一种飞机气动热环境模拟试验用升降温控制装置及方法与流程

1.本发明属于飞机气动热环境模拟试验技术领域，具体涉及一种飞机气动热环境模拟试验用升降温控制装置及方法。


背景技术：

2.当飞行器在大气中以高超声速飞行时，空气受到剧烈压缩和黏性阻滞，在飞行器表面边界层内的气流会产生强烈的摩擦，气流速度降至壁面，将动能不可逆转的变为热能，从而引起附面层内温度迅速升高，飞行器表面温度也随之升高，这就是高速飞行器的气动加热现象，因此对高速飞行器的气动加热研究，是高速飞行器热防护设计中必须重视的问题。
3.在地面试验模拟高速飞行器气动热环境的过程中，目前可以较好的模拟被测物体的升温阶段，但模拟被测物体的降温阶段主要依靠自然冷却，当飞行器的实际降温速率过快时，地面试验中的自然冷却速率不足以模拟实际情况，无法进行有效的试验，容易出现试验结果不全面的情况，从而无法判定被测物体在真实服役状态下是否会出现故障。
4.因此，需要设计一种可以控制的升降温装置，便于在地面试验模拟过程中，加入升温和降温环节，使得地面试验模拟尽可能的接近飞行器真实的气动热环境。


技术实现要素：

5.本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种飞机气动热环境模拟试验用升降温控制装置，通过设置加热机构，便于对被测试件进行加热，使被测试件的表面温度升高，通过设置输气机构，便于使被测试件的表面温度均匀且快速地降低，实现了被测试件的表面温度的反复变化，便于模拟飞机在高超声速飞行时的真实气动热环境，便于推广使用。
6.为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：一种飞机气动热环境模拟试验用升降温控制装置，其特征在于：包括匀气盒、设置在所述匀气盒上部用于提供冷气的输气机构和设置在所述匀气盒下部用于对被测试件加热的加热机构，所述被测试件上设置有用于采集所述被测试件温度的第一温度传感器；所述匀气盒为无底空心盒，所述匀气盒内由下至上依次设置有第一匀气板、第二匀气板和固定板，所述匀气盒的内部空间通过所述固定板分为位于上部的降温层和位于下部的输气层，所述匀气盒的上部开设有供所述降温层内气体溢散的排气孔；所述输气机构包括设置在所述匀气盒上部的换气阀和比例阀，所述换气阀与空压机连接，所述换气阀上设置有用于向所述降温层输送冷气的第一通气管和用于与所述比例阀连接的第二通气管，所述比例阀上设置有用于向所述输气层输送冷气的第三通气管；所述加热机构包括两个分别设置在所述匀气盒两边的接线单元和设置在两个所述接线单元之间的石英灯，所述石英灯位于所述匀气盒的下部，所述被测试件位于所述石英灯的下部。
7.上述的一种飞机气动热环境模拟试验用升降温控制装置，其特征在于：所述第三通气管通过集气盒向所述输气层内输送冷气，所述集气盒嵌设在所述匀气盒上部的中心位置，所述集气盒的上端伸出所述匀气盒并与所述第三通气管相通，所述集气盒的下端为敞口并伸进所述输气层内，所述集气盒内设置有排气扇。
8.上述的一种飞机气动热环境模拟试验用升降温控制装置，其特征在于：所述第一匀气板上开设有多个第一匀气孔，所述第二匀气板上开设有多个第二匀气孔，多个所述第一匀气孔与多个所述第二匀气孔错位布设。
9.上述的一种飞机气动热环境模拟试验用升降温控制装置，其特征在于：多个所述第一匀气孔的孔面积之和与多个所述第二匀气孔的孔面积之和均小于所述第三通气管的内横截面面积。
10.上述的一种飞机气动热环境模拟试验用升降温控制装置，其特征在于：所述接线单元包括位于匀气盒下部的空心铜管和设置在所述空心铜管上且供电缆连接的接线铜柱，所述接线铜柱穿设在所述匀气盒上且伸出至所述匀气盒的上方，所述空心铜管上开设有多个供所述石英灯安装的安装槽，多个所述安装槽沿所述空心铜管的长度方向并排布设。
11.上述的一种飞机气动热环境模拟试验用升降温控制装置，其特征在于：所述空心铜管的内部设置有隔板和位于所述隔板上方的储水腔，所述空心铜管上还设置有与所述储水腔相通的进水管和出水管，所述进水管和所述出水管均穿设在所述匀气盒上且伸出至所述匀气盒的上方，所述安装槽位于所述隔板的下部。
12.上述的一种飞机气动热环境模拟试验用升降温控制装置，其特征在于：所述被测试件上还设置有第二温度传感器，所述第一温度传感器位于被测试件的中心位置，所述第二温度传感器位于被测试件的边缘位置。
