CN100442032C - 碳纤维复合材料高速飞行器整流罩表面瞬态温度测量装置 - Google Patents

碳纤维复合材料高速飞行器整流罩表面瞬态温度测量装置 Download PDF

Info

Publication number
CN100442032C
CN100442032C CNB2006101137929A CN200610113792A CN100442032C CN 100442032 C CN100442032 C CN 100442032C CN B2006101137929 A CNB2006101137929 A CN B2006101137929A CN 200610113792 A CN200610113792 A CN 200610113792A CN 100442032 C CN100442032 C CN 100442032C
Authority
CN
China
Prior art keywords
temperature
thermocouple
craft
temperature thermocouple
carbon
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
CNB2006101137929A
Other languages
English (en)
Other versions
CN1936525A (zh
Inventor
吴大方
杨嘉陵
高镇同
晏震乾
赵寿根
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beihang University
Original Assignee
Beihang University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beihang University filed Critical Beihang University
Priority to CNB2006101137929A priority Critical patent/CN100442032C/zh
Publication of CN1936525A publication Critical patent/CN1936525A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN100442032C publication Critical patent/CN100442032C/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Landscapes

  • Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)
  • Chemical Or Physical Treatment Of Fibers (AREA)

Abstract

碳纤维复合材料高速飞行器整流罩表面瞬态温度测量装置，包括测温用热电偶、两片压片与计算机，测温热电偶前端点焊成圆珠状，在碳纤维复合材料高速飞行器表面加工有浅半圆形凹槽，测温热电偶前端圆珠状感温部放入半圆形凹槽内，热电偶丝前部弯成弓形，使两片相隔的压片压住测温热电偶前部，利用测温热电偶前端向下的弓形形状和热电偶丝本身具有的刚度，使测温热电偶前端感温部在试验过程中始终保持一个向下的压力，以保证热电偶前端感温部与碳纤维复合材料高速飞行器表面紧密接触，测温热电偶的输出通过导线传送至计算机记录、并计算出热冲击试验过程中，高速飞行器表面的瞬态温度变化曲线。本发明消除了由粘接层引起的测温滞后，使热冲击试验的测温结果准确、可靠。

