一种燃烧室室壁温度梯度测量模块的制作方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于温度测量技术领域，具体涉及一种液体火箭发动机燃烧室圆柱段室壁 温度梯度测量模块。
【背景技术】
[0002] 液体火箭发动机燃烧室内的工质是3000KW上的高压燃气，为了避免室壁发生烧 蚀破坏，在燃烧室内壁和外壁之间设置有就槽式通道，引入低温流体对室壁结构进行冷却。 通过燃烧室圆柱段室壁的热流密度往往达到几十MW/m2,结构材料承受的温差往往达到几 百KW上，工作环境非常恶劣。因此，摸清推力室内的传热过程是进行合理的热防护设计从 而保证燃烧室可靠工作乃至提高发动机性能的最重要前提之一。
[0003] 燃烧室传热过程研究的途径包括热试验和仿真计算，两者相辅相成，关键在于传 热试验中获得热流、气壁温等有价值测量数据。而由于就槽式冷却结构的肋宽、壁厚均很薄 (肋宽通常为1~2mm，壁厚一般只有0. 6~1mm)，很难在结构中布置普通传感器对热流密 度、气壁温等参数进行直接测量。
[0004] 传统量热式缩比燃烧室只能获得某一区段内的平均热流，而受燃烧室内燃烧过程 的影响，热流沿轴向不同位置不尽相同，送样就造成平均热流无法准确反映实际的当地热 流，且由于采用分段水冷身部，冷却剂侧结构、传热状态与全尺寸时相差较大，送种方法测 量值的应用误差较大。在内壁埋入热电偶的方法虽然可W直接测得气壁温度，但由于埋热 电偶的加工浅槽的深度一般达到0. 5W上，而在此深度方向上结构温度变化可能到几十K， 测得的气壁温值准确度不太高。且由于插入传感器时需要在内外壁上加工通孔，还需要内 壁浅槽表面电锥铜层保证密封，不但工艺复杂，而且容易出现缺陷。W往燃烧室外壁温的测 量是通过在外壁面点焊热电偶进行测量，从实际情况来看，受外界热环境、振动环境等因素 影响，测量结果常常出现存在毛刺、失真等问题。
【发明内容】
[0005] 本发明的目的在于提供一种液体火箭发动机燃烧室圆柱段室壁温度梯度测量模 块，可对燃烧室圆柱段冷却通道内壁结构温度进行测量，从而获得当地的热流、气壁温、外 壁温等参数。
[0006] 为达到上述目的，本发明所采取的技术方案为：
[0007] -种燃烧室室壁温度梯度测量模块，该模块为平板型结构，包括平面形压板、5支 热电偶传感器、弹黃、挡片、绝热衬套、支撑套；每支热电偶传感器感温端处均焊接有圆盘形 挡片，热电偶传感器在挡片上部的一端穿过支撑套和弹黃，支撑套套入弹黃内，一并套入平 面形压板中；热电偶传感器在挡片W下部分穿入绝热衬套中。
[0008] 所述的平面形压板为平板凸台结构，凸台上加工有5个平底盲孔，盲孔内径比弹 黃外径大，盲孔底部加工有同轴必的通孔，通孔孔径比对应的热电偶传感器的外径大，且沿 垂直于通孔轴线方向向外侧开出与通孔等宽的U形槽；平面形压板凸台两侧各伸出一耳 片，其上各加工一通孔，在耳片侧面垂直于通孔方向加工出螺纹孔；盲孔和通孔的排列与燃 烧室外壁和内壁上加工的孔的位置相对应；热电偶传感器在挡片上部的一端穿过支撑套和 弹黃，支撑套套入弹黃内，一并套入平面形压板上的盲孔中，其中热电偶传感器在弹黃W上 较细部分提前通过平面形压板上的U形槽穿入通孔中；热电偶传感器在挡片W下部分穿入 绝热衬套中。
[0009]被测量的燃烧室在外壁和内壁上加工个沉头盲孔，沉头盲孔中的大孔只位于外壁 中；5个盲孔分成平行的两组，一组2个，一组3个，呈交错排列，每组的盲孔中必分别对应 着内壁上的相邻两个肋片的中必；盲孔深度控制根据孔底距离内壁面的距离L1~L5来确 定，L1、L2、L3、L4为逐渐增加的等差数列，螺柱上半部加工有螺纹，底端插入燃烧室外壁上 加工的盲孔中，并焊接固定。
[0010]L1根据加工精度在保证内壁不被穿透的情况下取0. 4~0. 8mm，L4要保证对应的 热电偶传感器的测量端位于温度随径向位置呈线性变化的区间，L4小于等于2mm。
[0011] 测温模块安装时，把热电偶传感器感温端插入燃烧室外壁上对应的沉头盲孔的小 孔中，绝热衬套插入大孔中；用力下压平面形压板，使弹黃产生一定的压缩量，并使螺柱分 别穿过其两侧耳片上的通孔，然后使用螺母挣入螺柱压住平面形压板；弹黃压缩后产生的 力作用于挡片使热电偶传感器的感温端与燃烧室上的被测孔底面接触；安装时通过平面形 压板下沿距离外壁外表面的距离Lth进行控制；压紧螺钉挣入平面形压板耳片侧面的螺纹 孔中，并压紧螺柱。
