一種模擬監(jiān)測(cè)導(dǎo)彈密閉尾艙溫度場(chǎng)的裝置的制造方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于固體導(dǎo)彈技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種模擬監(jiān)測(cè)導(dǎo)彈密閉尾艙溫度場(chǎng)的裝置。
【背景技術(shù)】
[0002]在固體導(dǎo)彈的研制階段的飛行試驗(yàn)中，一般會(huì)安裝遙測(cè)系統(tǒng)，其中包括壓強(qiáng)、溫度、過(guò)載、振動(dòng)等遙測(cè)內(nèi)容。若飛行過(guò)程中遙測(cè)數(shù)據(jù)異常，則可能造成機(jī)毀人亡、飛行失利的嚴(yán)重后果。某型號(hào)導(dǎo)彈飛行試驗(yàn)失敗案例中，從飛行遙測(cè)數(shù)據(jù)看出，導(dǎo)彈密閉尾艙內(nèi)熱環(huán)境數(shù)據(jù)異常。由于無(wú)法找到導(dǎo)彈殘骸，不能對(duì)故障進(jìn)行最終定位。通過(guò)理論計(jì)算可以仿真模擬，但必須通過(guò)試驗(yàn)的驗(yàn)證。而且現(xiàn)有依靠理論計(jì)算的方法來(lái)模擬導(dǎo)彈密閉尾艙內(nèi)溫度場(chǎng)的變化規(guī)律，具有單一"性和局限性。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]有鑒于此，本發(fā)明的目的是提供一種模擬監(jiān)測(cè)導(dǎo)彈密閉尾艙溫度場(chǎng)的裝置，能夠精確模擬監(jiān)測(cè)導(dǎo)彈密閉尾艙溫度場(chǎng)。
[0004]本發(fā)明的模擬監(jiān)測(cè)導(dǎo)彈密閉尾艙溫度場(chǎng)的裝置，其包括:燃?xì)獍l(fā)生器、絕熱轉(zhuǎn)接蓋、模擬尾艙、抽真空裝置、第一泄壓裝置、第二泄壓裝置、溫度傳感器、第一壓力傳感器和第二壓力傳感器；
[0005]抽真空裝置為模擬尾艙提供真空環(huán)境;絕熱轉(zhuǎn)接蓋位于燃?xì)獍l(fā)生器和模擬尾艙之間，且絕熱轉(zhuǎn)接蓋通過(guò)法蘭分別與燃?xì)獍l(fā)生器的尾端和模擬尾艙的首端連接，且燃?xì)獍l(fā)生器、絕熱轉(zhuǎn)接蓋、模擬尾艙同軸;兩個(gè)連接位置均以O(shè)型密封圈端面密封，模擬尾艙的尾端通過(guò)尾部堵蓋密封；
[0006]位于燃?xì)獍l(fā)生器內(nèi)的絕熱轉(zhuǎn)接蓋上設(shè)有檢測(cè)燃?xì)獍l(fā)生器內(nèi)部壓強(qiáng)的第一壓力傳感器，還設(shè)有第一泄壓裝置，且第一泄壓裝置打開(kāi)時(shí)，燃?xì)獍l(fā)生器和模擬尾艙相通，第一泄壓裝置關(guān)閉時(shí)，燃?xì)獍l(fā)生器和模擬尾艙各自密封；
[0007]模擬尾艙內(nèi)的尾部堵蓋上設(shè)有第二泄壓裝置、第二壓力傳感器，且模擬尾艙的尾部堵蓋上設(shè)有導(dǎo)線螺堵;模擬尾艙內(nèi)在不同位置設(shè)置溫度傳感器;溫度傳感器、第一壓力傳感器和第二壓力傳感器的導(dǎo)線均通過(guò)模擬尾艙的導(dǎo)線螺堵接出；
[0008]絕熱轉(zhuǎn)接蓋上的第一泄壓裝置用于模擬發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程中噴管或者后接頭部位泄露現(xiàn)象，絕熱轉(zhuǎn)接蓋上的第一壓力傳感器監(jiān)測(cè)燃?xì)獍l(fā)生器內(nèi)壓強(qiáng)的分布情況;泄露發(fā)生后，燃?xì)獍l(fā)生器內(nèi)泄露的燃?xì)膺M(jìn)入模擬尾艙，模擬尾艙內(nèi)的多路溫度傳感器記錄噴管或者后接頭部位泄露現(xiàn)象發(fā)生時(shí)模擬尾艙內(nèi)溫度的分布情況，模擬尾艙上的第二壓力傳感器監(jiān)測(cè)模擬尾艙內(nèi)壓強(qiáng)的分布情況;模擬尾艙尾部堵蓋上的第二泄壓裝置在模擬尾艙內(nèi)壓強(qiáng)達(dá)到安全裕度時(shí)工作，模擬尾艙內(nèi)燃?xì)馀懦觥?br>[0009]進(jìn)一步的，溫度傳感器固定于模擬尾艙的內(nèi)壁上，或者通過(guò)尾部堵蓋桿固定于模擬尾艙內(nèi)部的不同位置。