Description

碳纤维复合材料高速飞行器整流罩表面瞬态温度测量装置
技术领域
本发明涉及碳纤维复合材料高速飞行器整流罩表面瞬态温度的测量，特别是在模拟超音速飞行试验时，高速飞行器整流罩表面处于高速热冲击状态下，对高速飞行器前端碳纤维复合材料整流罩表面的动态高温变化进行瞬态测试。
背景技术
飞行器高速飞行时，其前端壳体表面温度的动态变化量是研究壳体材料是否能抵抗高速飞行时的高温瞬态热冲击的关键参数，测量与记录在高速热流场中，飞行器表面温度的瞬变过程的工作，对于高速飞行器的热防护与安全设计有着非常重要的实际意义。
由于反辐射高速飞行器是以雷达为跟踪打击目标，飞行器前端必须使用可透过雷达波束的非金属材料，超音速反辐射飞行器常使用耐高温的碳纤维复合材料制作前端整流罩。高速飞行器在高速飞行时，前端壳体表面与空气剧烈摩擦，当飞行速度达3-4个马赫数时，其前端壳体表面会产生450度以上的气动热场。在进行地面模拟时必须准确测量非金属材料高速飞行器整流罩表面温度的动态变化过程。
测量高速飞行器表面温度时，测温传感器热电偶须焊接或粘接在高速飞行器表面。由于碳纤维复合材料高速飞行器整流罩是由非金属材料制成，不能像金属材料那样能将测温热电偶直接点焊在壳体表面上；另外，高速飞行器发射时的初速度很大，前端壳体表面温度场变化极快，温度上升可达每秒几十度，甚至上百度。传统的方法是将测温热电偶粘接在非金属材料壳体表面上，由于粘接层覆盖在测温热电偶的前端感温部上，并且粘接层具有一定的厚度，影响热传导速度，测温热电偶不能立即反应出壳体表面温度的急速变化。另外，金属材料的测温传感器与非金属材料的碳纤维复合材料外壳的热膨胀系数相差很大，在受到高温时，因膨胀量的巨大差异，若采用粘接方式，高温热冲击试验中经常出现测温传感器与非金属碳纤维复合材料外壳脱胶分离的情况，以至造成表面温度测量不准确的情况。碳纤维复合材料高速飞行器整流罩价格非常昂贵，由于存在热烧蚀，对同一高速飞行器整流罩不能重复进行多次高温试验，每次试验得到的测试数据极为宝贵。因此，必须开发新的高速飞行器整流罩热冲击试验碳纤维复合材料壳体表面瞬态温度测量装置，来记录高速飞行器热冲击试验过程中，非金属整流罩表面温度场的高速变化情况。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种碳纤维复合材料高速飞行器整流罩表面瞬态温度测量装置，该装置可准确和可靠地测量与记录高速飞行器热冲击试验过程中，非金属碳纤维复合材料整流罩表面温度场的高速变化，且结构简单，为高速飞行器的热强度校核与安全防护设计提供可靠的试验依据。
本发明的技术解决方案是：碳纤维复合材料高速飞行器整流罩表面瞬态温度测量装置包括：测温用热电偶、两片压片与计算机，测温热电偶前端点焊成圆珠状，在碳纤维复合材料高速飞行器表面加工有浅半圆形凹槽，测温热电偶前端圆珠状感温部放入半圆形凹槽内，热电偶丝前部弯成弓形，使两片相隔的压片压住测温热电偶前部，利用测温热电偶前端向下的弓形形状和热电偶丝本身具有的刚度，使测温热电偶前端感温部在试验过程中始终保持一个向下的压力，以保证热电偶前端感温部与碳纤维复合材料高速飞行器整流罩表面紧密接触，测温热电偶的输出通过导线传送至计算机记录、并计算出热冲击试验过程中，整流罩表面的瞬态温度变化曲线。
在进行碳纤维复合材料高速飞行器整流罩高速热冲击试验时，对热电偶前端使用压接方式替代传统的粘接方式测量碳纤维复合材料整流罩表面的瞬态高温变化，并采取技术手段保证测温过程中传感器与碳纤维复合材料高速飞行器整流罩表面的紧密接触。
为了确保高速热冲击试验过程中测温热电偶前端不向上翘起，两片压片要固定牢固，其具体做法为：除将热电偶丝前部弯成弓形外，还要把固定两片压片的热电偶的相应部位也稍微向下弯成弓形，先将距热电偶前端稍远的一片压片压住热电偶，用高温胶粘接固定在弹体表面，粘接时要用重物压住定位，待第一片压片上的粘接高温胶完全固化变硬之后，再加压粘接第二片距热电偶前端较近的压片，经过两次粘接固定后，由于测温热电偶前端向下的弓形形状以及热电偶丝本身具有的刚度，使得测温热电偶前端在试验过程中始终保持一个较大的向下的压力。当测温热电偶受热膨胀时，由于热电偶前端的向下压力以及半圆形凹槽对圆珠状热电偶前端的限位作用，保证了测温热电偶前端感温部与碳纤维复合材料整流罩表面的紧密接触。
本发明的工作原理是：在模拟飞行器高速飞行的瞬态气动热冲击试验中，当按照热流曲线给整流罩高速加温时，压接在碳纤维复合材料高速飞行器整流罩表面浅半圆形凹槽内的热电偶前端感温部，可迅速感知整流罩表面的高速温度变化信号，通过计算机记录、并计算出热冲击试验过程中，高速飞行器整流罩表面的瞬态温度变化曲线。
本发明与现有技术相比的有益效果是：热电偶前端感温部与碳纤维复合材料整流罩表面压接，利用测温热电偶前端向下的弓形形状以及热电偶丝本身具有的刚度，使测温热电偶前端在试验过程中始终保持一个向下的压力，以保证热电偶前端感温部与碳纤维复合材料整流罩表面紧密接触。由于热电偶前端感温部没有粘接覆盖层，因此，热电偶前端感温部可迅速感知碳纤维复合材料整流罩表面温度场的高速变化，消除了由粘接层引起的测温滞后，使试验结果更加准确、可靠。
附图说明
图1为本发明的结构示意图；
图2为本发明的结构侧视图；
图3为本发明热电偶前端感温部与碳纤维复合材料高速飞行器整流罩的压接示意图；
图4为使用本发明测得的某高速飞行器热冲击试验碳纤维复合材料整流罩表面的瞬态温度变化曲线图。
具体实施方式
如图1、图2和图3所示，本发明由测温用热电偶4、陶瓷绝缘管5、不锈钢压片6和7与计算机10组成，热电偶4前部弯成弓形，热电偶前端圆珠状感温部2放入碳纤维复合材料高速飞行器表面1上的浅半圆形凹槽3内，先将距热电偶前端稍远的一片不锈钢片7压住热电偶，用高温胶8固定在弹体表面，粘接时用重物压住固定，待粘接高温胶完全固化变硬后，再加压粘接第二片距热电偶前端稍近的不锈钢压片6，使其压住热电偶4前端的弓形根部，则测温热电偶前端圆珠状感温部2将产生向下的压紧力，测温热电偶丝上套有陶瓷绝缘套管5。
在模拟飞行器高速飞行的瞬态气动热冲击试验中，当按照热流曲线给高速飞行器整流罩表面进行辐射加热时，压接在碳纤维复合材料整流罩表面浅半圆形凹槽3内的热电偶前端感温部2，迅速感知碳纤维复合材料整流罩表面1的温度变化，并将温度变化转变为电信号，经导线9送入计算机10进行存储与计算，得到高速飞行器再入大气层试验过程中，碳纤维复合材料整流罩表面温度的高速动态变化曲线如图4所示。
从图4可以看出，碳纤维复合材料高速飞行器整流罩表面温度在5秒钟内上升至522.6℃，5秒钟内的平均上升速率为每秒99.52℃。可见本发明可对处于极高速热冲击状态下，高速飞行器前端碳纤维复合材料整流罩表面的动态高温变化进行有效的瞬态测量与记录。

