[发明专利]一种基于风标的固体火箭冲压发动机高速自由射流迎角测量系统

说明书

本发明提出一种基于风标的固体火箭冲压发动机高速自由射流迎角测量系统，包括风标组件、传动组件、转轴组件、限位装置、激光位移测量系统。风标组件由前端配重、连接支杆以及风标组成；风标采用对称的锥形结构，其中风标迎风面锥形角为53°～62°；风标组件通过传动组件带动转轴组件中转轴转动；转轴采用具有一定阻尼比和回复力的转轴，能够平滑转动并在无外力作用时自行回到系统零位；限位装置确保风洞启动时初始气流冲击不会导致风标组件和传动组件发生较大方向偏转；激光位移测量系统通过激光位移传感器与激光接收组件配合实现对转轴转动角度的非接触测量。本发明能够满足固冲发动机自由射流试验高温、高速环境下迎角的精确测量。

技术领域

本发明属于自由射流试验领域，具体为一种基于风标的高速自由射流迎角测量系统。

背景技术

固体火箭冲压发动机属于吸气式发动机，其中的自由射流试验是固冲发动机地面试验中的重要试验科目，通过将固冲发动机安装在自由射流喷管出口的等马赫菱形区内，以模拟固冲发动机在高空飞行时的状态。

目前固冲发动机自由射流试验采用超声速风洞进行，采用空气、氧气和酒精三组元燃烧，能够模拟固冲发动机飞行马赫数3～4，飞行高度≤20km的工作状态，其来流总温高达600～1000K。为了考核固冲发动机在不同迎角状态下的工作性能，需要能够在固冲发动机自由射流试验的高温、高速环境下精确测量固冲发动机在自由射流试验过程中迎角的变化情况。

目前风洞的迎角测量主要是通过迎角传感器来实现的。其中应用最广泛的迎角传感器从工作原理上主要分为机械式和气动式两类，机械式迎角传感器主要利用探头转动的角度获取迎角大小，包括风标式迎角传感器和归零压差式迎角传感器；气动式迎角传感器通过飞行过程中测量到的压力信息得到迎角信息，包括压差比攻角传感器和FADS大气参数测量。

在超声速风洞中，气动式迎角传感器需要考虑传感器气动外形产生的激波对迎角测量精度的影响，且传感器动态标定和数据处理较为复杂，制造成本较高。归零压差式迎角传感器因杂质、脏污容易进入气槽从而影响迎角测量精度，故其对测量介质和测量环境有较高的要求，无法直接应用于自由射流试验。而传统的风标式迎角传感器多应用于低速飞行条件，在高速自由射流场中因其响应速度慢、稳定性较差，且工作环境温度远远低于600K，也无法直接应用于自由射流试验中。

发明内容

为解决现有技术存在的问题，本发明提出一种基于风标的固体火箭冲压发动机高速自由射流迎角测量系统，包括风标组件、传动组件、转轴组件、限位装置、激光位移测量系统。

所述风标组件由前端配重、连接支杆以及风标组成；其中前端配重安装在连接支杆前端，用于补偿重力对风标位置的影响；所述风标布置在连接支杆后部上方，采用对称的锥形结构，其中风标迎风面锥形角为53°～62°；所述风标组件采用耐高温材料制作；

所述传动组件一端与连接支杆中的风标组件质心位置焊接固定，另一端与所述转轴组件配合；在外力作用时，风标组件能够通过传动组件带动转轴组件中转轴转动；

所述转轴组件包括转轴基座和转轴；在转轴基座上标刻有系统零位；所述转轴采用具有一定阻尼比和回复力的转轴，能够平滑转动并在无外力作用时自行回到系统零位；所述转轴上具有用于与限位装置配合的凸起；

所述限位装置安装在转轴基座上，能够与所述转轴上的凸起配合，确保风洞启动时初始气流冲击不会导致风标组件和传动组件发生较大方向偏转；

所述激光位移测量系统包括激光位移传感器与激光接收组件；激光接收组件安装在转轴上，激光位移传感器与激光接收组件配合实现对转轴转动角度的非接触测量。

进一步的优选方案，所述风标迎风面锥形角为60°。

进一步的优选方案，所述风标组件、传动组件采用钛合金制作而成。

进一步的优选方案，所述连接支杆采用流线型结构。