[0010]進(jìn)一步的，尾部堵蓋桿的數(shù)量為兩個(gè)，水平安裝于尾部堵蓋上，兩者之間的距離為200cm，直徑為10cm、模擬尾艙內(nèi)暴露的長(zhǎng)度為255cm。
[0011]進(jìn)一步的，第一泄壓裝置包括:設(shè)于絕熱轉(zhuǎn)接蓋上的泄壓孔、覆蓋在泄壓孔上的堵膜、與堵膜連接的起爆器，當(dāng)起爆器收到電信號(hào)時(shí)，起爆器爆炸，堵膜破裂，燃?xì)鈴娜細(xì)獍l(fā)生器進(jìn)入模擬尾艙。
[0012]本發(fā)明具有如下有益效果:
[0013](I)可直觀模擬監(jiān)測(cè)導(dǎo)彈密閉尾艙在發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作和發(fā)動(dòng)機(jī)尾部泄露兩種狀態(tài)下的溫度分布情況，獲得溫度時(shí)空分布規(guī)律。
[0014](2)該試驗(yàn)裝置簡(jiǎn)單，而且試驗(yàn)裝置可重復(fù)使用，同時(shí)試驗(yàn)方法簡(jiǎn)單便捷，試驗(yàn)成本低。
[0015](3)采用預(yù)設(shè)泄壓指令的模式，可適時(shí)進(jìn)行泄壓，響應(yīng)速度快。
【附圖說(shuō)明】
[0016]圖1為模擬監(jiān)測(cè)導(dǎo)彈密閉尾艙溫度場(chǎng)的裝置示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0017]下面結(jié)合附圖并舉實(shí)施例，對(duì)本發(fā)明進(jìn)行詳細(xì)描述。
[0018]如圖1所示，一種模擬監(jiān)測(cè)導(dǎo)彈密閉尾艙溫度場(chǎng)的裝置包括:燃?xì)獍l(fā)生器1、絕熱轉(zhuǎn)接蓋2、模擬尾艙3、抽真空裝置、第一泄壓裝置、第二泄壓裝置、溫度傳感器4、第一壓力傳感器和第二壓力傳感器。絕熱轉(zhuǎn)接蓋2位于燃?xì)獍l(fā)生器I和模擬尾艙3之間，絕熱轉(zhuǎn)接蓋2通過(guò)法蘭分別與燃?xì)獍l(fā)生器I的尾端和模擬尾艙3的首端連接，兩個(gè)連接位置的密封形式為O型密封圈端面密封，模擬尾艙3的尾端通過(guò)尾部堵蓋密封。燃?xì)獍l(fā)生器1、絕熱轉(zhuǎn)接蓋2、模擬尾艙3同軸。
[0019]位于燃?xì)獍l(fā)生器I內(nèi)的絕熱轉(zhuǎn)接蓋2上設(shè)有檢測(cè)燃?xì)獍l(fā)生器I內(nèi)部壓強(qiáng)的第一壓力傳感器，還設(shè)有第一泄壓裝置，第一泄壓裝置打開(kāi)時(shí)，燃?xì)獍l(fā)生器I和模擬尾艙3相通，第一泄壓裝置關(guān)閉時(shí)，燃?xì)獍l(fā)生器I和模擬尾艙3各自密封。
[0020]模擬尾艙3內(nèi)的尾部堵蓋上設(shè)有第二泄壓裝置、第二壓力傳感器。模擬尾艙3的尾部堵蓋上設(shè)有導(dǎo)線螺堵5;模擬尾艙3內(nèi)在不同位置設(shè)置溫度傳感器4。
[0021]其中，溫度傳感器4固定于模擬尾艙3的內(nèi)壁上，或者通過(guò)尾部堵蓋桿固定于模擬尾艙3內(nèi)部的不同位置。效果較好的，尾部堵蓋桿的數(shù)量為兩個(gè)，水平安裝于尾部堵蓋上，兩者之間的距離為200cm，直徑為10cm、模擬尾艙3內(nèi)暴露的長(zhǎng)度為255cm。