13.同时，本发明还公开了一种利用飞机气动热环境模拟试验用升降温控制装置进行升降温控制的方法，步骤简单、操作便捷，实现了对被测试件表面温度的反复调节和采集，增强了飞机气动热环境模拟试验准确性和灵活性，其特征在于，该方法包括以下步骤：步骤一、确定飞机气动热环境模拟试验的升降温控制目标曲线：根据飞机在飞行过程中气动热环境的实际情况，确定气动热环境模拟试验中被测试件的升降温控制目标曲线，所述升降温控制目标曲线为时间温度曲线，将所述时间温度曲线划分为升温段和降温段；步骤二、进行飞机气动热环境模拟试验：对所述被测试件进行加热和降温操作，并通过第一温度传感器持续采集所述被测试件上的实时温度值，使所述实时温度值符合所述时间温度曲线中对应时间的温度值；其中，当试验进行到升温段时，执行步骤三；当试验进行到降温段时，执行步骤四；步骤三、升温操作：开启石英灯，对所述被测试件进行加热，当所述实时温度值与所述时间温度曲线中对应时间的温度值有偏差时，通过调节石英灯的功率，改变被测试件升温速度，使所述实时温度值符合所述时间温度曲线中对应时间的温度值；同时，调节所述换气阀，将冷气通过第一通气管持续输送至匀气盒的降温层内，对所述匀气盒进行降温；步骤四、降温操作：关闭所述石英灯，调节所述换气阀，将冷气通过比例阀输送至所述匀气盒的输气层内，再通过第一匀气板、第二匀气板将冷气分散至所述被测试件的表
面，对所述被测试件进行降温，当所述实时温度值与所述时间温度曲线中对应时间的温度值有偏差时，通过调节所述比例阀的开度，进而调节所述输气层内冷气的气压大小，改变被测试件降温速度，使所述实时温度值符合所述时间温度曲线中对应时间的温度值。
14.本发明与现有技术相比具有以下优点：1、本发明中的被测试件为飞机部件的测试件，通过设置加热机构，便于对被测试件进行加热，使被测试件的表面温度升高，通过设置输气机构，便于向匀气盒内输送冷气，从而通过匀气盒向被测试件的表面尽可能均匀的输送冷气，使被测试件的表面温度均匀且快速地降低，实现了飞机气动热环境模拟试验中的升降温控制，使模拟试验更接近飞机在高超声速飞行时真实的气动热环境，使用效果好。
15.2、本发明通过在匀气盒内设置固定板，便于将匀气盒的内部空间分为位于固定板上部的降温层和位于固定板下部的输气层，当需要使被测试件升温时，石英灯开始工作，此时，匀气盒也会受到石英灯的热辐射，使得匀气盒的温度逐渐升高，通过设置换气阀，便于将冷气通过第一通气管输送至匀气盒内的降温层中，有助于降低匀气盒的温度，延长匀气盒的使用寿命；当需要使被测试件降温时，石英灯停止工作，换气阀将冷气输送至匀气盒内的输气层中，从而使冷气尽可能均匀的吹向被测试件，装置可靠稳定，灵活性强。
16.3、本发明通过设置比例阀，便于根据试验中不同阶段的温度要求，控制输送向集气盒的冷气气流大小，再通过集气盒内的排气扇使冷气分散，并增强冷气流通的速度，从而既增强了被测试件的降温速度，保证了试验时间，又实现了对被测试件降温速度的控制，提高了试验的精确性。
17.4、本发明通过设置第一匀气板和第二匀气板，便于使冷气尽可能均匀的分散在匀气盒内的输气层中，并从第一匀气板的下方吹向被测试件的表面，使被测试件尽可能均匀接收到冷气，从而使被测试件能够均匀且快速地降温，避免了被测试件中心温度与边缘温度不一致的问题，更符合飞机在高超声速飞行时的气动热情况，有效提高了试验的准确性和真实性，实用性强。
18.5、本发明方法步骤简单，操作便捷，通过调节升降温控制装置，实现对被测试件的温度的反复调节，并通过第一温度传感器持续采集被测试件的实时温度值，便于确定被测试件随时间变化的实时温度值符合试验升降温控制目标曲线，使模拟试验更接近飞机在高超声速飞行时真实的气动热环境，增强了飞机气动热环境模拟试验准确性和灵活性，便于推广使用。
19.综上所述，本发明所采用的升降温控制装置，通过设置加热机构，便于对被测试件进行加热，使被测试件的表面温度升高，通过设置输气机构，便于使被测试件的表面温度均匀且快速地降低，便于模拟飞机在高超声速飞行时的真实气动热环境；所采用的升降温控制方法步骤简单、操作便捷，实现了对被测试件表面温度的反复调节和采集，增强了飞机气动热环境模拟试验准确性和灵活性，便于推广使用。
20.下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。
附图说明
21.图1为本发明升降温控制装置的结构示意图。
22.图2为本发明升降温控制装置的内部结构示意图。
23.图3为本发明的方法流程框图。
