一種高超速飛行器艙段熱環(huán)境的試驗裝置及方法
【技術領域】
[0001]本發(fā)明屬于高超速飛行器熱防護技術領域，涉及一種艙內(nèi)熱環(huán)境的試驗裝置及方法，用于對復雜外形艙段長航時艙內(nèi)熱環(huán)境的準確模擬以進行熱性能的檢測。
【背景技術】
[0002]高超聲速跳躍滑翔類飛行器一般指飛行速度超過Ma5，飛行時間超過1200s以上的飛行器。該類飛行器飛行速度高，且跳躍滑翔機動飛行，具有較強的機動性和突防能力，有著巨大的軍事價值和潛在的經(jīng)濟價值，目前已成為國內(nèi)外武器與航天器發(fā)展的主要方向。
[0003]高超聲速飛行器在大氣層內(nèi)長時間機動飛行，氣流對飛行器進行持續(xù)氣動加熱，駐點熱流峰值達到5MW/m2，總加熱量為2 X 103MJ/m2，飛行時間長達1200s，飛行器局部和艙段大面積面臨嚴重的氣動加熱，總加熱量較大，艙內(nèi)熱環(huán)境較嚴酷。
[0004]為保證高超聲速飛行器艙內(nèi)單機設備的安全工作，需要對艙內(nèi)進行熱設計。但不同型號高超速飛行器外形各異，熱防護結構千差萬別，艙段外形復雜，艙段內(nèi)零件成百上千，艙內(nèi)單機設備形態(tài)各異，布局千變?nèi)f化，材料混雜，并且艙內(nèi)能量來源途徑較多，能量傳遞方式多種多樣，使得熱設計是個系統(tǒng)和復雜的工程，檢驗熱設計的合理性也是熱設計環(huán)節(jié)的重要工作。理論方法對艙內(nèi)很難進行準確預測，艙內(nèi)熱環(huán)境的研宄主要依靠地面試驗開展。艙段內(nèi)熱環(huán)境模擬是檢驗熱設計合理性的重要手段。只有準確模擬了艙段內(nèi)熱環(huán)境，才可能準備檢測熱設計是否合理。
[0005]艙內(nèi)熱環(huán)境模擬是指:在艙段外采用加熱裝置對其加熱，并測量艙內(nèi)的溫度，壓力等參數(shù)，以判斷溫度，壓力的測量值是否滿足設計要求。艙內(nèi)熱環(huán)境模擬中，常用的加熱裝置為石英燈管輻射加熱。采用石英管加熱存在較多問題:石英管只能加工成直線型，導致石英管加熱裝置只能是具有規(guī)則形狀的，比如圓柱型的加熱裝置，或者平板型的加熱裝置，這樣的加熱裝置只能適用于規(guī)則形狀艙段的內(nèi)部熱環(huán)境模擬，對于具有復雜外形的艙段，其具有局部突起或者凹陷，采用常規(guī)的石英管型的加熱裝置進行艙內(nèi)熱環(huán)境模擬時，與真實艙內(nèi)熱環(huán)境相差較大。因此，存在開發(fā)能模擬檢測復雜艙段熱環(huán)境的技術需求。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]針對現(xiàn)有技術的以上缺陷或改進需求，本發(fā)明提供了一種高超速飛行器艙段熱環(huán)境的試驗裝置及方法，其目的在于通過設置加熱膜片，所述加熱膜片具有多個，多個加熱膜片完整貼合包覆在艙段外壁上，使得艙段內(nèi)的熱環(huán)境和真實環(huán)境接近，相應能進行艙段內(nèi)熱設計的檢測，克服了現(xiàn)有技術中由于石英管加熱導致的無法檢測復雜艙段內(nèi)熱設計的技術問題。
[0007]為實現(xiàn)上述目的，按照本發(fā)明的一個方面，提供了一種檢測高超速飛行器艙段內(nèi)熱設計的試驗裝置，其特征在于，包括
