一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统及其使用方法与流程

本发明涉及热端部位结构件抗热冲击性能的试验系统及其使用方法。

背景技术：

热端部位结构件的抗热冲击性能是飞行器可靠性的重要指标，其可靠性直接关系到整个飞行器系统的安全。对热端部位结构件的抗热冲击性能进行考核能够有效地指导热端部位结构件用材料和热端部位结构件的优化设计。

热端部位结构件的抗热冲击性能可以通过风洞试验进行考核，但风洞考核系统非常复杂且成本极高，因此只有美国、俄罗斯、法国和中国等少数国家拥有这类设备。

美国于1945年建立了世界第一座风洞，随后在20世纪50年代又建设了一大批各种布局形式的风洞，如NASA兰利研究中心的马赫数6的风洞、NSWC的8号风洞、桑迪亚国家实验室Ma＝5，8，14的风洞和AEDC冯·卡门实验室的B风洞(Ma＝6，8)和C风洞(Ma＝4，8，10)等。

俄罗斯自50年代起也建成了一大批风洞，如TSAGI的T-116风洞(Ma＝1.8～10)、U-12风洞(Ma＝4～10)和中央空气机械研究院的U-306-3风洞(Ma＝2～10)等。

欧洲和日本自60年代起大力发展并建成了一批风洞，如：法国ONERA的S4-MA(Ma＝6，10，12)、德国DLR的H2K(Ma＝4.5～11.2)、日本国家航空宇宙技术研究所(NAL)的马赫数5，7，9，11风洞。

国内的风洞主要有CARDC的FD-20A(Ma＝4～8)和FL-31(Ma＝5～11.7)、CAAA的FD-07(Ma＝5～12)和NUAA的NHW(Ma＝5～8)等。

虽然风洞能够较为准确的模拟热端部位结构件在服役条件下的真实环境，但由于此类系统的复杂性导致不同测试状态间的切换和调试非常复杂、效率较低且在考核过程中极易出现工装等部件的损坏而导致考核中断。

淬火法作为一种最为常用的研究材料和部件抗热冲击性能的方法，虽然具有操作简单、成本低廉的优点，但其热冲击环境与飞行器热端部位结构件的真实环境差别较大，且考核状态只能通过改变淬火介质种类和介质温度在小范围内调节。

因此迫切需要一种热冲击考核条件接近飞行器热端部位结构件真实环境、考核环境大范围可调、操作简单且成本低廉的试验方法。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统及其使用方法；以解决现有飞行器热端部位结构件的抗热冲击性能考核方法不足的问题。

一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统包括马弗炉加热装置、水平试验平台装置、喷水雾快速降温装置、热端部位结构件夹持工装、工装移动杆以及测温装置；

所述的水平试验平台装置包括载物台和喷枪固定调节杆；

所述的喷水雾快速降温装置包括无气喷涂机、喷枪和水箱；

所述的热端部位结构件夹持工装包括底座、支架和紧固夹具；

所述的测温装置包括热电偶、陶瓷保护管、接线器和数据采集仪；

马弗炉加热装置与载物台贴靠，且马弗炉加热装置炉门下边缘高于载物台上表面，载物台上表面设有喷枪固定调节杆和定位槽，喷枪固定调节杆上设有喷枪，喷枪通过高压软管与无气喷涂机相连通，无气喷涂机通过水管与水箱相连通；且喷枪的喷嘴中心与飞行器热端部位结构件前端中心保持水平；其中，喷枪的喷嘴与飞行器热端部位结构件前端距离能够保证水雾均匀覆盖热端部位结构件；

定位槽上设有底座，底座上表面通过支架与紧固夹具的下表面连接，工装移动杆与底座间隙配合，紧固夹具上设有飞行器热端部位结构件，热电偶固定在飞行器热端部位结构件表面或内部，热电偶外设有陶瓷保护管，热电偶尾部正负极与接线器相连，接线器通过数据线与数据采集仪相连接。