Claims (3)

1、碳纤维复合材料高速飞行器整流罩表面瞬态温度测量装置，其特征在于包括：测温热电偶(4)、两片压片(6、7)与计算机(10)，测温热电偶(4)前端点焊为圆珠状感温部(2)，在碳纤维复合材料高速飞行器整流罩表面(1)加工有浅半圆形凹槽(3)，测温热电偶(4)前端圆珠状感温部(2)放入浅半圆形凹槽内(3)，测温热电偶(4)前端弯成弓形，使两片相隔的压片(6，7)压住测温热电偶(4)前部，利用测温热电偶(4)前端向下的弓形形状和测温热电偶(4)本身具有的刚度，使测温热电偶(4)前端圆珠状感温部(2)在试验过程中始终保持一个向下的压力，以保证测温热电偶(4)前端的圆珠状感温部(2)与碳纤维复合材料高速飞行器整流罩表面(1)紧密接触，测温热电偶(4)的输出通过导线(9)传送至计算机(10)记录、并计算出热冲击试验过程中碳纤维复合材料高速飞行器整流罩表面(1)的瞬态温度变化曲线；所述的压住测温热电偶(4)的两片压片(6，7)采用二次粘接固定方法，先将距测温热电偶(4)前端稍远的第一片压片(7)压住测温热电偶(4)，用粘接高温胶(8)固定在碳纤维复合材料高速飞行器整流罩表面(1)上，待第一片压片(7)上的粘接高温胶完全固化变硬后，再加压粘接距测温热电偶(4)前端较近的第二片压片(6)。
2、根据权利要求1所述的碳纤维复合材料高速飞行器整流罩表面瞬态温度测量装置，其特征在于：所述的压住测温热电偶(4)的两片压片(6，7)为不锈钢片。
3、根据权利要求1所述的碳纤维复合材料高速飞行器整流罩表面瞬态温度测量装置，其特征在于：所述的测温热电偶(4)上套有陶瓷绝缘套管(5)。
CNB2006101137929A 2006-10-17 2006-10-17 碳纤维复合材料高速飞行器整流罩表面瞬态温度测量装置 Expired - Fee Related CN100442032C (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CNB2006101137929A CN100442032C (zh) 2006-10-17 2006-10-17 碳纤维复合材料高速飞行器整流罩表面瞬态温度测量装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CNB2006101137929A CN100442032C (zh) 2006-10-17 2006-10-17 碳纤维复合材料高速飞行器整流罩表面瞬态温度测量装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN1936525A CN1936525A (zh) 2007-03-28
CN100442032C true CN100442032C (zh) 2008-12-10

Family

ID=37954153

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CNB2006101137929A Expired - Fee Related CN100442032C (zh) 2006-10-17 2006-10-17 碳纤维复合材料高速飞行器整流罩表面瞬态温度测量装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN100442032C (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102809438A (zh) * 2012-08-16 2012-12-05 北京航空航天大学 高速飞行器非金属材料圆柱形壳体表面高温测量装置

