空天飞机热测试试验中瞬时热冲击载荷施加系统及方法与流程

1.本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及空天飞机热测试试验中瞬时热冲击载荷施加系统及方法。


背景技术：

2.在空天飞机热测试试验中，常需在测试飞机试验部位表面施加瞬时热冲击载荷，以实现测试飞机试验部位表面在极短时间内从常温到极端高温的超快速升温。
3.目前，在空天飞机热测试试验中通常采用以石墨为代表的辐射式超高温加热元件对测试飞机试验部位表面施加热冲击载荷，以实现测试飞机试验部位表面从常温到极端高温的快速升温过程。辐射式超高温加热元件的工作原理是：通电后首先对辐射式超高温加热元件自身进行加热，利用辐射式超高温加热元件与测试飞机试验部位表面之间的温差，通过辐射的方式将热量施加到测试飞机试验部位表面。
4.虽然石墨等辐射式超高温加热元件具有热惯性低、响应快等特点，但是在实际工作过程中，需要先将加热元件自身加热至极高温度后，才能对测试飞机试验部位表面施加较大的热载荷。而受制于辐射式超高温加热元件自身的电热特性与热沉特性，辐射式超高温加热元件在通电后加热自身需要一定的时间。在这段时间内，测试飞机试验部位表面与辐射式超高温加热元件之间的温差较小，实际加热热流较低，使得测试飞机试验部位表面的升温速率也较低（《100℃/s），无法满足空天飞机热测试试验中瞬时超快速升温需求。


技术实现要素：

5.本发明提出了空天飞机热测试试验中瞬时热冲击载荷施加系统及方法，以满足空天飞机热测试试验中试验件表面瞬时超快速升温需求。
6.为解决上述问题，本发明的技术方案如下：空天飞机热测试试验中瞬时热冲击载荷施加系统，包括：用于给测试飞机试验部位提供瞬时热冲击载荷的辐射式超高温加热元件，用于在辐射式超高温加热元件预热期间隔绝辐射式超高温加热元件与测试飞机试验部位热辐射且可开闭的阻热结构，用于测量瞬时热冲击载荷产生热流密度的热流测量装置，热流测量装置包括布设在阻热结构表面与测试飞机试验部位表面的数个热流传感器，用于控制空天飞机热测试试验及阻热结构工作的试验控制装置，试验控制装置与辐射式超高温加热元件、阻热结构、热流传感器电性连接。
7.其中，辐射式超高温加热元件的超高温加热范围为1200-2000℃。
8.进一步地，阻热结构包括：用于起固定作用的两个纵向固定板，用于切换阻热结构开启状态和闭合状态的移动装置，移动装置包括：分别固定在两个纵向固定板内侧的电机，电机输出端横向连接有丝杠，丝杠上固
定有滑动块，滑动块上固定有固定块，固定块通过连接杆连接有阻热平板，电机与试验控制装置电性连接，两个纵向固定板之间连接有两根分别穿过阻热平板上下两端的限位杆，阻热平板与限位杆滑动连接。
9.阻热结构的设计能够最大程度隔绝辐射式超高温加热元件在预热过程中产生热流，降低热流对飞机热测试试验的影响，使得试验数据可靠性更高。
10.本发明还提供空天飞机热测试试验中瞬时热冲击载荷施加方法，基于上述空天飞机热测试试验中瞬时热冲击载荷施加系统，包括以下步骤：s1、阻热结构设计s1-1、阻热平板安装位置与尺寸确定将辐射式超高温加热元件与测试飞机试验部位平行放置，设定辐射式超高温加热元件与测试飞机试验部位之间的距离为，再将阻热结构平行放置于辐射式超高温加热元件与测试飞机试验部位之间，设定阻热平板与测试飞机试验部位的距离为，从而得到的阻热平板整体尺寸计算公式如下：式中，为辐射式超高温加热元件的特征尺寸，为测试飞机试验部位的特征尺寸，为阻热结构闭合状态下两个阻热平板的总体特征尺寸，为考虑到阻热结构安装定位而产生的尺寸修正系数，为辐射式超高温加热元件与测试飞机试验部位之间的距离，为阻热平板与测试飞机试验部位的距离；s1-2、通过有限元仿真分析设计耐高温、阻热的阻热平板的结构及阻热平板中隔热碳毡的厚度；s1-3、确定阻热结构的移动部件参数；s1-4、阻热结构加工与装配根据步骤s1-1、步骤s1-2、步骤s1-3中确定的相关参数，对阻热结构进行加工与装配；s2、施加瞬时热冲击载荷，进行空天飞机热测试试验s2-1、准备空天飞机热测试试验，布置安装辐射式超高温加热元件、阻热结构和测试飞机试验部位，并在阻热结构表面、测试飞机试验部位表面设置热流传感器；s2-2、在空天飞机热测试试验开始前，根据超声速飞机热试验目标热流密度，计算施加在辐射式超高温加热元件上的电压值，计算公式为：
