一种模拟监测导弹密闭尾舱温度场的装置的制造方法
【技术领域】
[0001]本发明属于固体导弹技术领域，具体涉及一种模拟监测导弹密闭尾舱温度场的装置。
【背景技术】
[0002]在固体导弹的研制阶段的飞行试验中，一般会安装遥测系统，其中包括压强、温度、过载、振动等遥测内容。若飞行过程中遥测数据异常，则可能造成机毁人亡、飞行失利的严重后果。某型号导弹飞行试验失败案例中，从飞行遥测数据看出，导弹密闭尾舱内热环境数据异常。由于无法找到导弹残骸，不能对故障进行最终定位。通过理论计算可以仿真模拟，但必须通过试验的验证。而且现有依靠理论计算的方法来模拟导弹密闭尾舱内温度场的变化规律，具有单一"性和局限性。
【发明内容】
[0003]有鉴于此，本发明的目的是提供一种模拟监测导弹密闭尾舱温度场的装置，能够精确模拟监测导弹密闭尾舱温度场。
[0004]本发明的模拟监测导弹密闭尾舱温度场的装置，其包括:燃气发生器、绝热转接盖、模拟尾舱、抽真空装置、第一泄压装置、第二泄压装置、温度传感器、第一压力传感器和第二压力传感器；
[0005]抽真空装置为模拟尾舱提供真空环境;绝热转接盖位于燃气发生器和模拟尾舱之间，且绝热转接盖通过法兰分别与燃气发生器的尾端和模拟尾舱的首端连接，且燃气发生器、绝热转接盖、模拟尾舱同轴;两个连接位置均以O型密封圈端面密封，模拟尾舱的尾端通过尾部堵盖密封；
[0006]位于燃气发生器内的绝热转接盖上设有检测燃气发生器内部压强的第一压力传感器，还设有第一泄压装置，且第一泄压装置打开时，燃气发生器和模拟尾舱相通，第一泄压装置关闭时，燃气发生器和模拟尾舱各自密封；
[0007]模拟尾舱内的尾部堵盖上设有第二泄压装置、第二压力传感器，且模拟尾舱的尾部堵盖上设有导线螺堵;模拟尾舱内在不同位置设置温度传感器;温度传感器、第一压力传感器和第二压力传感器的导线均通过模拟尾舱的导线螺堵接出；
[0008]绝热转接盖上的第一泄压装置用于模拟发动机工作过程中喷管或者后接头部位泄露现象，绝热转接盖上的第一压力传感器监测燃气发生器内压强的分布情况;泄露发生后，燃气发生器内泄露的燃气进入模拟尾舱，模拟尾舱内的多路温度传感器记录喷管或者后接头部位泄露现象发生时模拟尾舱内温度的分布情况，模拟尾舱上的第二压力传感器监测模拟尾舱内压强的分布情况;模拟尾舱尾部堵盖上的第二泄压装置在模拟尾舱内压强达到安全裕度时工作，模拟尾舱内燃气排出。
[0009]进一步的，温度传感器固定于模拟尾舱的内壁上，或者通过尾部堵盖杆固定于模拟尾舱内部的不同位置。
[0010]进一步的，尾部堵盖杆的数量为两个，水平安装于尾部堵盖上，两者之间的距离为200cm，直径为10cm、模拟尾舱内暴露的长度为255cm。
[0011]进一步的，第一泄压装置包括:设于绝热转接盖上的泄压孔、覆盖在泄压孔上的堵膜、与堵膜连接的起爆器，当起爆器收到电信号时，起爆器爆炸，堵膜破裂，燃气从燃气发生器进入模拟尾舱。
[0012]本发明具有如下有益效果:
[0013](I)可直观模拟监测导弹密闭尾舱在发动机正常工作和发动机尾部泄露两种状态下的温度分布情况，获得温度时空分布规律。
[0014](2)该试验装置简单，而且试验装置可重复使用，同时试验方法简单便捷，试验成本低。