[0022]其中，溫度傳感器4、第一壓力傳感器和第二壓力傳感器的導(dǎo)線均通過(guò)模擬尾艙3的導(dǎo)線螺堵5接出。
[0023]其中第一泄壓裝置包括:設(shè)于絕熱轉(zhuǎn)接蓋2上的泄壓孔、覆蓋在泄壓孔上的堵膜、與堵膜連接的起爆器，當(dāng)起爆器收到電信號(hào)時(shí)，起爆器爆炸，堵膜破裂，燃?xì)鈴娜細(xì)獍l(fā)生器I進(jìn)入模擬尾艙3。
[0024]絕熱轉(zhuǎn)接蓋2上的第一泄壓裝置用于模擬發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程中噴管或者后接頭部位泄露現(xiàn)象，絕熱轉(zhuǎn)接蓋2上的第一壓力傳感器監(jiān)測(cè)燃?xì)獍l(fā)生器I內(nèi)壓強(qiáng)的分布情況;泄露發(fā)生后，燃?xì)獍l(fā)生器I內(nèi)泄露的燃?xì)膺M(jìn)入模擬尾艙3，模擬尾艙3內(nèi)的多路溫度傳感器4記錄噴管或者后接頭部位泄露現(xiàn)象發(fā)生時(shí)模擬尾艙3內(nèi)溫度的分布情況，模擬尾艙3上的第二壓力傳感器監(jiān)測(cè)模擬尾艙3內(nèi)壓強(qiáng)的分布情況;模擬尾艙3尾部堵蓋上的第二泄壓裝置在模擬尾艙3內(nèi)壓強(qiáng)達(dá)到安全裕度時(shí)工作，模擬尾艙3內(nèi)燃?xì)馀懦?。工作?nèi)容如下:
[0025]步驟I，抽真空裝置將模擬尾艙3抽真空至15kPa，關(guān)閉抽真空裝置，保持模擬尾艙3內(nèi)的真空狀態(tài)5分鐘。
[0026]步驟2，開(kāi)啟溫度傳感器4、第一壓力傳感器和第二壓力傳感器，實(shí)時(shí)模擬尾艙3的不同位置的溫度，以及實(shí)時(shí)測(cè)量燃?xì)獍l(fā)生器I和模擬尾艙3的壓強(qiáng)。
[0027]步驟3，燃?xì)獍l(fā)生器I點(diǎn)火，燃燒結(jié)束后，保持燃?xì)獍l(fā)生器I內(nèi)的壓強(qiáng)穩(wěn)壓5s后，第一路泄壓裝置進(jìn)行泄壓，第一路泄壓裝置泄壓后I Os，第二路泄壓裝置進(jìn)行泄壓。
[0028]步驟4，通過(guò)視頻監(jiān)控，獲得密封尾艙內(nèi)不同時(shí)刻、不同位置的溫度場(chǎng)分布曲線。
[0029]綜上所述，以上僅為本發(fā)明的較佳實(shí)施例而已，并非用于限定本發(fā)明的保護(hù)范圍。凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)，所作的任何修改、等同替換、改進(jìn)等，均應(yīng)包含在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種模擬監(jiān)測(cè)導(dǎo)彈密閉尾艙溫度場(chǎng)的裝置，其特征在于，包括:燃?xì)獍l(fā)生器(I)、絕熱轉(zhuǎn)接蓋(2)、模擬尾艙(3)、抽真空裝置、第一泄壓裝置、第二泄壓裝置、溫度傳感器(4)、第一壓力傳感器和第二壓力傳感器； 抽真空裝置為模擬尾艙(3)提供真空環(huán)境;絕熱轉(zhuǎn)接蓋(2)位于燃?xì)獍l(fā)生器(I)和模擬尾艙(3)之間，且絕熱轉(zhuǎn)接蓋(2)通過(guò)法蘭分別與燃?xì)獍l(fā)生器(I)的尾端和模擬尾艙(3)的首端連接，且燃?xì)獍l(fā)生器(I)、絕熱轉(zhuǎn)接蓋(2)、模擬尾艙(3)同軸;兩個(gè)連接位置均以O(shè)型密封圈端面密封，模擬尾艙(3)的尾端通過(guò)尾部堵蓋密封； 位于燃?xì)獍l(fā)生器(I)內(nèi)的絕熱轉(zhuǎn)接蓋(2)上設(shè)有檢測(cè)燃?xì)獍l(fā)生器(I)內(nèi)部壓強(qiáng)的第一壓力傳感器，還設(shè)有第一泄壓裝置，且第一泄壓裝置打開(kāi)時(shí)，燃?xì)獍l(fā)生器(I)和模擬尾艙(3)相通，第一泄壓裝置關(guān)閉時(shí)，燃?xì)獍l(fā)生器(I)和模擬尾艙(3)各自密封； 