24.附图标记说明:1—匀气盒；
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2—换气阀；
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3—比例阀；4—集气盒；
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5—第一通气管；
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6—第二通气管；7—第三通气管；
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8—第一匀气板；
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9—第一匀气孔；10—第二匀气板；
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11—第二匀气孔；
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12—固定板；13—排气孔；
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14—石英灯；
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15—被测试件；16—空心铜管；
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17—接线铜柱；
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18—进水管；19—出水管；
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20—安装槽；
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21—隔板；22—储水腔；
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23—把手；
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24—第一温度传感器；25—第二温度传感器。
具体实施方式
25.如图1和图2所示，本发明的一种飞机气动热环境模拟试验用升降温控制装置，包括匀气盒1、设置在所述匀气盒1上部用于提供冷气的输气机构和设置在所述匀气盒1下部用于对被测试件15加热的加热机构，所述被测试件15上设置有用于采集所述被测试件15温度的第一温度传感器24。
26.所述匀气盒1为无底空心盒，所述匀气盒1内由下至上依次设置有第一匀气板8、第二匀气板10和固定板12，所述匀气盒1的内部空间通过所述固定板12分为位于上部的降温层和位于下部的输气层，所述匀气盒1的上部开设有供所述降温层内气体溢散的排气孔13。
27.所述输气机构包括设置在所述匀气盒1上部的换气阀2和比例阀3，所述换气阀2与空压机连接，所述换气阀2上设置有用于向所述降温层输送冷气的第一通气管5和用于与所述比例阀3连接的第二通气管6，所述比例阀3上设置有用于向所述输气层输送冷气的第三通气管7。
28.所述加热机构包括两个分别设置在所述匀气盒1两边的接线单元和设置在两个所述接线单元之间的石英灯14，所述石英灯14位于所述匀气盒1的下部，所述被测试件15位于所述石英灯14的下部。
29.本发明中的被测试件15为飞机部件的测试件，且不限制被测试件15的形状，在对飞机部件进行气动热模拟试验中，通过设置加热机构，便于对被测试件15进行加热，使被测试件15的表面温度升高，通过设置输气机构，便于向匀气盒1内输送冷气，从而通过匀气盒1向被测试件15的表面尽可能均匀的输送冷气，使被测试件15的表面温度均匀且快速地降低，实现了飞机气动热环境模拟试验中的升降温控制，使模拟试验更接近飞机真实的气动热环境，使用效果好。