一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统的使用方法，是按以下步骤进行的：

一、将热电偶置于陶瓷保护管内，并通过高温胶固定在飞行器热端部位结构件的表面或内部，静置待热电偶固定牢固后，然后将热电偶尾部正负极与接线器连接，接线器再通过数据线与数据采集仪相连接，得到粘贴有热电偶的飞行器热端部位结构件；

二、将紧固夹具下表面与底座上表面通过支架连接并固定，然后将粘贴有热电偶的飞行器热端部位结构件置于紧固夹具中夹紧，得到粘贴有热电偶的热端部位结构件的夹持工装，将粘贴有热电偶的热端部位结构件的夹持工装置于定位槽上，调节喷枪的喷嘴中心与飞行器热端部位结构件前端中心保持水平，调节喷枪的喷嘴与飞行器热端部位结构件前端距离，向水箱中加入水，打开无气喷涂机及喷枪，调节喷水压力，从顶面和侧面观察并确保飞行器热端部位结构件被水雾均匀覆盖；

三、从定位槽上取下粘贴有热电偶的热端部位结构件的夹持工装，并将粘贴有热电偶的热端部位结构件的夹持工装置于马弗炉加热装置中加热并通过测温装置测温，控制升温速率小于30℃/min，得到加热后的装配有热端部位结构件的夹持工装，加热后，打开马弗炉加热装置的炉门，将工装移动杆与底座间隙配合安装，并利用工装移动杆将加热后的装配有热端部位结构件的夹持工装置于定位槽上，打开喷枪，开始喷水雾热冲击并通过测温装置测温，待热端部位结构件完全冷却后停止喷水雾；且从利用工装移动杆将加热后的装配有热端部位结构件的夹持工装置于定位槽上至开始喷水雾热冲击所用的时间为2s～3s；

四、喷水雾热冲击结束后，将飞行器热端部位结构件从紧固夹具中取下，擦干，在飞行器热端部位结构件表面均匀喷涂一层裂纹显影剂，静置1min～3min，然后将裂纹显影剂清洗干净并静置，等待裂纹显现后观察裂纹形貌，即完成一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统的使用方法。

本发明的有益效果是：与现有复杂高昂的风洞试验相比，本发明所述的考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统和使用方法具有小型化、低成本、高可靠性、易操作等优点，适用于不同形状和尺寸热端部位结构件抗热冲击性能的研究。利用本发明，能够模拟飞行器热端部位结构件在服役条件下遭受热冲击时的恶劣环境，且考核环境相比风洞方法可在更大范围内调控。此外，采用此方法考核后热端部位结构件的破坏方式与实际风洞考核结果吻合。

本发明用于一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统及其使用方法。

附图说明

图1为本发明一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统的结构示意图；

图2为实施例一长宽比为1:1的翼前缘结构件热冲击后上表面的裂纹形貌图；

图3为实施例一长宽比为1:1的翼前缘结构件热冲击后下表面的裂纹形貌图；

图4为实施例二长宽比为1:2的翼前缘结构件热冲击后上表面的裂纹形貌图；

图5为实施例二长宽比为1:2的翼前缘结构件热冲击后下表面的裂纹形貌图；

图6为实施例一长宽比为1:1的翼前缘结构件上热电偶不同位置示意图；点1～点6为热电偶位于翼前缘结构件表面位置，点7为热电偶位于翼前缘结构件内部位置；

图7为实施例一长宽比为1:1的翼前缘结构件喷水雾热冲击过程中不同位置的降温曲线图；

图8为图7的A区放大图，1为图6中点1位置的降温曲线图，2为图6中点2位置的降温曲线图，3为图6中点3位置的降温曲线图，4为图6中点4位置的降温曲线图，5为图6中点5位置的降温曲线图，6为图6中点6位置的降温曲线图，7为图6中点7位置的降温曲线图。

具体实施方式

本发明技术方案不局限于以下所列举的具体实施方式，还包括各具体实施方式之间的任意组合。

具体实施方式一：下面结合图1具体说明本实施方式。本实施方式的一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统包括马弗炉加热装置1、水平试验平台装置、喷水雾快速降温装置、热端部位结构件夹持工装、工装移动杆11以及测温装置；