[0008]試驗工裝組件、艙段組件以及艙內(nèi)組件，其中
[0009]所述艙段組件包括防熱層、外隔熱層、艙段承力層以及內(nèi)隔熱層，所述外熱隔層和所述內(nèi)隔熱層分別位于艙段承力層外壁面和內(nèi)壁面，所述防熱層位于外隔熱層上；
[0010]所述試驗工裝組件包括加熱膜片、上端蓋以及工裝，所述工裝用于支撐所述艙段組件并使該艙段組件的一個端面封閉，所述上端蓋用于封閉所述艙段組件另一個端面，所述加熱膜片貼合在所述防熱層外，所述加熱膜片具有多個并根據(jù)艙段承力層外壁面形狀制作，多個所述加熱膜片將所述防熱層完整貼合的包覆；
[0011]所述艙內(nèi)組件包括艙內(nèi)單機和單機支架，所述單機支架固定在所述艙段承力層上，用于支撐艙內(nèi)單機。
[0012]通過以上發(fā)明構思，(I)設置加熱膜片，加熱膜片具有多個，多個加熱膜片根據(jù)艙段承力層外壁面形狀制作，加熱膜片可以是曲面或者是平面，可以是任意的形狀，相應能使所述加熱膜片將所述防熱層完整貼合的包覆，加熱時候，才能實現(xiàn)較好的模擬飛行器飛行時候艙段內(nèi)的熱環(huán)境，進而能檢測艙內(nèi)熱設計，獲得合理由于的數(shù)據(jù)，以判斷艙段內(nèi)熱設計的的合理性，并能進一步指導完善熱設計。(2)進一步的，在艙段內(nèi)設置內(nèi)隔熱層，內(nèi)隔熱層可為導熱系數(shù)和熱擴散系數(shù)較小的氣凝膠材料或者為多層結構的蜂窩結構材料，或者是熱控涂層和多層的隔熱材料，用于降低輻射系數(shù)和換熱系數(shù)，實現(xiàn)了本發(fā)明系統(tǒng)較好模仿高超速飛行器艙段內(nèi)結構，保證了系統(tǒng)較好模擬實際情況。
[0013]進一步的，所述加熱膜片包括外層、里層和中間層，所述中間層為加熱電阻絲。作為優(yōu)選的，電阻絲可彎曲，可變形，便于根據(jù)艙段承力層外壁面的形狀制備成各種形狀的加熱膜片，以便緊密貼合。
[0014]按照本發(fā)明的第二個方面，還提供一種檢測高超速飛行器艙段內(nèi)熱設計的方法，其特征在于，包括如下步驟:
[0015]準備檢測平臺步驟，將外壁具有防熱層和外隔熱層的艙段承力層固定在工裝上；
[0016]涂覆內(nèi)隔熱層步驟，在艙段承力層內(nèi)壁涂覆熱控涂層和隔熱材料，所述熱控涂層用于改變表面的輻射系數(shù)和吸收系數(shù)，以減小輻射傳遞的熱量；所述隔熱材料用于降低表面導熱系數(shù)和表面對流換熱系數(shù)，以減少換熱；
[0017]包覆加熱膜片步驟，在艙段組件的防熱層外貼合包覆多個加熱膜片，所述加熱膜片根據(jù)艙段組件的外壁面形狀制作，以能將所述防熱層完整貼合的包覆；
[0018]測量步驟，封閉艙段兩端，開啟加熱膜片，測量獲得艙段內(nèi)溫度、壓力以及速度。
[0019]通過以上發(fā)明構思，(I)在艙段承力層內(nèi)壁涂覆熱控涂層和隔熱材料，所述熱控涂層用于改變表面的輻射系數(shù)和吸收系數(shù)，以減小輻射傳遞的熱量；所述隔熱材料用于降低表面導熱系數(shù)和表面對流換熱系數(shù)，以減少換熱。降低輻射系數(shù)和換熱系數(shù)，實現(xiàn)了本發(fā)明系統(tǒng)較好模仿高超速飛行器艙段內(nèi)實際情況，保證了系統(tǒng)較好模擬實際情況。(2)包覆加熱膜片，加熱膜片具有多個，多個加熱膜片根據(jù)艙段承力層外壁面制作，加熱膜片可以是曲面或者是平面，可以是任意的形狀，相應能使所述加熱膜片將所述防熱層完整貼合的包覆，加熱時候，才能實現(xiàn)較好的模擬飛行器飛行時候艙段內(nèi)的熱環(huán)境，進而能準確檢測艙內(nèi)熱設計的合理性。