模擬尾艙(3)內(nèi)的尾部堵蓋上設(shè)有第二泄壓裝置、第二壓力傳感器，且模擬尾艙(3)的尾部堵蓋上設(shè)有導(dǎo)線螺堵(5);模擬尾艙(3)內(nèi)在不同位置設(shè)置溫度傳感器(4);溫度傳感器(4)、第一壓力傳感器和第二壓力傳感器的導(dǎo)線均通過(guò)模擬尾艙(3)的導(dǎo)線螺堵(5)接出； 絕熱轉(zhuǎn)接蓋(2)上的第一泄壓裝置用于模擬發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程中噴管或者后接頭部位泄露現(xiàn)象，絕熱轉(zhuǎn)接蓋(2)上的第一壓力傳感器監(jiān)測(cè)燃?xì)獍l(fā)生器(I)內(nèi)壓強(qiáng)的分布情況;泄露發(fā)生后，燃?xì)獍l(fā)生器(I)內(nèi)泄露的燃?xì)膺M(jìn)入模擬尾艙(3)，模擬尾艙(3)內(nèi)的多路溫度傳感器(4)記錄噴管或者后接頭部位泄露現(xiàn)象發(fā)生時(shí)模擬尾艙(3)內(nèi)溫度的分布情況，模擬尾艙(3)上的第二壓力傳感器監(jiān)測(cè)模擬尾艙(3)內(nèi)壓強(qiáng)的分布情況;模擬尾艙(3)尾部堵蓋上的第二泄壓裝置在模擬尾艙(3)內(nèi)壓強(qiáng)達(dá)到安全裕度時(shí)工作，模擬尾艙(3)內(nèi)燃?xì)馀懦觥?.如權(quán)利要求1所述的模擬監(jiān)測(cè)導(dǎo)彈密閉尾艙溫度場(chǎng)的裝置，其特征在于，溫度傳感器(4)固定于模擬尾艙(3)的內(nèi)壁上，或者通過(guò)尾部堵蓋桿固定于模擬尾艙(3)內(nèi)部的不同位置。3.如權(quán)利要求2所述的模擬監(jiān)測(cè)導(dǎo)彈密閉尾艙溫度場(chǎng)的裝置，其特征在于， 尾部堵蓋桿的數(shù)量為兩個(gè)，水平安裝于尾部堵蓋上，兩者之間的距離為200cm，直徑為10cm、模擬尾艙(3)內(nèi)暴露的長(zhǎng)度為255cm。4.如權(quán)利要求1所述的模擬監(jiān)測(cè)導(dǎo)彈密閉尾艙溫度場(chǎng)的裝置，其特征在于， 第一泄壓裝置包括:設(shè)于絕熱轉(zhuǎn)接蓋(2)上的泄壓孔、覆蓋在泄壓孔上的堵膜、與堵膜連接的起爆器，當(dāng)起爆器收到電信號(hào)時(shí)，起爆器爆炸，堵膜破裂，燃?xì)鈴娜細(xì)獍l(fā)生器(I)進(jìn)入模擬尾艙(3)。
【專利摘要】本發(fā)明的模擬監(jiān)測(cè)導(dǎo)彈密閉尾艙溫度場(chǎng)的裝置，其包括：燃?xì)獍l(fā)生器、絕熱轉(zhuǎn)接蓋、模擬尾艙、抽真空裝置、第一泄壓裝置、第二泄壓裝置、溫度傳感器、第一壓力傳感器和第二壓力傳感器；其可直觀模擬監(jiān)測(cè)導(dǎo)彈密閉尾艙在發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作和發(fā)動(dòng)機(jī)尾部泄露兩種狀態(tài)下的溫度分布情況，獲得溫度時(shí)空分布規(guī)律；其該試驗(yàn)裝置簡(jiǎn)單，而且試驗(yàn)裝置可重復(fù)使用，同時(shí)試驗(yàn)方法簡(jiǎn)單便捷，試驗(yàn)成本低；其采用預(yù)設(shè)泄壓指令的模式，可適時(shí)進(jìn)行泄壓，響應(yīng)速度快。
【IPC分類】G01K3/00
【公開(kāi)號(hào)】CN105547505
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201610004154
【發(fā)明人】張濤, 李坐社, 杜貝貝, 睢麗琴, 楊軒, 王云霞, 張穎悟
【申請(qǐng)人】西安航天動(dòng)力技術(shù)研究所
【公開(kāi)日】2016年5月4日
【申請(qǐng)日】2016年1月5日