[0015](3)采用预设泄压指令的模式，可适时进行泄压，响应速度快。
【附图说明】
[0016]图1为模拟监测导弹密闭尾舱温度场的装置示意图。
【具体实施方式】
[0017]下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
[0018]如图1所示，一种模拟监测导弹密闭尾舱温度场的装置包括:燃气发生器1、绝热转接盖2、模拟尾舱3、抽真空装置、第一泄压装置、第二泄压装置、温度传感器4、第一压力传感器和第二压力传感器。绝热转接盖2位于燃气发生器I和模拟尾舱3之间，绝热转接盖2通过法兰分别与燃气发生器I的尾端和模拟尾舱3的首端连接，两个连接位置的密封形式为O型密封圈端面密封，模拟尾舱3的尾端通过尾部堵盖密封。燃气发生器1、绝热转接盖2、模拟尾舱3同轴。
[0019]位于燃气发生器I内的绝热转接盖2上设有检测燃气发生器I内部压强的第一压力传感器，还设有第一泄压装置，第一泄压装置打开时，燃气发生器I和模拟尾舱3相通，第一泄压装置关闭时，燃气发生器I和模拟尾舱3各自密封。
[0020]模拟尾舱3内的尾部堵盖上设有第二泄压装置、第二压力传感器。模拟尾舱3的尾部堵盖上设有导线螺堵5;模拟尾舱3内在不同位置设置温度传感器4。
[0021]其中，温度传感器4固定于模拟尾舱3的内壁上，或者通过尾部堵盖杆固定于模拟尾舱3内部的不同位置。效果较好的，尾部堵盖杆的数量为两个，水平安装于尾部堵盖上，两者之间的距离为200cm，直径为10cm、模拟尾舱3内暴露的长度为255cm。
[0022]其中，温度传感器4、第一压力传感器和第二压力传感器的导线均通过模拟尾舱3的导线螺堵5接出。
[0023]其中第一泄压装置包括:设于绝热转接盖2上的泄压孔、覆盖在泄压孔上的堵膜、与堵膜连接的起爆器，当起爆器收到电信号时，起爆器爆炸，堵膜破裂，燃气从燃气发生器I进入模拟尾舱3。
[0024]绝热转接盖2上的第一泄压装置用于模拟发动机工作过程中喷管或者后接头部位泄露现象，绝热转接盖2上的第一压力传感器监测燃气发生器I内压强的分布情况;泄露发生后，燃气发生器I内泄露的燃气进入模拟尾舱3，模拟尾舱3内的多路温度传感器4记录喷管或者后接头部位泄露现象发生时模拟尾舱3内温度的分布情况，模拟尾舱3上的第二压力传感器监测模拟尾舱3内压强的分布情况;模拟尾舱3尾部堵盖上的第二泄压装置在模拟尾舱3内压强达到安全裕度时工作，模拟尾舱3内燃气排出。工作内容如下:
[0025]步骤I，抽真空装置将模拟尾舱3抽真空至15kPa，关闭抽真空装置，保持模拟尾舱3内的真空状态5分钟。
[0026]步骤2，开启温度传感器4、第一压力传感器和第二压力传感器，实时模拟尾舱3的不同位置的温度，以及实时测量燃气发生器I和模拟尾舱3的压强。
[0027]步骤3，燃气发生器I点火，燃烧结束后，保持燃气发生器I内的压强稳压5s后，第一路泄压装置进行泄压，第一路泄压装置泄压后I Os，第二路泄压装置进行泄压。
[0028]步骤4，通过视频监控，获得密封尾舱内不同时刻、不同位置的温度场分布曲线。
[0029]综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
【主权项】