所述的水平试验平台装置包括载物台2和喷枪固定调节杆3；

所述的喷水雾快速降温装置包括无气喷涂机5、喷枪6和水箱7；

所述的热端部位结构件夹持工装包括底座8、支架9和紧固夹具10；

所述的测温装置包括热电偶14、陶瓷保护管15、接线器16和数据采集仪17；

马弗炉加热装置1与载物台2贴靠，且马弗炉加热装置1炉门下边缘高于载物台2上表面，载物台2上表面设有喷枪固定调节杆3和定位槽4，喷枪固定调节杆3上设有喷枪6，喷枪6通过高压软管与无气喷涂机5相连通，无气喷涂机5通过水管与水箱7相连通；且喷枪6的喷嘴中心与飞行器热端部位结构件前端中心保持水平；其中，喷枪6的喷嘴与飞行器热端部位结构件前端距离能够保证水雾均匀覆盖热端部位结构件；

定位槽4上设有底座8，底座8上表面通过支架9与紧固夹具10的下表面连接，工装移动杆11与底座8间隙配合，紧固夹具10上设有飞行器热端部位结构件，热电偶14固定在飞行器热端部位结构件表面或内部，热电偶14外设有陶瓷保护管15，热电偶14尾部正负极与接线器16相连，接线器16通过数据线与数据采集仪17相连接。

本具体实施方式马弗炉加热装置1与载物台2紧靠，用于均匀快速地加热测试试样，马弗炉加热装置1炉门下表面略高于载物台2上表面，以保证炉门开/关顺畅；

所述的热端部位结构件夹持工装，用于夹持待考核的热端部位结构件，加热后通过所述工装移动杆11移出马弗炉加热装置1并放置在定位槽4上，通过水平试验平台装置进行定位；

所述的测温装置与飞行器热端部位结构件相连，用于测量热冲击过程中热端部位结构件的温度变化情况。数据采集仪17用于记录和存储热端部位结构件不同位置的温度变化数据。

喷枪固定调节杆3可以调节喷枪6在水平和垂直方向上的位置，保证热端部位结构件处于均匀的雾化区当中；

调节喷枪6的喷嘴与飞行器热端部位结构件前端距离，根据飞行器热端部位结构件的尺寸和形状进行合理地调节，保证水雾均匀覆盖飞行器热端部位结构件；

所述的定位槽4镶嵌在载物台2中，用于热端部位结构件夹持工装的定位。

所述的无气喷涂机5与喷枪6通过高压软管相连，利用柱塞泵将水增压，获得高压的水通过高压软管输送到喷枪6，经由喷枪6的喷嘴释放压力，将无气喷涂机5输送的高压水形成均匀的雾化区，且喷枪6的喷嘴中心与飞行器热端部位结构件前端中心保持水平，调节喷枪6的喷嘴与飞行器热端部位结构件前端距离，以保证热端部位结构件周围水雾的均匀性，喷嘴可根据结构件截面形状进行更换。

所述的底座8与支架9相连，作为配重用于稳固热端部位结构件并方便热端部位结构件的快速移动和定位；

所述的支架9与底座8和紧固夹具10相连，用于给热端部位结构件的安放提供空间，所述紧固夹具10用于紧固待试验件，紧固夹具10尺寸可根据试验件尺寸进行更换。

所述的工装移动杆11与底座8间隙配合，方便工装移动杆11的迅速装配和拆卸。

热电偶14固定在飞行器热端部位结构件表面或内部，热电偶14外设有陶瓷保护管15，陶瓷保护管15可以防热电偶14在马弗炉加热装置1中受热时出现短路故障。

本具体实施方式的工作原理：通过无气喷涂机5结合不同形状的喷嘴制造均匀且形状可控的水雾环境模拟飞行器热端部位结构件遭受的热冲击环境，通过马弗炉加热装置1实现热端部位结构件的均匀加热，工装移动杆11和水平试验平台装置中的定位槽4分别实现热端部位结构件的迅速取出和准确定位，通过观察热冲击后热端部位结构件表面的宏观裂纹来判断其是否失效，采用二分法设计考核温度从而迅速逼近特定材料和尺寸热端部位结构件的临界破坏温度，通过测温装置对临界破坏温度下热端部位结构件的降温曲线进行精确测定从而获得该热端部位结构件在热冲击环境下的使用边界。