30.实际使用时，通过在匀气盒1内设置固定板12，便于将匀气盒1的内部空间分为位于固定板12上部的降温层和位于固定板12下部的输气层，当需要使被测试件15升温时，石英灯14开始工作，此时，匀气盒1也会受到石英灯14的热辐射，使得匀气盒1的温度逐渐升高，通过设置换气阀2，便于将冷气通过第一通气管5输送至匀气盒1内的降温层中，并通过排气孔13排出降温层内满溢的冷气，有助于降低匀气盒1的温度，延长匀气盒1的使用寿命；当需要使被测试件15降温时，石英灯14停止工作，换气阀2通过第二通气管6将冷气输送至
比例阀3中，比例阀3再通过第三通气管7将冷气输送至匀气盒1内的输气层中，从而使冷气尽可能均匀的吹向被测试件15，装置可靠稳定，灵活性强；其中，排气孔13的数量至少为四个，四个排气孔13分别位于匀气盒1顶部的四角。
31.需要说明的是，匀气盒1相对的两个外侧壁上均设置有把手23，便于在试验时，通过将匀气盒1两侧的把手23架设在支架上，使匀气盒1与试验台或地面相隔一段距离，并在试验台或地面上放置被测试件15，使被测试件15位于石英灯14的下方。
32.本实施例中，所述第三通气管7通过集气盒4向所述输气层内输送冷气，所述集气盒4嵌设在所述匀气盒1上部的中心位置，所述集气盒4的上端伸出所述匀气盒1并与所述第三通气管7相通，所述集气盒4的下端为敞口并伸进所述输气层内，所述集气盒4内设置有排气扇。
33.实际使用时，集气盒4穿过匀气盒1的上部和固定板12，冷气进入集气盒4后，通过排风扇送入匀气盒的输气层中，通过设置比例阀3，便于根据试验中不同阶段的温度要求，调整输送向集气盒4的冷气气流大小，再通过集气盒4内的排气扇使冷气分散，同时增强冷气流通的速度，从而既增强了被测试件15的降温速度，保证了试验时间，又实现了对被测试件15降温速度的控制，提高了试验的精确性。
34.本实施例中，所述第一匀气板8上开设有多个第一匀气孔9，所述第二匀气板10上开设有多个第二匀气孔11，多个所述第一匀气孔9与多个所述第二匀气孔11错位布设。
35.实际使用时，多个第一匀气孔9在第一匀气板8上呈梅花状布设，多个第二匀气孔11在第二匀气板10上呈梅花状布设，通过在第二匀气板10上设置多个第二匀气孔11，便于将集气盒4中的冷气通过多个第二匀气孔11输送到第二匀气板10与第一匀气板8之间，且使冷气分散在第二匀气板10与第一匀气板8之间，初步降低了冷气的集中性，通过在第一匀气板8上设置多个第一匀气孔9，且多个第一匀气孔9与多个第二匀气孔11错位布设，便于使冷气通过多个第一匀气孔9输送至匀气盒1的外侧时，再次提高冷气分布的均匀性，达到使冷气尽可能均匀的分散在匀气盒1内的输气层中的目的，进而使被测试件15的表面尽可能均匀接收到冷气，从而使被测试件15均匀且快速地降温，避免了冷气在被测试件15的中心过度集中，从而避免被测试件15的中心位置与边缘位置降温速度不一致，使试验结果更加符合飞机在高超声速飞行时的气动热情况，有效提高了气动热模拟试验的准确性和真实性。
36.本实施例中，多个所述第一匀气孔9的孔面积之和与多个所述第二匀气孔11的孔面积之和均小于所述第三通气管7的内横截面面积，使得经过第一匀气孔9和第二匀气孔11的气体压力大于第三通气管7内的气体压力，避免冷气经过匀气盒1后压力下降，降低对被测试件15的降温效果；其中，第三通气管7的内横截面为圆形。
37.本实施例中，所述接线单元包括位于匀气盒1下部的空心铜管16和设置在所述空心铜管16上且供电缆连接的接线铜柱17，所述接线铜柱17穿设在所述匀气盒1上且伸出至所述匀气盒1的上方，所述空心铜管16上开设有多个供所述石英灯14安装的安装槽20，多个所述安装槽20沿所述空心铜管16的长度方向并排布设。
38.实际使用时，空心铜管16的数量为两个，电缆通过接线铜柱17和空心铜管16向石英灯14供电，石英灯14的数量为多个，多个石英灯14并排布设在两个空心铜管16之间，将石英灯14的两端分别插入匀气盒1两侧的空心铜管16的安装槽20中，实现对石英灯14的安装，通过设置多个安装槽20沿空心铜管16的长度方向并排布设，便于安装多个石英灯14，提高
加热机构的工作效率。
39.本实施例中，所述空心铜管16的内部设置有隔板21和位于所述隔板21上方的储水腔22，所述空心铜管16上还设置有与所述储水腔22相通的进水管18和出水管19，所述进水管18和所述出水管19均穿设在所述匀气盒1上且伸出至所述匀气盒1的上方。
40.实际使用时，试验开始前至试验结束时，通过进水管18向储水腔22内持续注入冷却水，再通过出水管19排出储水腔22内溢出的冷却水，使试验过程中储水腔22内持续循环有冷却水，便于降低空心铜管16的温度，提高了技术人员操作的安全性。