[0020]進一步的，在所述防熱層和所述加熱膜片間填充導熱硅脂，用于減小接觸的熱阻，進而提高加熱膜片的加熱效率。
[0021]進一步的，所述加熱膜片包括外層、里層和中間層，所述中間層為加熱電阻絲。
[0022]總體而言，通過本發(fā)明所構思的以上技術方案與現(xiàn)有技術相比，能夠取得下列有益效果:
[0023](I)設置加熱膜片，多個加熱膜片根據(jù)艙段承力層外壁面制作，具體的，加熱膜片可以是曲面或者是平面，可以是任意的形狀，相應能使所述加熱膜片將所述防熱層完整貼合的包覆，實現(xiàn)較好的模擬飛行器飛行時候艙段內(nèi)的熱環(huán)境，進而能檢測艙內(nèi)熱設計的合理性，保證檢測的準確性。進一步的，在艙段內(nèi)設置內(nèi)隔熱層，在飛行器艙段殼體的領域內(nèi)，內(nèi)隔熱層用于降低輻射系數(shù)和換熱系數(shù)，實現(xiàn)了本發(fā)明系統(tǒng)較好模仿高超速飛行器艙段內(nèi)結構，保證了系統(tǒng)較好模擬實際情況。
[0024](2)本發(fā)明系統(tǒng)和方法采用加熱膜片加熱，尤其能有效解決長時間跳躍滑翔類面對稱復雜外形飛行器艙內(nèi)熱環(huán)境試驗難題，準確摸底艙內(nèi)熱環(huán)境，驗證熱防護和艙內(nèi)熱設計的可靠性以及合理性。
【附圖說明】
[0025]圖1為本發(fā)明實施例的艙內(nèi)熱環(huán)境試驗裝置縱切面剖視圖；
[0026]圖2為本發(fā)明實施例的艙內(nèi)熱環(huán)境試驗裝置橫截面剖視圖；
[0027]圖3為本發(fā)明實施例的艙內(nèi)單機設備和單機支架結構示意圖。
[0028]在所有附圖中，相同的附圖標記表示同樣的特征，具體地，I 一工裝，2 —加熱膜片，3 —防熱層、4 一外隔熱層，5 —上端蓋，6 —艙內(nèi)單機，7 —艙段承力層，8 —內(nèi)隔熱層，9 一單機支架。
【具體實施方式】
[0029]為了使本發(fā)明的目的、技術方案及優(yōu)點更加清楚明白，以下結合附圖及實施例，對本發(fā)明進行進一步詳細說明。應當理解，此處所描述的具體實施例僅僅用以解釋本發(fā)明，并不用于限定本發(fā)明。此外，下面所描述的本發(fā)明各個實施方式中所涉及到的技術特征只要彼此之間未構成沖突就可以相互組合。
[0030]圖1為本發(fā)明優(yōu)選實施例的艙內(nèi)熱環(huán)境試驗裝置縱切面剖視圖；圖2為本發(fā)明優(yōu)選實施例的艙內(nèi)熱環(huán)境試驗裝置縱橫截面剖視圖；圖3為本發(fā)明優(yōu)選實施例的艙內(nèi)單機設備和單機支架結構示意圖。
[0031]由以上圖可知，本發(fā)明中檢測高超速飛行器艙段內(nèi)熱設計的系統(tǒng)包括試驗工裝組件、艙段組件以及艙內(nèi)組件。其中，所述艙段組件包括防熱層3、外隔熱層4、艙段承力層7以及內(nèi)隔熱層8，所述外熱隔層4和所述內(nèi)隔熱層8分別位于艙段承力層7外壁面和內(nèi)壁面，所述防熱層位于外隔熱層4上；所述試驗工裝組件包括加熱膜片2、上端蓋5以及工裝1，所述工裝I用