本具体实施方式的有益效果：与现有复杂高昂的风洞试验相比，本具体实施方式所述的考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统和使用方法具有小型化、低成本、高可靠性、易操作等优点，适用于不同形状和尺寸热端部位结构件抗热冲击性能的研究。利用本具体实施方式，能够模拟飞行器热端部位结构件在服役条件下遭受热冲击时的恶劣环境，且考核环境相比风洞方法可在更大范围内调控。此外，采用此方法考核后热端部位结构件的破坏方式与实际风洞考核结果吻合。

具体实施方式二：本实施方式与具体实施方式一不同的是：所述的热电偶14为K型热电偶。其它与具体实施方式一相同。

具体实施方式三：本实施方式与具体实施方式一或二之一不同的是：当所述的飞行器热端部位结构件为扁平的翼前缘结构件时，喷枪6的喷嘴可采用矩形。其它与具体实施方式一或二相同。

具体实施方式四：本实施方式与具体实施方式一至三之一不同的是：当所述的飞行器热端部位结构件为圆形的鼻锥结构件时，喷枪6的喷嘴可采用圆形。其它与具体实施方式一至三相同。

具体实施方式五：本实施方式的一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统的使用方法，是按以下步骤进行的：

一、将热电偶14置于陶瓷保护管15内，并通过高温胶固定在飞行器热端部位结构件的表面或内部，静置待热电偶14固定牢固后，然后将热电偶14尾部正负极与接线器16连接，接线器16再通过数据线与数据采集仪17相连接，得到粘贴有热电偶14的飞行器热端部位结构件；

二、将紧固夹具10下表面与底座8上表面通过支架9连接并固定，然后将粘贴有热电偶14的飞行器热端部位结构件置于紧固夹具10中夹紧，得到粘贴有热电偶14的热端部位结构件的夹持工装，将粘贴有热电偶14的热端部位结构件的夹持工装置于定位槽4上，调节喷枪6的喷嘴中心与飞行器热端部位结构件前端中心保持水平，调节喷枪6的喷嘴与飞行器热端部位结构件前端距离，向水箱7中加入水，打开无气喷涂机5及喷枪6，调节喷水压力，从顶面和侧面观察并确保飞行器热端部位结构件被水雾均匀覆盖；

三、从定位槽4上取下粘贴有热电偶14的热端部位结构件的夹持工装，并将粘贴有热电偶14的热端部位结构件的夹持工装置于马弗炉加热装置1中加热并通过测温装置测温，控制升温速率小于30℃/min，得到加热后的装配有热端部位结构件的夹持工装，加热后，打开马弗炉加热装置1的炉门，将工装移动杆11与底座8间隙配合安装，并利用工装移动杆11将加热后的装配有热端部位结构件的夹持工装置于定位槽4上，打开喷枪6，开始喷水雾热冲击并通过测温装置测温，待热端部位结构件完全冷却后停止喷水雾；且从利用工装移动杆11将加热后的装配有热端部位结构件的夹持工装置于定位槽4上至开始喷水雾热冲击所用的时间为2s～3s；

四、喷水雾热冲击结束后，将飞行器热端部位结构件从紧固夹具10中取下，擦干，在飞行器热端部位结构件表面均匀喷涂一层裂纹显影剂，静置1min～3min，然后将裂纹显影剂清洗干净并静置，等待裂纹显现后观察裂纹形貌，即完成一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统的使用方法。

本具体实施方式控制升温速率小于30℃/min，保证热端部位结构件的均匀受热；

本具体实施方式的工作原理：通过无气喷涂机5结合不同形状的喷嘴制造均匀且形状可控的水雾环境模拟飞行器热端部位结构件遭受的热冲击环境，通过马弗炉加热装置1实现热端部位结构件的均匀加热，工装移动杆11和水平试验平台装置中的定位槽4分别实现热端部位结构件的迅速取出和准确定位，通过观察热冲击后热端部位结构件表面的宏观裂纹来判断其是否失效，采用二分法设计考核温度从而迅速逼近特定材料和尺寸热端部位结构件的临界破坏温度，通过测温装置对临界破坏温度下热端部位结构件的降温曲线进行精确测定从而获得该热端部位结构件在热冲击环境下的使用边界。

