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2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7外壁面制作，多個所述加熱膜片將所述防熱層完整貼合的包覆；所述艙內(nèi)組件包括艙內(nèi)單機6和單機支架9，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。
[0032]具體的，對于整個系統(tǒng)，工裝和加熱膜片的大小尺寸可根據(jù)艙段的實際外形和大小計算確定。尤其是對于加熱膜片，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(yīng)能使所述加熱膜片將所述防熱層完整貼合的包覆。加熱膜片較薄，一般厚度為2mm?5mm。本領(lǐng)域技術(shù)人員在大量的工程實踐中發(fā)現(xiàn)，該厚度范圍的加熱膜片，較能貼合艙段的外壁面，并且制造成本最為經(jīng)濟，性價比和可用性最佳。
[0033]艙內(nèi)熱試驗加熱系統(tǒng)為膜片加熱系統(tǒng)，膜片加熱系統(tǒng)具有較強的可設(shè)計性，尤其適用于復(fù)雜面對稱外形艙段，膜片加熱系統(tǒng)可設(shè)計成與艙段外形一致，內(nèi)表面和防熱層的外表面保持一致，安裝時與艙段防熱層緊密貼合，以減小接觸的熱阻，提高膜片式加熱系統(tǒng)加熱效率。通常，防熱層可以是玻璃鋼或者碳碳復(fù)合材料。
[0034]本發(fā)明中加熱膜片包括外層、里層和中間層，所述中間層為優(yōu)選為加熱電阻絲。電阻絲可彎曲，可變形，便于根據(jù)艙段承力層7外壁面的模樣制備成各種形狀的加熱膜片，以便緊密貼合。
[0035]本發(fā)明中一種高超速飛行器艙段內(nèi)熱環(huán)境的試驗方法，包括如下步驟:
[0036]準(zhǔn)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7固定在工裝上;
[0037]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(dǎo)熱系數(shù)和表面對流換熱系數(shù)，以減少換熱；
[0038]包覆加熱膜片步驟，在艙段組件的防熱層外貼合固定多個加熱膜片，所述加熱膜片根據(jù)艙段組件的外壁面形狀定制，以能將所述防熱層完整貼合的包覆。作為優(yōu)選，可在所述防熱層和所述加熱膜片內(nèi)壁面間填充導(dǎo)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。進一步的優(yōu)選，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。電阻絲可彎曲，可變形，便于根據(jù)艙段承力層外壁面的模樣制備成各種形狀的加熱膜片，以便緊密貼合。
[0039]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。
[0040]其中，涂覆內(nèi)隔熱層步驟和包覆加熱膜片步驟可以同時進行，或者不分先后順序進行。
[0041]具體的，加熱膜片能達到的最高溫度約為400°C，為了準(zhǔn)確模擬艙段內(nèi)的熱環(huán)境，需要對防熱層的厚度進行減薄，即本發(fā)明系統(tǒng)中的防熱層的厚度小于實際高超速飛行器防熱層的厚度。通過計算獲得與實際防熱層等效的防熱層厚度，常用的等效處理方法為:開展艙內(nèi)熱設(shè)計檢測前，進行氣動熱理論計算分析，得出加熱膜片需要控制的熱邊界條件。對于超高速長時間飛行器艙段防熱層外壁峰值溫度一般均在200(TC左右，計算防熱層和外隔熱層不同厚度處的溫度，選取滿足加熱膜片的加熱能力的防熱層和隔熱層的厚度。準(zhǔn)備檢測平臺步驟時，防熱層和隔熱層的厚度按照該厚度進行加工。
[0042]艙段熱環(huán)境試驗基于艙段兩端動態(tài)熱平衡原理，即試驗艙段與兩端的艙段熱量傳遞達到動態(tài)平衡，浄熱流近似為零。試驗時需要對艙段兩端進行絕熱處理，這就要求兩端密封端蓋選用隔熱和密封效果較好材料，以減小艙段的邊界效應(yīng)對艙內(nèi)熱環(huán)境的影響。
[0043]艙內(nèi)熱環(huán)境試驗?zāi)M高超聲速飛行器飛行時艙內(nèi)溫度、壓力、速度(溫度的變化引起空氣密度的變化，密度變化引起壓力變化，進而導(dǎo)致空氣流動，產(chǎn)生了速度矢量)的分布規(guī)律，艙內(nèi)的溫度、壓力和速度分布與飛行器的飛行姿態(tài)和過載大小息息相關(guān)，因此，需要對飛行器的飛行姿態(tài)和過載進行綜合分析，但地面模擬時過載為一個定值G。因此，需要選取可以覆蓋飛行時的安裝姿態(tài)進行試驗。
[0044]高超聲速飛行器艙段氣動加熱較嚴(yán)酷的高度為70km以下，艙內(nèi)單機設(shè)備全程工作自發(fā)熱，艙內(nèi)空氣和單機設(shè)備的對流換熱與空氣密度息息相關(guān)，因此，地面模擬艙內(nèi)的溫度、壓力和速度分布規(guī)律時，需要考慮高空的艙內(nèi)空氣密度，必要時需要對艙段進行抽真空處理。模擬低空時候，就不需要抽真空處理模擬飛行高度相對應(yīng)的氣壓的大小。