[001引所述的弹黃压缩力取3~6N，压缩量控制在10~15mm。
[0013]所述的热电偶传感器在挡片W下的长度根据燃烧室外壁和内壁上的孔深确定，挡 片下长度设计成两种尺寸，L1~L4对应孔挡片下长度为相同尺寸，L5对应孔挡片下长度为 另一尺寸。
[0014] 获得燃烧室圆柱段被测部位的热流、气壁温、外壁温参数的方法如下：
[0015]采用平板式测温模块，通过平面形压板将弹黃压缩力施加于5个长度不一的探针 式微细（公称直径《Φ1.0)错装热电偶传感器上，使之插入燃烧室室壁上不同深度的盲孔 中，测得孔底位置的温度；利用直接测得的不同深度的壁温数据，运用傅里叶定律计算得出 热流和气壁温：
[0016] 从Η维传热数值仿真结果来看，在距气壁面2mm距离内，肋中必温度随距离气壁 面的距离增加呈线性降低；因此，将4个热电偶传感器4感温端布置在此线性变化区间内并 处于不同的深度层，获得一组距离-温度值化i，Twi)α= 1，2, 3, 4);可由此组数据进行线 性拟合得到公式Twx=a'L+TwO;当L等于0时，Two即为气壁温；式中拟合直线的斜率α 等于温度梯度，由傅里叶定律可知热流密度f= 式中λ为固壁材料的导热 系数；测温模块中测量值Tw5即为外壁温值。
[0017]本发明所取得的有益效果为：
[0018]本发明通过一个模块实现了对燃烧室圆柱段某一位置的热流、气壁温和外壁温度Η个参数的测量，具有高度的集成性。本发明利用弹黃压缩力作为热电偶压紧力，可W通过 控制压缩量实现对预紧力的定量控制，保证在热试验振动环境下热电偶感温端与被测表面 接触良好W及测试数据的稳定性和有效性。本发明采用螺柱安装、螺钉锁紧，任一传感器损 坏后可拆卸更换，具有结构简单、维护方便的优点。对被测推力室，只需在燃烧室室壁上加 工出一定深度的细小盲孔，即可满足测量要求，对产品的传热过程和结构承载能力影响小， 冷却结构可完全按照真实燃烧室进行设计，可用于全尺寸或缩比燃烧室的传热过程研究。
【附图说明】
[0019] 图1为本发明所述燃烧室室壁温度梯度测量模块Η维分解图；
[0020] 图2为本发明所述燃烧室室壁温度梯度测量模块俯视图；
[0021] 图3为本发明所述燃烧室室壁温度梯度测量模块C-C剖视图；
[0022] 图4为本发明所述燃烧室室壁温度梯度测量模块A向视图；
[0023] 图5为本发明所述燃烧室室壁温度梯度测量模块B向视图；
[0024] 图中；1、螺母；2、平面形压板；3、螺柱；4、热电偶传感器；5、绝热衬套；6、压紧螺 钉；7、支撑套；8、弹黃；9、挡片；11、外壁；12、内壁；13、盲孔；14、通孔；15、U形槽。
【具体实施方式】
[00巧]下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。
[0026] 如图1所示，本发明所述液体火箭发动机燃烧室圆柱段室壁温度梯度测量模块为 平板型结构，包括平面形压板2、5支热电偶传感器4、弹黃8、挡片9、绝热衬套5、支撑套7、 螺母1、螺柱3、压紧螺钉6;每支热电偶传感器4感温端处均焊接有圆盘形挡片9,热电偶传 感器4在挡片9上部的一端穿过支撑套7和弹黃8,支撑套7套入弹黃8内，一并套入平面 形压板2上的盲孔13中，其中热电偶传感器4在弹黃8W上较细部分提前通过平面形压板 2上的U形槽15穿入通孔14中；热电偶传感器4在挡片9W下部分穿入绝热衬套5中；
[0027] 如图2~图5所示，平面形压板2为平板凸台结构，凸台上加工有5个平底盲孔13， 盲孔13内径比弹黃8外径稍大，盲孔13底部加工有同轴必的通孔14,通孔14孔径比对应 的热电偶传感器4的外径稍大，且沿垂直于通孔14轴线方向向外侧开出与通孔14等宽的 U形槽15。平面形压板2凸台两侧各伸出一耳片，其上各加工一通孔，在耳片侧面垂直于通 孔方向加工出螺纹孔。盲孔13和通孔14的排列与燃烧室外壁11和内壁12上加工的孔的 位置相对应。
[0028] 如图4和图5所示，被测量的燃烧室在外壁11和内壁