本具体实施方式的有益效果：与现有复杂高昂的风洞试验相比，本具体实施方式所述的考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统和使用方法具有小型化、低成本、高可靠性、易操作等优点，适用于不同形状和尺寸热端部位结构件抗热冲击性能的研究。利用本具体实施方式，能够模拟飞行器热端部位结构件在服役条件下遭受热冲击时的恶劣环境，且考核环境相比风洞方法可在更大范围内调控。此外，采用此方法考核后热端部位结构件的破坏方式与实际风洞考核结果吻合。

具体实施方式六：本实施方式与具体实施方式五不同的是：步骤一中所述的热电偶14为K型热电偶。其它与具体实施方式五相同。

具体实施方式七：本实施方式与具体实施方式五或六之一不同的是：当步骤一中所述的飞行器热端部位结构件为扁平的翼前缘结构件时，步骤二中所述的喷枪6的喷嘴可采用矩形。其它与具体实施方式五或六相同。

具体实施方式八：本实施方式与具体实施方式五至七之一不同的是：当步骤一中所述的飞行器热端部位结构件为圆形的鼻锥结构件时，步骤二中所述的喷枪6的喷嘴可采用圆形。其它与具体实施方式五至七相同。

采用以下实施例验证本发明的效果：

实施例一：

一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统包括马弗炉加热装置1、水平试验平台装置、喷水雾快速降温装置、热端部位结构件夹持工装、工装移动杆11以及测温装置；

所述的水平试验平台装置包括载物台2和喷枪固定调节杆3；

所述的喷水雾快速降温装置包括无气喷涂机5、喷枪6和水箱7；

所述的热端部位结构件夹持工装包括底座8、支架9和紧固夹具10；

所述的测温装置包括热电偶14、陶瓷保护管15、接线器16和数据采集仪17；

马弗炉加热装置1与载物台2贴靠，且马弗炉加热装置1炉门下边缘高于载物台2上表面，载物台2上表面设有喷枪固定调节杆3和定位槽4，喷枪固定调节杆3上设有喷枪6，喷枪6通过高压软管与无气喷涂机5相连通，无气喷涂机5通过水管与水箱7相连通；且喷枪6的喷嘴中心与飞行器热端部位结构件前端中心保持水平；其中，喷枪6的喷嘴与飞行器热端部位结构件前端距离为20cm；

定位槽4上设有底座8，底座8上表面通过支架9与紧固夹具10的下表面连接，工装移动杆11与底座8间隙配合，紧固夹具10上设有飞行器热端部位结构件，热电偶14固定在飞行器热端部位结构件表面或内部，热电偶14外设有陶瓷保护管15，热电偶14尾部正负极与接线器16相连，接线器16通过数据线与数据采集仪17相连接。

上述一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统的使用方法，是按以下步骤进行的：

一、将热电偶14置于陶瓷保护管15内，并通过高温胶固定在飞行器热端部位结构件的表面或内部，静置待热电偶14固定牢固后，然后将热电偶14尾部正负极与接线器16连接，接线器16再通过数据线与数据采集仪17相连接，得到粘贴有热电偶14的飞行器热端部位结构件；

二、将紧固夹具10下表面与底座8上表面通过支架9连接并固定，然后将粘贴有热电偶14的飞行器热端部位结构件置于紧固夹具10中夹紧，得到粘贴有热电偶14的热端部位结构件的夹持工装，将粘贴有热电偶14的热端部位结构件的夹持工装置于定位槽4上，调节喷枪6的喷嘴中心与飞行器热端部位结构件前端中心保持水平，喷枪6的喷嘴与飞行器热端部位结构件前端距离为20cm，向水箱7中加入水，打开无气喷涂机5及喷枪6，调节喷水压力为22MPa，从顶面和侧面观察并确保飞行器热端部位结构件被水雾均匀覆盖；

