【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及管路振动特性试验，具体涉及一种航天器热控管路流固耦合试验装置及方法。
技术介绍
1、航天器热控管路用于冷却发热元器件，例如芯片、电器、仪表等，防止过热损坏。航天器热控管路在主动段，会因外部振动和冲击形成流固耦合效应，在管路内部产生水击压力波，进而威胁管路系统和设备安全。航天器的振动环境较为特殊，在火箭发射阶段，管路系统会受到瞬时冲击。现有管路流固耦合试验装置仅能实现定频或者变频的振动，无法实现模拟火箭发射阶段的冲击和振动。此外，目前研究管路流固耦合振动特性的试验装置多是针对单一类型的管路要素，例如直管、弯管或者管件，而管路系统并非以单一的管路要素存在，这就导致测试结果与真实管路系统存在出入。
2、综上，需研制航天器热控液体管路流固耦合试验验证系统，以研究航天器热控液体管路在主动段期间的流固耦合效应。
技术实现思路
1、专利技术目的：本专利技术的第一目的是提供一种能够模拟瞬时冲击、试验结果准确的航天器热控管路流固耦合试验装置；本专利技术的第二目的是提供利用该试验装置进行航天器热控管路流固耦合试验的方法。
2、技术方案：本专利技术所述的航天器热控管路流固耦合试验装置，包括：
3、试验管路系统，为完整环形回路，用于模拟真实的航天器热控液体管路系统；
4、冲击试验台系统，包括刚性的管路安放台，管路安放台两侧分别设置安全保护装置和冲击装置，试验管路系统固定在管路安放台上，冲击装置用于冲击管路安放台以模拟瞬时冲击载荷，冲击频段和峰值
5、以及，测量采集系统，用于获取管路流固耦合特性分析所需数据。
6、进一步地，所述冲击装置采用摆锤，或者沿斜坡滚落的小球。
7、进一步地，安全保护装置包括固定框架和设置在固定框架上的缓冲结构，缓冲结构采用橡胶、弹簧、海绵或细沙袋；管路安放台受冲击一侧粘贴缓冲垫。
8、进一步地，试验管路系统包括直管段、弯管段及安装在管路中的管件，管件包括：
9、循环泵，用于为整个管路提供动力；
10、排气阀，用于管道密闭监测和排气；
11、阻力调节阀，用于调节管内流速；
12、换热器冷板，用于模拟真实航天器热控管路中的冷却设备；
13、压力补偿罐，带有一个截止阀，内存液体介质，用于维持管路内基础压力恒定；
14、以及，过滤器，用于过滤管内流体中的杂质。
15、进一步地，所述测量采集系统包括用于测量管路内受冲击后水击压力的压力传感器、用于测量受冲击作用下管路上应力应变大小的应力应变传感器，以及用于测量管路和管件上振动响应的加速度传感器；压力传感器连接高频高精度压力信号采集仪，加速度传感器连接加速度信号采集仪，应力应变传感器连接动态应力应变采集仪。
16、进一步地，试验管路系统通过卡箍固定。
17、本专利技术所述的航天器热控管路流固耦合试验方法，包括：
18、在管路安放台上构建试验管路系统，根据试验需要，在试验管路系统的不同位置安装压力传感器、加速度传感器和应力应变传感器；
19、通过冲击装置冲击管路安放台以模拟瞬时冲击载荷，将测量采集系统获取的测量数据带入流固耦合四方程模型，对振动波进行量化分析。
20、进一步地，根据试验需要，将压力传感器、应力应变传感器、加速度传感器安装在直管段上和/或弯管段上，或整个环形回路上；将加速度传感器安装在相应管件上。
21、进一步地，调节冲击频段和峰值，当冲击装置采用摆锤时，通过调整摆锤初始角度实现；当冲击装置采用沿斜坡滚落的小球时，通过调整小球初始滚落高度实现。
22、进一步地，通过调节截止阀开度，使得压力补偿罐内部上方具有较为固定的气侧压力，以维持管路内基础压力恒定；开启、关闭截止阀还可用于比较有无压力补偿罐对试验的影响。
23、有益效果：本专利技术与现有技术相比，具有如下显著优点：
