专利名称：高超声速飞行器材料1800度有氧环境下单侧面高温试验装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及高超声速飞行器材料1800度有氧环境下单侧面高温试验装置。特别是在模拟高马赫数导弹飞行试验的辐射加热时，能够复现真实的有氧条件下高超声速飞行器的单侧面飞行热环境，获得高超声速飞行器材料在极端氧化高温环境下的隔热特性等性能参数。为研制高速航天航空器提供重要的热试验测试手段。
背景技术：
由于高超声速飞行器能够实现全球远距离快速到达，实施有效的高空高速突防及快速精确打击，因此具有极为重要的应用价值和战略意义，高超声速飞行器已经成为当今世界各主要航天航空大国研究的热点。
随着高超声速飞行器设计飞行速度大幅度提高，由气动加热产生的高温热环境变得极为严酷。由文献记载美国航天飞机穿越大气层时各部位的温度分布知，机翼、机体、垂尾等大部分区域的温度在750°C 1500°C之间，飞行器前锥端部和进气道等部位甚至会出现1800°C的高温区。如此极端恶劣的高温热环境，使得高超声速飞行器材料和结构的热防护和热强度问题成为事关研制成败的关键问题。高马赫数飞行时出现严重气动加热所产生的高温，会显著降低高超声速飞行器材料的强度极限和飞行器结构的承载能力，使结构产生热变形，破坏部件的气动外形并影响飞行器结构的安全性能。为保证高速飞行器的安全，确认飞行器的材料和结构是否能经得起高速飞行时所产生的热冲击及高温热应力破坏，须对高超声速飞行器材料和结构进行静态或动态的气动热环境模拟试验。模拟飞行材料和结构在高速飞行时的真实受热状况，分析试验过程中飞行器各部分的热应力、热变形、结构膨胀量等高温力学性能参数的变化对飞行器结构强度的影响，以及在高温下的承载能力、使用寿命以及安全可靠性，该项工作对于高超声速飞行器的热防护与安全设计具有非常重要的实际意义。在大于1500°C温度环境下的高温试验比较困难(如镍基不锈钢的熔点为1450°C，1500°C时已熔化)，极端高温试验往往需要在真空或惰性气体全封闭条件下进行，而该种试验环境与飞行时的有氧热环境条件不一致。另外，使用真空设备做高温试验试验装置非常复杂，试验成本昂贵，且试验尺寸受到限制。国家自然科学基金委2012年最新发布的“近空间飞行器的关键基础科学问题”重大研究计划项目指南中提出，要“发展测量与表征耐1500°C以上的各种新型超高温材料与结构的力一变形曲线以及力/热/氧化关键参量和性能，提升极端高温氧化环境下超高温材料与结构实验方法和技术的创新能力。”高超声速飞行器在大气层中飞行时，外表面与空气(单侧面)的摩擦产生极高的温度，该温度相当于单侧面加热状态。因此需要模拟飞行过程中飞行器外表面的单侧面气动加热环境，以检验和测试防热材料和防热结构的热防护性能。上述单侧面热试验中防热材料和防热结构试验件需要有热面和冷面的区别，因此不能将防热材料和防热结构整体放在高温加热炉中加热。目前高超声速飞行器设计部门极为希望在高达1800°C的极端高温有氧环境下，对高马赫数飞行器防热材料和防热结构进行单侧面高温加热性能试验测试。为此设计了一种高超声速飞行器材料1800°C有氧环境下单侧面高温试验装置。为飞行速度更快的高超声速飞行器和高速导弹的研制提供必要的热试验手段。
发明内容
本发明的技术解决问题是克服现有技术的不足，提供一种高超声速飞行器材料1800°C有氧环境下单侧面高温试验装置，能够实现有氧环境中高超声速飞行器耐高温材料隔热试件的单侧面飞行热环境，获得高超声速飞行器材料在极端有氧高温环境下的隔热特性参数。为研制高速航天航空器提供重要的试验手段。本发明的技术解决方案是高超声速飞行器材料1800度有氧环 境下单侧面高温试验装置，包括硅钥加热器阵列、高温陶瓷支座、隔热基座、硅钥加热器中部支撑架、高温陶瓷平板、高超声速飞行器平面试验件材料、高温隔热材料、热电偶温度传感器、导线与计算机；所述硅钥加热器阵列固定在高温陶瓷支座的圆孔中，形成一个水平放置的密集排列平面加热阵列，硅钥加热器阵列通电后可生成高达1800°C的有氧高温热环境，高温陶瓷支座放置在隔热基座上，硅钥加热器支撑架放置在硅钥加热器阵列的中部，高温陶瓷支座上安放有开有方形透热孔的高温陶瓷平板，高超声速飞行器平面试验件材料放置在高温陶瓷平板的上面，硅钥加热器阵列产生的高温通过高温陶瓷平板上的方形透热孔对高超声速飞行器平面试验件材料进行辐射加热，在高超声速飞行器平面试验件材料的四周填放高温隔热材料防止水平方向的热泄漏，高超声速飞行器平面试验件材料的下表面的中间部位和上表面的中间部位安装有热电偶温度传感器，热电偶温度传感器通过导线与计算机连接。