式中，为电压，为到达测试飞机试验部位表面的热流密度，为辐射式超高温加热元件电阻，为辐射式超高温加热元件理论发热面积，对于石墨加热元件而言，为加热元件正对着测试飞机试验部位一侧表面的面积，为输出功率修正系数，根据辐射式超高温加热元件自身的电热特性、表面黑度系数、反射情况确定，为位置修正系数，根据辐射式超高温加热元件与测试飞机试验部位的尺寸、距离、相对位置、相对角度确定；s2-3、热流测量装置测量到达阻热结构的实时热流密度，并判断加热热流是否达到稳定输出状态；s2-4、加热热流达到稳定输出状态后，试验控制装置控制阻热结构切换至开启状态，测试飞机试验部位表面开始受到瞬时热冲击载荷作用；s2-5、瞬时热冲击载荷作用结束后，试验控制装置控制阻热结构切换至闭合状态，准备再次施加瞬时热冲击载荷；s2-6、循环步骤s2-2、步骤s2-3、步骤s2-4、步骤s2-5，直至空天飞机热测试试验结束。
11.优选地，步骤s1-1中，尺寸修正系数的取值范围为：50mm~200mm。
12.优选地，步骤s1-1中，特征尺寸为结构的包络矩形长边长度，因此，根据步骤s1-1得出的阻热结构能够在体积最小的情况下，保证最佳的隔热效果。
13.优选地，步骤s1-2具体包括以下内容：以钨板、隔热碳毡、钨板为层次对阻热平板进行夹层式设计，并在阻热平板的基础上设计阻热结构，阻热结构设计完成后，通过绘图软件构建阻热结构三维几何模型，并采用有限元仿真软件对阻热平板的耐高温性能与阻热性能进行仿真分析，根据仿真分析存在的问题修改调整阻热平板中隔热碳毡的厚度。仿真分析能够在保持阻热平板高性能的情况下，最大程度节约人力物力。
14.优选地，步骤s1-3具体包括以下内容：将阻热结构中丝杠、电机、限位杆作为改变阻热结构开启、闭合状态的移动部件，丝杠上阻热平板的运动长度为丝杠行程，丝杠行程应满足：式中，为丝杠行程，为阻热结构闭合状态下的两个阻热平板的总体特征尺寸，两个限位杆轴线之间的距离应满足：式中，为两个限位杆轴线之间的距离，为限位杆直径，为辐射式超高温加
热元件的特征尺寸，为测试飞机试验部位的特征尺寸，为辐射式超高温加热元件与测试飞机试验部位之间的距离，为阻热平板与测试飞机试验部位的距离，考虑阻热平板的耐热与传热特性，限位杆的直径应满足：式中，为阻热平板的厚度，为限位杆直径，由此得到的限位杆直径能够尽可能降低限位杆带来的热传导效应。
15.优选地，步骤s2-1具体包括以下内容：根据步骤s1计算得出的辐射式超高温加热元件与测试飞机试验部位之间的距离、阻热平板与测试飞机试验部位的距离，对辐射式超高温加热元件、测试飞机试验部位、闭合状态的阻热结构进行布置安装，确保辐射式超高温加热元件、闭合状态的阻热结构和测试飞机试验部位的几何中心点处于一条直线上，并在阻热结构表面、测试飞机试验部位表面设置热流传感器。
16.优选地，步骤s2-3具体包括以下内容：对于空天飞机热测试试验的瞬时热冲击载荷而言，当阻热结构表面上的热流传感器测得的实时热流密度变化速率小于每秒百分之一，则认为辐射式超高温加热元件发出的加热热流达到稳定输出状态。
17.优选地，步骤s2-4中，试验控制装置控制阻热结构切换至开启状态具体包括以下内容：试验控制装置启动阻热结构的两个电机，两个电机分别通过丝杠带动阻热平板向靠近纵向固定板的方向横向移动，当两个隔热平板间距离大于等于时，试验控制装置关闭阻热结构的两个电机，阻热结构切换至开启状态。
18.进一步优选地，步骤s2-5中，试验控制装置控制阻热结构切换至闭合状态具体包括以下内容：试验控制装置启动阻热结构的两个电机，两个电机分别通过丝杠带动阻热平板向远离纵向固定板的方向横向移动，当两个隔热平板紧贴时，试验控制装置关闭阻热结构的两个电机，阻热结构切换至闭合状态。