三、从定位槽4上取下粘贴有热电偶14的热端部位结构件的夹持工装，并将粘贴有热电偶14的热端部位结构件的夹持工装置于马弗炉加热装置1中加热并通过测温装置测温，控制升温速率为20℃/min，加热至温度为670℃，得到加热后的装配有热端部位结构件的夹持工装，加热后，打开马弗炉加热装置1的炉门，将工装移动杆11与底座8间隙配合安装，并利用工装移动杆11将加热后的装配有热端部位结构件的夹持工装置于定位槽4上，打开喷枪6，开始喷水雾热冲击并通过测温装置测温，待热端部位结构件完全冷却后停止喷水雾；所述的从利用工装移动杆11将加热后的装配有热端部位结构件的夹持工装置于定位槽4上直至开始喷水雾热冲击所用的时间为2s～3s；

四、喷水雾热冲击结束后，将飞行器热端部位结构件从紧固夹具10中取下，擦干，在飞行器热端部位结构件表面均匀喷涂一层裂纹显影剂，静置2min，然后将裂纹显影剂清洗干净并静置，等待裂纹显现后观察裂纹形貌，即完成一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统的使用方法。

所述的飞行器热端部位结构件为长宽比为1:1的ZrB₂-SiC-G材料翼前缘结构件，翼前缘结构件宽度为25mm，长为25mm；喷枪6的喷嘴为矩形。

在ZrB₂-SiC-G材料翼前缘结构件上设置多个热电偶14，如图6所示，图6为实施例一长宽比为1:1的翼前缘结构件上热电偶不同位置示意图；点1～点6为热电偶位于翼前缘结构件表面位置，点7为热电偶位于翼前缘结构件内部位置；然后在喷水压力为22MPa，喷枪6的喷嘴与ZrB₂-SiC-G材料翼前缘结构件前端距离为20cm时，测量热冲击过程中热端部位结构件的温度变化情况，不同位置热电偶的降温曲线如图7及8所示，图7为实施例一长宽比为1:1的翼前缘结构件喷水雾热冲击过程中不同位置的降温曲线图；图8为图7的A区放大图，1为图6中点1位置的降温曲线图，2为图6中点2位置的降温曲线图，3为图6中点3位置的降温曲线图，4为图6中点4位置的降温曲线图，5为图6中点5位置的降温曲线图，6为图6中点6位置的降温曲线图，7为图6中点7位置的降温曲线图，其中线2和3基本重合。由图可知，在喷水雾热冲击过程中，降温曲线平滑，没有出现大幅的波动，说明了测温方法的可行性。通过对降温曲线的精确测定，可以为数值模拟提供帮助。

实施例二：本实施例与实施例一不同的是：所述的飞行器热端部位结构件为长宽比为1:2的ZrB₂-SiC-G材料翼前缘结构件，翼前缘结构件宽度为50mm，长为25mm。其它与实施例一相同。

图2为实施例一长宽比为1:1的翼前缘结构件热冲击后上表面的裂纹形貌图；图3为实施例一长宽比为1:1的翼前缘结构件热冲击后下表面的裂纹形貌图；图4为实施例二长宽比为1:2的翼前缘结构件热冲击后上表面的裂纹形貌图；图5为实施例二长宽比为1:2的翼前缘结构件热冲击后下表面的裂纹形貌图；针对典型翼前缘结构件，采用实施例试验系统和方法考核后翼前缘结构件上/下表面的破坏模式，不同尺寸翼前缘结构件上/下表面的裂纹形貌基本相同，说明裂纹是贯穿的，当翼前缘结构件宽度为25mm时，热冲击产生的裂纹沿着喷水方向向前缘底端扩展，裂纹近似为直线状；随着翼前缘结构件宽度的增大(50mm)，热冲击产生的裂纹会出现大角度的偏转，容易出现剥落从而导致前缘失效。采用实施例试验系统和方法考核后翼前缘的破坏模式与现有风洞考核结果吻合，证明了该方法的合理性。