通过计算机自动记录极端高温环境下高超声速飞行器平面试验件材料上、下表面的温度变化数据，测试得到高超声速飞行器平面试验件材料的隔热性能。所述热电偶温度传感器使用可在高达1850°C有氧高温环境中工作的贵金属钼铑丝制成。所述安装在硅钥加热器阵列中部的硅钥加热器支撑架由可耐1800°C的高温陶瓷制成，用于避免硅钥加热器阵列在1800 V高温环境下的中部下垂变形。所述硅钥加热器支撑架上有与硅钥加热器阵列直径匹配的半圆形凹槽，由于硅钥加热器阵列在高温下不但会产生下垂变形，还会出现基于非均匀热应力引起的横向不规则变形，硅钥加热器支撑架上部的与硅钥加热器阵列直径相匹配的半圆形凹槽，可进行间距定位，防止硅钥加热器的高温横向变形，保证密集排列的钥加热棒之间的等间距和温度场的均匀性。所述硅钥加热器阵列中的硅钥加热棒采用串联方式连接，以提升硅钥加热器阵列的供电驱动电压。本发明的原理由于高超声速飞行器在大气层中飞行时，其外表面与空气摩擦产生的高温属于单侧面加热状态。因此不能将防热材料和防热结构整体放在高温加热炉中加热。本发明设计一种高超声速飞行器材料1800°C有氧环境下单侧面高温试验装置，使用硅钥加热器阵形成一个密集排列的水平放置的平面加热阵列，形成均匀的水平温度场，列通电后可产生高达1800°C的单侧面有氧高温热环境，在水平放置的硅钥加热器阵列中间部位安放硅钥加热器中部支撑架，防止极端高温环境下硅钥加热器阵列的中部下垂，本发明可复现有氧环境下高超声速飞行器耐高温材料隔热试件的单侧面飞行热环境，获得对热防护系统的安全可靠性设计具有极为重要意义的高超声速飞行器材料和结构极端高温环境下的隔热特性参数。本发明与现有技术相比的有益效果是(I)现有技术对于1800°C的极端高温热环境使用真空、惰性气体或高温封闭炉中的整体加热方式，与高超声速飞行器在大气层中飞行时，外表面与空气单侧面摩擦产生的高温环境不同，且高温热试验中防热材料试验件有热面和冷面的区别，因此不能将防热材料和防热结构整体放在高温加热炉中进行整体加热。本发明使用硅钥加热器阵形成一个密集排列的平面加热阵列，通电后生成高达1800°C的单侧面有氧高温热环境，对高超声速飞行器平面试验件单侧面进行加热，通过计算机控制并自动记录极端高温环境下高超声速飞行器平面试验件材料上、下表面的温度和温度差，由此得到高超声速飞行器平面试验件材料在1800°C高温下与飞行环境相符的单侧面热环境下的隔热性能参数。 (2)本发明将硅钥加热器阵列设计成水平放置，由于传统的垂直放置硅钥加热器阵列在生成大面积温度环境时，热向上聚集，在垂直方向上会产生较大的温度差别，本发明将硅钥加热器阵列水平放置后其加热部位处于同一高度，产生的温度场比垂直放置硅钥加热器阵列方式具有温场均匀性好的优点。(3)由于1800°C极端高温会造成硅钥加热器阵列中部下垂变形，这也是传统方式将硅钥加热器阵列垂直吊放的原因所在，本发明在水平放置的硅钥加热器阵列的中间部位安放可耐1800°C高温的硅钥加热器中部支撑架，防止了高温环境下硅钥加热器阵列的中部下垂。(4)本发明装置结构简洁，使用方便，为高超声速飞行器材料和结构在极端热环境下隔热性能研究和的安全设计提供了有效的地面试验手段。具有重要的工程应用价值。
图I为本发明的结构侧视示意图；图2为本发明的硅钥加热器阵列顶视示意图；图3为本发明的硅钥加热器阵列中部支撑架示意图。
具体实施例方式如图I、图2和图3所示，本发明由硅钥加热器阵列I、高温陶瓷支座2、隔热基座3、硅钥加热器中部支撑架4、高温陶瓷平板5、高超声速飞行器平面试验件材料6、高温隔热材料7、热电偶温度传感器8、导线9与计算机10组成。硅钥加热器阵列I固定在高温陶瓷支座2的圆孔中，形成水平放置的密集排列的平面加热阵列，硅钥加热器阵列I通电后可生成高达1800°C的有氧高温热环境，高温陶瓷支座2固定在隔热基座3上，硅钥加热器支撑架4放置在硅钥加热器阵列I的中部，高温陶瓷支座2上安放有开有方形透热孔的高温陶瓷平板5，高超声速飞行器平面试验件材料6放置在高温陶瓷平板5的上面，硅钥加热器阵列I产生的高温通过高温陶瓷平板5上的方形透热孔对高超声速飞行器平面试验件材料6加热，在高超声速飞行器平面试验件材料6的四周填放高温隔热材料7，如使用可耐1800°C的轻质耐高温陶瓷纤维板，防止高超声速飞行器平面试验件材料6在水平方向的热泄漏，高超声速飞行器平面试验件材料6的下表面(受热面)中部和上表面(冷面)中部安装有热电偶温度传感器8，并通过导线9与计算机10连接。