19.本发明的有益效果是：（1）本发明实现了辐射式超高温加热元件的升温过程与测试飞机表面加热过程解耦，使得测试飞机表面受到的瞬时热冲击载荷最大值突破了辐射式超高温加热元件自身热沉等限制，可实现测试飞机表面极短时间内从常温到极端高温的超快速升温；（2）本发明提出了阻热结构尺寸设计方法，可通过安装位置确定阻热结构的具体尺寸，确保实现理想的阻热效果；（3）本发明提出了确定加热热流是否达到最大稳定输出状态的方法，可用于对何时应移开阻热结构进行判断，提出了阻热结构耐温和作动设计方法，可实现阻热结构的重复使用，进而实现瞬时热冲击载荷反复加载。
附图说明
20.图1是实施例1中阻热结构的立体结构示意图；图2是实施例1中阻热结构闭合状态的正视图；图3是实施例1中阻热结构开启状态的正视图；图4是实施例1中阻热结构在空天飞机热测试试验中的工作状态示意图；图5是实施例2空天飞机热测试试验中瞬时热冲击载荷施加方法流程图；图6是实施例2中步骤s1的方法流程图；图7是实施例2中步骤s2的方法流程图；图8是实施例2步骤s1-1中阻热平板安装位置示意图；其中，1-纵向固定板、2-电机、3-丝杠、4-阻热平板、5-限位杆、6-测试飞机试验部位、7-固定块、8-连接杆。
具体实施方式
21.为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明作进一步地详细描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
22.在本发明实施例中使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本发明。在本发明实施例和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义，“多种”一般包含至少两种。
23.实施例1本实施例为空天飞机热测试试验中瞬时热冲击载荷施加系统，包括：用于给测试飞机试验部位6提供瞬时热冲击载荷的辐射式超高温加热元件，如图2、图3、图4所示，用于在辐射式超高温加热元件预热期间隔绝辐射式超高温加热元件与测试飞机试验部位6热辐射且可开闭的阻热结构，阻热结构包括：用于起固定作用的两个纵向固定板1，用于切换阻热结构开启状态和闭合状态的移动装置，如图1所示，移动装置包括：分别固定在两个纵向固定板1内侧的电机2，电机2输出端横向连接有丝杠3，丝杠3上固定有滑动块，滑动块上固定有固定块7，固定块7通过连接杆8连接有阻热平板4，电机2与试验控制装置电性连接，两个纵向固定板1之间连接有两根分别穿过阻热平板4上下两端的限位杆5，阻热平板4与限位杆5滑动连接，用于测量瞬时热冲击载荷产生热流密度的热流测量装置，热流测量装置包括布设在阻热结构表面与测试飞机试验部位6表面的数个热流传感器，用于控制空天飞机热测试试验及阻热结构工作的试验控制装置，试验控制装置与辐射式超高温加热元件、阻热结构、热流传感器电性连接。
24.实施例2本实施例为空天飞机热测试试验中瞬时热冲击载荷施加方法，基于实施例1的空天飞机热测试试验中瞬时热冲击载荷施加系统，如图5所示，包括以下步骤：
s1、阻热结构设计，如图6所示，包括以下步骤：s1-1、阻热平板4安装位置与尺寸确定如图8所示，将辐射式超高温加热元件与测试飞机试验部位6平行放置，设定辐射式超高温加热元件与测试飞机试验部位6之间的距离为，再将阻热结构平行放置于辐射式超高温加热元件与测试飞机试验部位6之间，设定阻热平板4与测试飞机试验部位6的距离为，从而得到的阻热平板4整体尺寸计算公式如下：式中，为辐射式超高温加热元件的特征尺寸，为测试飞机试验部位6的特征尺寸，为阻热结构闭合状态下两个阻热平板4的总体特征尺寸，为考虑到阻热结构安装定位而产生的尺寸修正系数，为辐射式超高温加热元件与测试飞机试验部位6之间的距离，为阻热平板4与测试飞机试验部位6的距离，本实施例中，为280mm，为210mm，为273.8mm，为61