连接，另一端与所述承力架连接，用于测量所述上升器验证器所受羽流合力；所述温度和热流传感器根据预设要求设置于所述验证器子系统上；所述纹影仪，设置于所述真空舱外正对发动机出口位置处，用于获取发动机的羽流场密度分布特征和激波边界；所述图像采集装置，设置于所述真空舱外正对发动机出口位置处，用于采集所述发动机点火期间高温燃气羽流的影像；
所述真空环境子系统工作参数测量子系统，包括测量真空度的真空舱压传感器和反应真空舱内热沉温度的传感器；
所述发动机及验证器子系统工作参数测量子系统，包括确保所述验证器子系统中发动机正常工作的压力传感器和温度传感器；
所述测量数据采集与处理子系统，包括多种传感器的数据采集与处理设备，用于实现试验测量数据的采集、处理和存储；
所述测力架，包括：设置于所述测力架中心位置的测力板组件以及法兰，其中，
所述法兰，包括顶部法兰和底部法兰，所述顶部法兰，用于与所述承力架连接；所述底部法兰，用于与所述上升器验证器连接；
所述测力板组件，包括顶板、底板以及四组压电石英传感器，所述顶板与所述顶部法兰固定连接，所述底板与所述底部法兰对应的支架上端连接，所述四组压电石英传感器，设置于所述顶板与所述底板之间，每组所述传感器用于3个方向的力测量，以使得测量与其连接的所述上升器验证器所受羽流合力；
所述四组压电石英传感器，具体用于：
通过如下公式计算所述高温羽流对所述上升器验证器的合力及合力矩：
Fx合＝Fx-F推
Fy合＝Fy
Fz合＝Fz
FX＝FX1+FX2+FX3+FX4
Fy＝Fy1+Fy2+Fy3+Fy4
Fz＝Fz1+Fz2+Fz3+Fz4
MX＝aFy1+aFy2-aFy3-aFy4-aFz1+aFz2+aFz3-aFz4
My＝-aFx1-aFx2+aFx3+aFx4
MZ＝aFx1-aFx2-aFx3+aFx4
其中，Fx合表示所述上升器验证器在x方向所受的羽流合力；Fx表示所述四组压电石英传感器测量得到的x方向的合力；F推表示所述发动机的推力；PcMP1表示预设的发动机室压参数；C表示预设的测量系数；F热标表示预设的发动机热标试车参数；Fy合表示所述上升器验证器在y方向羽流合力；Fy表示所述四组压电石英传感器测量得到的y方向的合力；Fz合表示所述上升器验证器在z方向羽流合力；Fz表示所述四组压电石英传感器得到的z方向的合力；Mx、My、Mz表示上升器验证器在测力板组件中心点处的3个方向的合力矩。
2.如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述控制子系统，具体用于：
根据预设的环境信息生成第二控制指令，通过所述第二控制指令控制所述真空抽吸设备将所述真空舱抽吸为真空环境，通过所述测量子系统测量当前所述真空环境子系统的第一工作参数，并根据所述第一工作参数判断试验所述真空环境是否满足预设要求；
接收所述真空环境子系统发送的所述发动机点火时所述真空舱的真空环境压力参数，通过所述测量子系统测量当前所述真空环境子系统的第二工作参数，并根据所述第二工作参数判断试验所述真空环境是否满足发动机点火过程中预设要求。
3.如权利要求2所述的系统，其特征在于，所述真空环境子系统，具体用于：
通过如下公式估算所述发动机点火时真空舱的真空环境压力：
其中，pb表示真空环境下真空舱压力；
表示发送机质量流量参数；Rb表示气体常数；Tb表示所述真空舱内气体温度；S(pb)表示真空舱等效抽吸速率。
4.一种发动机真空羽流力热效应的试验方法，应用于如权利要求1～3任一项所述的系统，其特征在于，包括：
根据预设的环境信息控制真空环境子系统提供真空环境，以及根据预设的点火信息生成第一控制指令，并将所述第一控制指令发送给验证器子系统，以使得所述验证器子系统中发动机在所述第一控制指令控制下实现点火操作喷射出高温燃气羽流，以及模拟发动机高温燃气羽流影响范围内的几何边界和物理边界；
在高温燃气羽流环境下，控制测量子系统测量发动机羽流场及力热效应参数、所述真空环境子系统的工作参数、所述验证器子系统的工作参数以及测量数据采集与处理。
5.如权利要求4所述的方法，其特征在于，根据预设的环境信息控制真空环境子系统提供真空环境，包括：
根据预设的环境信息生成第二控制指令，通过所述第二控制指令控制所述真空抽吸设备将所述真空舱抽吸为真空环境，通过所述测量子系统测量当前所述真空环境子系统的第一工作参数，并根据所述第一工作参数判断试验所述真空环境是否满足预设要求；
接收所述真空环境子系统发送的所述发动机点火时所述真空舱的真空环境压力参数，根据所述真空环境压力参数估算所述真空环境子系统的热沉吸附能力，通过所述测量子系统测量当前所述真空环境子系统的第二工作参数，并根据所述第二工作参数判断试验所述真空环境是否满所述预设要求。
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