计算机10自动记录下极端高温环境下的高超声速飞行器平面试验件材料6上、下表面的温度变化数据，得到高超声速飞行器平面试验件材料6的隔热性能参数。本发明中热电偶温度传感器8由可在高达1850°C有氧高温环境中工作的贵金属钼铑丝制成。本发明中放置在硅钥加热器阵列I的中部的硅钥加热器支撑架4由可耐1800°C的高温陶瓷制成，用于避免硅钥加热器阵列I在1800°C高温环境下其中部的下垂变形。本发明中硅钥加热器支撑架4上有与硅钥加热器阵列I直径匹配的半圆形凹槽。本发明中硅钥加热器阵列I中的硅钥加热棒以串联方式连接，以提升硅钥加热器阵列I的供电驱动电压。 本发明未详细阐述部分属于本领域公知技术。
权利要求
1.高超声速飞行器材料1800度有氧环境下单侧面高温试验装置，其特征在于包括硅钥加热器阵列(I)、高温陶瓷支座(2)、隔热基座(3)、硅钥加热器中部支撑架(4)、高温陶瓷平板(5)、高超声速飞行器平面试验件材料(6)、高温隔热材料(7)、热电偶温度传感器(8)、导线(9)与计算机(10);硅钥加热器阵列(I)固定在高温陶瓷支座(2)的圆孔中，形成一个水平放置的密集排列的平面加热阵列；硅钥加热器阵列(I)通电后能够生成高达1800°C的有氧高温热环境；高温陶瓷支座(2)放置在隔热基座(3)上，硅钥加热器支撑架(4)放置在硅钥加热器阵列(I)的中部，高温陶瓷支座(2)上安放有开有方形透热孔的高温陶瓷平板(5)，高超声速飞行器平面试验件材料(6)放置在高温陶瓷平板(5)的上面，高超声速飞行器平面试验件材料(6)的下表面中部和上表面中部安装有热电偶温度传感器(8),热电偶温度传感器(8)输出通过导线(9)与计算机(10)连接；计算机(10)自动记录极端高温环境下高超声速飞行器平面试验件材料(6 )上、下表面的温度变化数据和温度差，通过热电偶温度传感器(8)测量得到高超声速飞行器平面试验件材料(6)的隔热性能参数。
2.根据权利要求I所述的高超声速飞行器材料1800度有氧环境下单侧面高温试验装置，其特征在于所述硅钥加热器阵列(I)由生成1800°C有氧高温环境的硅钥棒组成。
3.根据权利要求I所述的高超声速飞行器材料1800度有氧环境下单侧面高温试验装置，其特征在于所述热电偶温度传感器(8)由在高达1850°C有氧高温环境中工作的贵金属钼铑丝制成。
4.根据权利要求I所述的高超声速飞行器材料1800度有氧环境下单侧面高温试验装置，其特征在于所述硅钥加热器阵列(I)中部的硅钥加热器支撑架(4)由耐1800°C的高温陶瓷制成，用于避免硅钥加热器阵列(I)在1800°C高温环境下其中部的下垂变形。
5.根据权利要求I所述的高超声速飞行器材料1800度有氧环境下单侧面高温试验装置，其特征在于所述硅钥加热器支撑架(4)上有与硅钥加热器阵列(I)直径匹配的半圆形凹槽。
6.根据权利要求I所述的高超声速飞行器材料1800度有氧环境下单侧面高温试验装置，其特征在于所述硅钥加热器阵列(I)中的硅钥加热棒以串联方式连接，以提升硅钥加热器阵列(I)的供电驱动电压。
7.根据权利要求I所述的高超声速飞行器材料1800度有氧环境下单侧面高温试验装置，其特征在于在所述高超声速飞行器平面试验件材料(6)的四周填放高温隔热材料(7)，以防止水平方向的热泄漏。
全文摘要
高超声速飞行器材料1800度有氧环境下单侧面高温试验装置，包括硅钼加热器阵列、高温陶瓷支座、隔热基座、高温陶瓷平板、高超声速飞行器平面试验件材料、高温隔热材料、热电偶温度传感器与计算机。本发明能够在进行高超声速飞行器材料辐射加热试验研究时，实现有氧环境下的高马赫数飞行器单侧面飞行热环境，测量高超声速飞行器材料在极端有氧高温环境下的隔热特性参数。为研制高速航天航空器提供重要的极端热环境试验测试手段。
文档编号G01N25/20GK102879423SQ20121038058
公开日2013年1月16日 申请日期2012年10月9日 优先权日2012年10月9日
发明者吴大方, 潘兵, 刘华, 杨嘉陵, 高镇同 申请人:北京航空航天大学