一种固体火箭发动机燃烧室内部温度传感器固定装置的制作方法

1.本发明涉及固体火箭发动机试验测控技术领域，具体为一种大变形状态下的温度传感器固定装置。


背景技术：

2.固体火箭发动机温度环境试验过程中，为了准确获取发动机燃烧室内部药柱表面温度值，需在发动机药柱表面安装温度传感器，以获取药柱温度值伴随环境温度的变化规律。
3.在固体火箭发动机燃烧室药柱安装时，为了确保静电安全性，安装装置材料选择时选用了防静电材料，在与药面直接接触过程中可确保静电安全性。以往固体火箭发动机温度环境试验过程中，选取了一种软性可切割防静电材料，该材料可根据发动机燃烧室内腔结构，裁割成不同形状不同尺寸的传感器安装条，以适应不同尺寸的发动机燃烧室内腔结构。该防静电材料已应用于部分型号发动机温度环境试验过程中，完成了多次发动机燃烧室温度测量任务。但是该方法主要是应用于高温试验。
4.随着固体火箭发动机的应用环境越来越复杂多样，目前提出了要进行温度循环试验，即需要对燃烧室内部药柱表面温度进行低温条件(-45℃)和高温条件(50℃)的循环试验，伴随着温度循环过程，完成了全过程的药柱温度采集工作。申请人在采用前述方法安装温度传感器，在试验结束后，对药柱温度进行计算，同时打开发动机顶盖对温度传感器是否处于安装时的位置进行确认，发现试验数据并不符合药柱自身的温度变化规律，安装好的传感器也出现了脱落现象。分析其原因，一是由于药柱表层的特殊性质，无法牢固粘贴存在脱落的可能性；更主要的是由于药柱温度的变化导致药柱存在大变形，用于固定传感器的防静电材料的伸缩量无法适应药柱的伸缩量：低温状态下，药柱与防静电材料同时收缩，导致药柱与防静电材料之间距离过大因而传感器脱落。