24、(1)能够对试验管路系统施加冲击载荷，研究航天器热控液体管路在主动段期间的流固耦合效应，实现航天器热控管路系统的验证及优化；(2)试验管路系统为模拟真实航天器热控液体管路系统的完整回路，可根据需要对直管、弯管及各管件进行针对性数据检测，试验结果贴合实际、更加准确。
本文档来自技高网...【技术保护点】
1.一种航天器热控管路流固耦合试验装置，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的航天器热控管路流固耦合试验装置，其特征在于，所述冲击装置采用摆锤(16)，或者沿斜坡滚落的小球。
3.根据权利要求1所述的航天器热控管路流固耦合试验装置，其特征在于，安全保护装置(13)包括固定框架(20)和设置在固定框架(20)上的缓冲结构(21)，缓冲结构(21)采用橡胶、弹簧、海绵或细沙袋；管路安放台(15)受冲击一侧粘贴缓冲垫(19)。
4.根据权利要求1所述的航天器热控管路流固耦合试验装置，其特征在于，试验管路系统(12)包括直管段、弯管段及安装在管路中的管件，管件包括：
5.根据权利要求4所述的航天器热控管路流固耦合试验装置，其特征在于，所述测量采集系统包括用于测量管路内受冲击后水击压力的压力传感器、用于测量受冲击作用下管路上应力应变大小的应力应变传感器(23)，以及用于测量管路和管件上振动响应的加速度传感器(22)；压力传感器连接高频高精度压力信号采集仪(24)，加速度传感器(22)连接加速度信号采集仪(25)，应力应变传感器(23)连
6.根据权利要求1所述的航天器热控管路流固耦合试验装置，其特征在于，试验管路系统(12)通过卡箍(14)固定。
7.一种航天器热控管路流固耦合试验方法，其特征在于，包括：
8.根据权利要求7所述的航天器热控管路流固耦合试验方法，其特征在于，根据试验需要，将压力传感器、应力应变传感器(23)、加速度传感器(22)安装在直管段上和/或弯管段上，或整个环形回路上；将加速度传感器(22)安装在相应管件上。
9.根据权利要求7所述的航天器热控管路流固耦合试验方法，其特征在于，调节冲击频段和峰值，当冲击装置采用摆锤(16)时，通过调整摆锤(16)初始角度实现；当冲击装置采用沿斜坡滚落的小球时，通过调整小球初始滚落高度实现。
10.根据权利要求7所述的航天器热控管路流固耦合试验方法，其特征在于，通过调节截止阀(8)开度，使得压力补偿罐(9)内部上方具有较为固定的气侧压力，以维持管路内基础压力恒定；开启、关闭截止阀(8)还可用于比较有无压力补偿罐(9)对试验的影响。
...【技术特征摘要】
1.一种航天器热控管路流固耦合试验装置，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的航天器热控管路流固耦合试验装置，其特征在于，所述冲击装置采用摆锤(16)，或者沿斜坡滚落的小球。
3.根据权利要求1所述的航天器热控管路流固耦合试验装置，其特征在于，安全保护装置(13)包括固定框架(20)和设置在固定框架(20)上的缓冲结构(21)，缓冲结构(21)采用橡胶、弹簧、海绵或细沙袋；管路安放台(15)受冲击一侧粘贴缓冲垫(19)。
4.根据权利要求1所述的航天器热控管路流固耦合试验装置，其特征在于，试验管路系统(12)包括直管段、弯管段及安装在管路中的管件，管件包括：
5.根据权利要求4所述的航天器热控管路流固耦合试验装置，其特征在于，所述测量采集系统包括用于测量管路内受冲击后水击压力的压力传感器、用于测量受冲击作用下管路上应力应变大小的应力应变传感器(23)，以及用于测量管路和管件上振动响应的加速度传感器(22)；压力传感器连接高频高精度压力信号采集仪(24)，加速度传感器(22)连接加速度信号采集仪(25)，应力...
【专利技术属性】
技术研发人员：车邦祥，梁文清，黄磊，疏志勇，钱华，郑晓红，
申请(专利权)人：东南大学，
类型：发明
国别省市：
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