41.需要说明的是，所述安装槽20位于所述隔板21的下部，即位于储水腔22的下部，避免对储水腔22造成影响。
42.本实施例中，所述被测试件15上还设置有第二温度传感器25，所述第一温度传感器24位于被测试件15的中心位置，所述第二温度传感器25位于被测试件15的边缘位置。
43.实际使用时，通过在被测试件15的中心位置设置第一温度传感器24，便于采集被测试件15的中心位置的温度，通过在被测试件15的边缘位置设置第二温度传感器25，便于采集被测试件15的边缘位置的温度，有利于技术人员获取被测试件15在试验过程中不同位置的温度，便于分析试验结果，以及通过调节加热机构和输气机构，使被测试件15各个位置的温度均符合试验要求。
44.如图3所示的一种利用飞机气动热环境模拟试验用升降温控制装置进行升降温控制的方法，包括以下步骤：步骤一、确定飞机气动热环境模拟试验的升降温控制目标曲线：飞机在飞行过程中的气动热环境会随着飞行时间而变化，根据实际情况，确定气动热环境模拟试验中被测试件15的升降温控制目标曲线，所述升降温控制目标曲线为时间温度曲线，表示了所述被测试件15上的温度在所述试验时间内的变化，并将所述时间温度曲线划分为升温段和降温段。
45.步骤二、进行飞机气动热环境模拟试验：对所述被测试件15进行加热和降温操作，并通过第一温度传感器24持续采集所述被测试件15上的实时温度值，使所述实时温度值符合所述时间温度曲线中对应时间的温度值；其中，当试验进行到升温段时，执行步骤三；当试验进行到降温段时，执行步骤四。
46.步骤三、升温操作：开启石英灯14，对所述被测试件15进行加热，当所述实时温度值与所述时间温度曲线中对应时间的温度值有偏差时，通过调节石英灯14的功率，改变被测试件15升温速度，使所述实时温度值符合所述时间温度曲线中对应时间的温度值。
47.实际操作时，每一分钟对比一次被测试件15的实时温度值和时间温度曲线中该时间点所对应的温度值，避免间隔时间过长造成的被测试件15的温度值偏差过大，通过改变与接线铜柱17连接的电缆的电压大小，实现对石英灯14功率的调节。
48.同时，调节所述换气阀2，将冷气通过第一通气管5持续输送至匀气盒1的降温层内，对所述匀气盒1进行降温。
49.实际试验时，连接空压机与换气阀2，通过空压机将冷气输送至换气阀2，通过第一通气管5向匀气盒1的降温层内持续输送冷气，并通过匀气盒1上部的排气孔13排出降温层内过多的冷气，使匀气盒1的降温层持续起到降低匀气盒1温度的作用，提高了试验的安全性。
50.步骤四、降温操作：关闭所述石英灯14，调节所述换气阀2，将冷气通过比例阀3输送至所述匀气盒1的输气层内，再通过第一匀气板8、第二匀气板10将冷气分散至所述被测试件15的表面，对所述被测试件15进行降温，当所述实时温度值与所述时间温度曲线中对应时间的温度值有偏差时，通过调节所述比例阀3的开度，进而调节所述输气层内冷气的气压大小，改变被测试件15降温速度，使所述实时温度值符合所述时间温度曲线中对应时间的温度值。
51.实际试验时，通过调节比例阀3的开度，实现对冷气输送量的调节，从而调节了到达被测试件15表面的冷气量，实现了对被测试件15降温速度的控制，使得被测试件15的实时温度值随时间的变化情况与温度时间曲线一致。
52.需要说明的是，第一温度传感器24所采集的实时温度值为被测试件15中心位置的实时温度值，通过第二温度传感器25持续采集被测试件15的边缘位置的实时温度值，便于技术人员对比被测试件15中心位置和边缘位置的实时温度值，调整试验方案，获得更加真实有效的试验结果。
53.本发明实现了对被测试件15表面温度的反复调节和采集，使得被测试件15随时间变化的实时温度值符合试验的升降温控制目标曲线，从而实现了对飞机部件的试验件的飞机气动热环境模拟试验，且试验的准确性和灵活性强。
54.本实施例中，在步骤一中，通过进水管18向空心铜管16内的储水腔22中持续注入冷却水，再通过出水管19排出储水腔22内溢出的冷却水，使得冷却水在空心铜管16内的储水腔22中持续循环，实现对空心铜管16的降温，避免石英灯14工作时，空心铜管16的温度过高，对技术人员造成安全隐患。
55.当满足试验时间后，关闭石英灯14和空压机，观察被测试件15的形变状况，从而获得飞机气动热环境模拟试验的初步试验结果。
56.以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。