技术实现要素：

5.为了完成发动机温度循环试验过程中对药柱表面温度的测量，适应不同温度条件下发动机的大变形状态，实现不同型号不同尺寸发动机药柱温度测量，本发明提出一种固体火箭发动机燃烧室内部温度传感器固定装置，通过特定的固定装置将温度传感器固定在药柱表面，并能够适应极端高低温条件下药柱大变形量，实现药面表面温度传感器的适应性安装，避免再次出现传感器脱落现象。
6.本发明的技术方案为：
7.所述一种固体火箭发动机燃烧室内部温度传感器固定装置，包括防静电材料和弹性支撑部件；
8.两块所述防静电材料分别固定安装在弹性支撑部件的两端，且两块防静电材料的外侧面为与固体火箭发动机燃烧室环形药柱内壁面的接触面，其形状与固体火箭发动机燃烧室环形药柱内壁面匹配；在防静电材料外侧面上开有用于固定温度传感器的镶嵌槽；
9.所述弹性支撑部件具有压缩预紧力，通过压缩预紧力，能够使两端的防静电材料与固体火箭发动机燃烧室环形药柱内壁面始终贴合。
10.进一步的，所述防静电材料与弹性支撑部件连接的面为平面，确保防静电材料与环形药柱内壁面之间受力均匀。
11.进一步的，所述弹性支撑部件包括固定框架和弹簧，固定框架一端与第一防静电材料固定连接，弹簧一端与第二防静电材料固定连接，固定框架与弹簧之间固定连接，通过弹簧提供压缩预紧力。
12.进一步的，所述弹性支撑部件还包括支撑杆；所述固定框架中部有横梁，所述支撑杆一端穿过横梁后与固定螺母螺纹配合，固定螺母抵在横梁上；支撑杆另一端穿过固定框架和弹簧，与第二防静电材料接触；所述支撑杆起到对弹簧导向作用，并且用于所述固定装置在固体火箭发动机燃烧室环形药柱内部安装时调整弹簧预紧力。
13.进一步的，所述弹簧两端固定安装有垫片，两端垫片分别固定连接固定框架和第二防静电材料；所述弹性支撑部件还包括固定螺栓，所述固定螺栓能够将弹簧两端垫片固定连接，使弹簧保持压缩预紧状态。
14.进一步的，所述镶嵌槽的平面尺寸与所述温度传感器安装尺寸匹配；所述镶嵌槽的深度比所述温度传感器厚度小0.5mm～1mm。
15.进一步的，所述弹簧的压缩预紧力根据药柱允许最大承受压力确定。
16.进一步的，所述弹簧的压缩预紧力取药柱允许最大承受压力的0.3～0.5倍，既能确保在低温收缩状态下，温度传感器与药柱紧密贴合，又能确保在高温膨胀状态下，药面不会被划伤。
17.进一步的，所述防静电材料中开有穿线孔，温度传感器信号线从穿线孔引出后，固定在固定框架上，并在固定框架上绑扎成线束统一引出。
18.一种固体火箭发动机燃烧室内部温度传感器固定装置的安装方法，包括以下步骤：
19.步骤1：根据固体火箭发动机燃烧室环形药柱尺寸，药柱的变形量和药柱允许最大承受压力，选择相应尺寸的固定框架和弹簧；
20.步骤2：在固定框架上安装支撑杆，并在固定框架和弹簧上分别安装防静电材料；通过旋转固定螺母，逐渐压缩弹簧至压缩预紧状态，并通过固定螺栓使弹簧保持压缩预紧状态；
21.步骤3：在防静电材料的镶嵌槽中固定温度传感器，且温度传感器信号线从防静电材料穿线孔引出固定在固定框架上；
22.步骤4：将所述固定装置放入固体火箭发动机燃烧室环形药柱测试位置后，松开固定螺栓，使防静电材料以及温度传感器与药柱紧密贴合。
23.有益效果
24.本发明主要是用于固体火箭发动机燃烧室内部药柱表面温度传感器的安装，实现了药柱表面温度传感器的适应性安装工作，可应用于不同高低温状态下药柱存在大变形量时的传感器安装，避免出现传感器脱落现象。目前已成功应用于发动机温度试验过程中，真实可靠地获取了发动机表面温度值。
25.本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变
得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
26.本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
27.图1：本发明的结构示意图；
28.其中：1、防静电材料；2、固定螺母；3、支撑杆；4、固定框架；5、弹簧；6、垫片。
具体实施方式
29.下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
30.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
31.此外、术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。因此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
32.本实施例是用于某型固体火箭发动机高低温循环试验。为了确保试验过程中，温度传感器始终保持与药柱贴合，本实施例提出一种固体火箭发动机燃烧室内部温度传感器固定装置，包括防静电材料和弹性支撑部件。
33.两块所述防静电材料分别固定安装在弹性支撑部件的两端，且两块防静电材料的外侧面为与固体火箭发动机燃烧室环形药柱内壁面的接触面，其形状与固体火箭发动机燃烧室环形药柱内壁面匹配；在防静电材料外侧面上开有用于固定温度传感器的镶嵌槽。
34.防静电材料位于固定装置与发动机药面接触部位，该防静电材料的使用一方面确保了静电安全性，避免金属支撑部件与药面直接接触，另一方面该防静电材料软性可切割，能够根据传感器的大小与安装位置进行切割后，将传感器放置于镶嵌槽内，将传感器与药面紧密贴合，在出现损坏时，该防静电材料也易更换。本实施例中，防静电材料选用防静电橡胶材料，既能在受压下略微变形，避免损伤药面，又便于切割，方便固定温度传感器。
35.本实施例中，防静电材料要承受所述弹性支撑部件的压缩预紧力，并要将力传递给药面，因此所述防静电材料与弹性支撑部件连接的面为平面，确保防静电材料与环形药柱内壁面之间受力均匀。
36.所述弹性支撑部件具有压缩预紧力，通过压缩预紧力，能够使两端的防静电材料与固体火箭发动机燃烧室环形药柱内壁面始终贴合。
37.本实施例中，所述弹性支撑部件包括固定框架和弹簧，固定框架一端与第一防静电材料固定连接，弹簧一端与第二防静电材料固定连接，固定框架与弹簧之间固定连接，通
过弹簧提供压缩预紧力。所述弹性支撑部件还包括支撑杆；所述固定框架中部有横梁，所述支撑杆一端穿过横梁后与固定螺母螺纹配合，固定螺母抵在横梁上；支撑杆另一端穿过固定框架和弹簧，与第二防静电材料接触；所述支撑杆起到对弹簧导向作用，防止弹簧移位或变形，并且用于所述固定装置在固体火箭发动机燃烧室环形药柱内部安装时调整弹簧预紧力。
38.所述弹簧两端固定安装有垫片，两端垫片分别固定连接固定框架和第二防静电材料；所述弹性支撑部件还包括固定螺栓，所述固定螺栓能够将弹簧两端垫片固定连接，使弹簧保持压缩预紧状态。
39.所述弹簧的压缩预紧力根据药柱允许最大承受压力确定，取药柱允许最大承受压力的0.3～0.5倍，试验表面，采用该参数，既能确保在低温收缩状态下，弹簧通过增大行程，使温度传感器与药柱紧密贴合，又能确保在高温膨胀状态下，药面不会被划伤。
40.所述镶嵌槽的平面尺寸与所述温度传感器安装尺寸匹配；所述镶嵌槽的深度比所述温度传感器厚度小0.5mm～1mm，这一参数设置的目的是防止防静电材料在高温下膨胀变形导致温度传感器完全嵌入镶嵌槽中。
41.所述防静电材料中开有穿线孔，穿线孔从镶嵌槽贯穿至底部平面，温度传感器信号线从穿线孔引出后，固定在固定框架上，并在固定框架上绑扎成线束统一引出。
42.上述固定装置具体在固体火箭发动机燃烧室内部安装的过程步骤为：
43.步骤1：根据固体火箭发动机燃烧室环形药柱尺寸，药柱的变形量和药柱允许最大承受压力，选择相应尺寸的固定框架和弹簧；
44.步骤2：在固定框架上安装支撑杆，并在固定框架和弹簧上分别安装防静电材料；通过旋转固定螺母，逐渐压缩弹簧至压缩预紧状态，并通过固定螺栓使弹簧保持压缩预紧状态；
45.步骤3：在防静电材料的镶嵌槽中固定温度传感器，且为了避免信号线拉扯受力，温度传感器信号线从防静电材料穿线孔引出固定在固定框架上；
46.步骤4：将所述固定装置放入固体火箭发动机燃烧室环形药柱测试位置后，松开固定螺栓，使两端防静电材料在弹簧预紧力作用下向外伸出，使防静电材料以及温度传感器与药柱紧密贴合。
47.放置完成后，连接信号线对温度进行测量，试验结束后对全部试验数据进行查看，数据完全符合试验规律，同时对传感器位置进行查看并未发生明显移位现象，证明本发明能够满足固体火箭发动机高低温试验要求。
48.尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。