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101545830B (zh) * 2008-04-15 2010-10-06 吴大方 高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置
CN101598602B (zh) * 2009-07-10 2011-05-18 北京航空航天大学 导弹高温气动热试验弹体前表面温度的非接触式红外测量装置
CN102183312B (zh) * 2011-03-16 2013-01-02 北京航空航天大学 高超声速飞行器非金属防热材料平面试验件表面高温测量装置
CN102825428B (zh) * 2012-08-19 2015-02-04 什邡市明日宇航工业股份有限公司 飞行器整流罩及其制造方法
CN103017927A (zh) * 2012-11-28 2013-04-03 中国商用飞机有限责任公司 用于将测温热电偶安装到蒙皮内表面的安装方法
CN105466584A (zh) * 2014-09-03 2016-04-06 北京航空航天大学 一种陶瓷基复合材料测温方法
CN104280294B (zh) * 2014-10-15 2016-06-29 北京航空航天大学 一种高温断裂强度拉伸试验中的动态温度测量装置
CN105444918A (zh) * 2015-12-10 2016-03-30 中国电子科技集团公司第四十八研究所 一种用于飞行器的温度检测装置
CN106546133B (zh) * 2016-09-28 2018-05-25 湖北航天飞行器研究所 一种子弹冲击过载测试装置
RU2663277C1 (ru) * 2017-04-10 2018-08-03 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Способ крепления термопар
RU2681859C2 (ru) * 2017-08-04 2019-03-13 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" Устройство для изготовления микротермопар

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0882308A (ja) * 1994-09-12 1996-03-26 Matsushita Seiko Co Ltd 温度センサーの固定装置
CN2264905Y (zh) * 1996-06-05 1997-10-15 北京轴承研究所 热电偶测头
CN2526809Y (zh) * 2001-06-26 2002-12-18 中国仪器仪表行业协会自动化仪表分会温度仪表专业协会 隔爆型热电偶
CN2529225Y (zh) * 2002-03-11 2003-01-01 北京航空航天大学 导弹高速热冲击试验陶瓷弹头表面瞬态温度测量装置

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0882308A (ja) * 1994-09-12 1996-03-26 Matsushita Seiko Co Ltd 温度センサーの固定装置
CN2264905Y (zh) * 1996-06-05 1997-10-15 北京轴承研究所 热电偶测头
CN2526809Y (zh) * 2001-06-26 2002-12-18 中国仪器仪表行业协会自动化仪表分会温度仪表专业协会 隔爆型热电偶
CN2529225Y (zh) * 2002-03-11 2003-01-01 北京航空航天大学 导弹高速热冲击试验陶瓷弹头表面瞬态温度测量装置

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102809438A (zh) * 2012-08-16 2012-12-05 北京航空航天大学 高速飞行器非金属材料圆柱形壳体表面高温测量装置

Also Published As

Publication number Publication date
CN1936525A (zh) 2007-03-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN100442032C (zh) 碳纤维复合材料高速飞行器整流罩表面瞬态温度测量装置
CN202002747U (zh) 高超声速飞行器非金属防热材料平面试验件表面高温测量装置
CN102183312B (zh) 高超声速飞行器非金属防热材料平面试验件表面高温测量装置
CN102809438B (zh) 高速飞行器非金属材料圆柱形壳体表面高温测量装置
CN102353469B (zh) 高速飞行器外表面高温在线测量装置及其制备、测量方法
CN201025458Y (zh) 高速飞行器高温气动热模拟试验热电偶测温保护装置
CN2529225Y (zh) 导弹高速热冲击试验陶瓷弹头表面瞬态温度测量装置
CN102721612B (zh) 高速导弹飞行器平面结构高温-分布载荷热强度试验装置
CN109632867A (zh) 一种用于考核材料高超声速抗烧蚀性能的试验系统及方法
CN106053250A (zh) 测量材料超高温弯曲弹性模量及断裂应变的装置及方法
CN104820261A (zh) 一种高温光纤光栅传感探头
CN108132112A (zh) 一种高超声速飞行器表面热流辨识装置及设计方法
CN106289035A (zh) 一种高温差阻式石墨烯位移、压力一体化传感器
US4455530A (en) Conductivity sensor for use in steam turbines
CN107340080A (zh) 基于表面测温法的针型薄膜热电偶试验验证系统及其应用
CN108519440A (zh) 一种适合高温下在线检测的超声波测量探头
CN203811565U (zh) 一种隔热性能试验装置
US6644849B1 (en) Low precision temperature sensor for aircraft applications
CN105277583B (zh) 一种模拟igbt元件发热的装置
CN202903355U (zh) 高速飞行器非金属材料圆柱形壳体表面高温测量装置
CN211978276U (zh) 一种用于高焓激波风洞燃烧场的热环境测量装置
CN107367369A (zh) 一种高温天平
CN103017927A (zh) 用于将测温热电偶安装到蒙皮内表面的安装方法
CN101598602B (zh) 导弹高温气动热试验弹体前表面温度的非接触式红外测量装置
US6380535B1 (en) Optical tuft for flow separation detection

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
C17 Cessation of patent right
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20081210

Termination date: 20091117