mm，为16mm，为50mm；s1-2、通过有限元仿真分析设计耐高温、阻热的阻热平板4的结构及阻热平板4中隔热碳毡的厚度以钨板、隔热碳毡、钨板为层次对阻热平板4进行夹层式设计，并在阻热平板4的基础上设计阻热结构，阻热结构设计完成后，通过绘图软件构建阻热结构三维几何模型，并采用有限元仿真软件对阻热平板4的耐高温性能与阻热性能进行仿真分析，根据仿真分析存在的问题修改调整阻热平板4中隔热碳毡的厚度；s1-3、确定阻热结构的移动部件参数将阻热结构中丝杠3、电机2、限位杆5作为改变阻热结构开启、闭合状态的移动部件，丝杠3上阻热平板4的运动长度为丝杠3行程，丝杠3行程应满足：式中，为丝杠3行程，为阻热结构闭合状态下的两个阻热平板4的总体特征尺寸，两个限位杆5轴线之间的距离应满足：式中，为两个限位杆5轴线之间的距离，为限位杆5直径，为辐射式超高温
加热元件的特征尺寸，为测试飞机试验部位6的特征尺寸，为辐射式超高温加热元件与测试飞机试验部位6之间的距离，为阻热平板4与测试飞机试验部位6的距离，考虑阻热平板4的耐热与传热特性，限位杆5的直径应满足：式中，为阻热平板4的厚度，为限位杆5直径；s1-4、阻热结构加工与装配根据步骤s1-1、步骤s1-2、步骤s1-3中确定的相关参数，对阻热结构进行加工与装配；s2、施加瞬时热冲击载荷，进行空天飞机热测试试验，如图7所示，包括以下步骤：s2-1、准备空天飞机热测试试验，布置安装辐射式超高温加热元件、阻热结构和测试飞机试验部位6，并在阻热结构表面、测试飞机试验部位6表面设置热流传感器，具体包括以下内容：根据步骤s1计算得出的辐射式超高温加热元件与测试飞机试验部位6之间的距离、阻热平板4与测试飞机试验部位6的距离，对辐射式超高温加热元件、测试飞机试验部位6、闭合状态的阻热结构进行布置安装，确保辐射式超高温加热元件、闭合状态的阻热结构和测试飞机试验部位6的几何中心点处于一条直线上，并在阻热结构表面、测试飞机试验部位6表面设置热流传感器；s2-2、在空天飞机热测试试验开始前，根据超声速飞机热试验目标热流密度，计算施加在辐射式超高温加热元件上的电压值，计算公式为：式中，为电压，为到达测试飞机试验部位6表面的热流密度，为辐射式超高温加热元件电阻，为辐射式超高温加热元件理论发热面积，对于石墨加热元件而言，为加热元件正对着测试飞机试验部位6一侧表面的面积，为输出功率修正系数，根据辐射式超高温加热元件自身的电热特性、表面黑度系数、反射情况确定，为位置修正系数，根据辐射式超高温加热元件与测试飞机试验部位6的尺寸、距离、相对位置、相对角度确定；s2-3、热流测量装置测量到达阻热结构的实时热流密度，并判断加热热流是否达到稳定输出状态，具体包括以下内容：对于空天飞机热测试试验的瞬时热冲击载荷而言，当阻热结构表面上的热流传感器测得的实时热流密度变化速率小于每秒百分之一，则认为辐射式超高温加热元件发出的加热热流达到稳定输出状态；
s2-4、加热热流达到稳定输出状态后，试验控制装置控制阻热结构切换至开启状态，测试飞机试验部位6表面开始受到瞬时热冲击载荷作用，试验控制装置控制阻热结构切换至开启状态具体包括以下内容：试验控制装置启动阻热结构的两个电机2，两个电机2分别通过丝杠3带动阻热平板4向靠近纵向固定板1的方向横向移动，当两个隔热平板4间距离大于等于时，试验控制装置关闭阻热结构的两个电机2，阻热结构切换至开启状态；s2-5、瞬时热冲击载荷作用结束后，试验控制装置控制阻热结构切换至闭合状态，准备再次施加瞬时热冲击载荷，试验控制装置控制阻热结构切换至闭合状态具体包括以下内容：试验控制装置启动阻热结构的两个电机2，两个电机2分别通过丝杠3带动阻热平板4向远离纵向固定板1的方向横向移动，当两个隔热平板4紧贴时，试验控制装置关闭阻热结构的两个电机2，阻热结构切换至闭合状态；s2-6、循环步骤s2-2、步骤s2-3、步骤s2-4、步骤s2-5，直至空天飞机热测试试验结束。
25.实施例3本实施例与实施例2的区别在于：步骤s1-1中，为200mm，为423.8mm。