[0045]艙內(nèi)熱環(huán)境試驗是為模擬艙內(nèi)的溫度、壓力和速度分布規(guī)律，因此，在進行試驗時需要在重要部位安裝溫度、速度和壓力傳感器進行數(shù)據(jù)采集。
[0046]下面通過借助更具體的實施例詳細(xì)地說明本發(fā)明，本實施例中，試驗艙段為外徑Φ 194mm，高度170mm環(huán)形艙段，艙段外壁面上具有凹陷和突起，壁厚3mm，材質(zhì)為鈦合金；艙內(nèi)單機采用鋁質(zhì)殼體作為模擬件，試驗采用加熱膜片。試驗采用溫升曲線控制，保持固定溫升速率，溫度控制曲線從308s常溫25°C起控，1067s溫升至250°C。試驗結(jié)果中，單機外壁溫度88°C?102°C之間，距離艙壁中段約1mm處空氣溫度在158°C?164°C之間；單機外壁或艙段內(nèi)壁采用熱控涂層及多層隔熱材料的熱控方式，可將單機溫度從93°C降低至60°C。在艙段及單機殼體內(nèi)外壁還可采用增加隔熱層或類似有效的熱控手段，降低艙內(nèi)熱環(huán)境。
[0047]本領(lǐng)域的技術(shù)人員容易理解，以上所述僅為本發(fā)明的較佳實施例而已，并不用以限制本發(fā)明，凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)所作的任何修改、等同替換和改進等，均應(yīng)包含在本發(fā)明的保護范圍之內(nèi)。
【主權(quán)項】
1.一種高超速飛行器艙段熱環(huán)境的試驗裝置，其特征在于，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(I)，所述工裝(I)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(2)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(7)外壁面制作，多個所述加熱膜片將所述防熱層完整貼合的包覆； 所述艙內(nèi)組件包括艙內(nèi)單機(6)和單機支架(9)，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。2.如權(quán)利要求1所述的一種高超速飛行器艙段熱環(huán)境的試驗裝置，其特征在于，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。3.一種高超速飛行器艙段熱環(huán)境的試驗方法，其特征在于，包括如下步驟: 準(zhǔn)備檢測平臺步驟，將外壁具有防熱層(3)和外隔熱層(4)的艙段承力層(7)固定在工裝上； 涂覆內(nèi)隔熱層步驟，在艙段承力層(7)內(nèi)壁涂覆熱控涂層和隔熱材料以獲得內(nèi)隔熱層(8)，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(dǎo)熱系數(shù)和表面對流換熱系數(shù)，以減少換熱； 包覆加熱膜片步驟，在艙段組件的防熱層外貼合固定多個加熱膜片(2)，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； 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。4.如權(quán)利要求3所述的一種高超速飛行器艙段熱環(huán)境的試驗方法，其特征在于，在所述防熱層和所述加熱膜片間填充導(dǎo)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。5.如權(quán)利要求3或4所述的一種高超速飛行器艙段熱環(huán)境的試驗方法，其特征在于，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。
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種高超速飛行器艙段熱環(huán)境的試驗裝置及方法，其中，系統(tǒng)包括試驗工裝組件、艙段組件以及艙內(nèi)組件，所述試驗工裝組件包括加熱膜片、所述加熱膜片貼合在艙段組件外，所述加熱膜片具有多個并根據(jù)艙段組件的外壁面制作，多個所述加熱膜片將所述防熱層完整貼合的包覆。檢測方法包括準(zhǔn)備檢測平臺步驟、涂覆內(nèi)隔熱層步、包覆加熱膜片步驟、測量步驟。本發(fā)明系統(tǒng)和方法中，采用加熱膜片加熱，較好的模擬超高速飛行器的復(fù)雜艙段內(nèi)的熱環(huán)境，進而能檢測其艙內(nèi)熱設(shè)計。
【IPC分類】B64F5/00, G01M99/00
【公開號】CN104925269
【申請?zhí)枴緾N201510232948
【發(fā)明人】單華偉, 郭志穎, 毛靖, 林雪峰, 何乾坤, 舒孟炯, 段祥軍, 徐澤超, 范開春
【申請人】湖北航天技術(shù)研究院總體設(shè)計所
【公開日】2015年9月23日
【申請日】2015年5月8日