1.一种模拟监测导弹密闭尾舱温度场的装置，其特征在于，包括:燃气发生器(I)、绝热转接盖(2)、模拟尾舱(3)、抽真空装置、第一泄压装置、第二泄压装置、温度传感器(4)、第一压力传感器和第二压力传感器； 抽真空装置为模拟尾舱(3)提供真空环境;绝热转接盖(2)位于燃气发生器(I)和模拟尾舱(3)之间，且绝热转接盖(2)通过法兰分别与燃气发生器(I)的尾端和模拟尾舱(3)的首端连接，且燃气发生器(I)、绝热转接盖(2)、模拟尾舱(3)同轴;两个连接位置均以O型密封圈端面密封，模拟尾舱(3)的尾端通过尾部堵盖密封； 位于燃气发生器(I)内的绝热转接盖(2)上设有检测燃气发生器(I)内部压强的第一压力传感器，还设有第一泄压装置，且第一泄压装置打开时，燃气发生器(I)和模拟尾舱(3)相通，第一泄压装置关闭时，燃气发生器(I)和模拟尾舱(3)各自密封； 模拟尾舱(3)内的尾部堵盖上设有第二泄压装置、第二压力传感器，且模拟尾舱(3)的尾部堵盖上设有导线螺堵(5);模拟尾舱(3)内在不同位置设置温度传感器(4);温度传感器(4)、第一压力传感器和第二压力传感器的导线均通过模拟尾舱(3)的导线螺堵(5)接出； 绝热转接盖(2)上的第一泄压装置用于模拟发动机工作过程中喷管或者后接头部位泄露现象，绝热转接盖(2)上的第一压力传感器监测燃气发生器(I)内压强的分布情况;泄露发生后，燃气发生器(I)内泄露的燃气进入模拟尾舱(3)，模拟尾舱(3)内的多路温度传感器(4)记录喷管或者后接头部位泄露现象发生时模拟尾舱(3)内温度的分布情况，模拟尾舱(3)上的第二压力传感器监测模拟尾舱(3)内压强的分布情况;模拟尾舱(3)尾部堵盖上的第二泄压装置在模拟尾舱(3)内压强达到安全裕度时工作，模拟尾舱(3)内燃气排出。2.如权利要求1所述的模拟监测导弹密闭尾舱温度场的装置，其特征在于，温度传感器(4)固定于模拟尾舱(3)的内壁上，或者通过尾部堵盖杆固定于模拟尾舱(3)内部的不同位置。3.如权利要求2所述的模拟监测导弹密闭尾舱温度场的装置，其特征在于， 尾部堵盖杆的数量为两个，水平安装于尾部堵盖上，两者之间的距离为200cm，直径为10cm、模拟尾舱(3)内暴露的长度为255cm。4.如权利要求1所述的模拟监测导弹密闭尾舱温度场的装置，其特征在于， 第一泄压装置包括:设于绝热转接盖(2)上的泄压孔、覆盖在泄压孔上的堵膜、与堵膜连接的起爆器，当起爆器收到电信号时，起爆器爆炸，堵膜破裂，燃气从燃气发生器(I)进入模拟尾舱(3)。
【专利摘要】本发明的模拟监测导弹密闭尾舱温度场的装置，其包括：燃气发生器、绝热转接盖、模拟尾舱、抽真空装置、第一泄压装置、第二泄压装置、温度传感器、第一压力传感器和第二压力传感器；其可直观模拟监测导弹密闭尾舱在发动机正常工作和发动机尾部泄露两种状态下的温度分布情况，获得温度时空分布规律；其该试验装置简单，而且试验装置可重复使用，同时试验方法简单便捷，试验成本低；其采用预设泄压指令的模式，可适时进行泄压，响应速度快。
【IPC分类】G01K3/00
【公开号】CN105547505
【申请号】CN201610004154
【发明人】张涛, 李坐社, 杜贝贝, 睢丽琴, 杨轩, 王云霞, 张颖悟
【申请人】西安航天动力技术研究所
【公开日】2016年5月4日
【申请日】2016年1月5日