CN102262099A - 高超声速飞行器翼面结构1400℃高温热力耦合试验装置 - Google Patents

Abstract

高超声速飞行器翼面结构1400℃高温热力耦合试验装置包括高超声速飞行器翼面结构试验件、硅钼加热阵列、水冷式金属加载组件、U型水冷通道、力传感器、液压作动器、温度传感器与计算机；将水冷式金属加载组件设计成U型中空结构，采用流动液体冷却金属加载组件内部的方法解决1400℃环境下金属加载组件出现的高温软化、变形的问题，实现了翼面结构高至1400℃的高温热力耦合试验测试，并获得了高温热力复合环境下翼面结构的强度极限等重要参数，为高超声速飞行器结构在高速、高温热力耦合环境下的安全设计提供可靠依据。

Description

高超声速飞行器翼面结构1400℃高温热力耦合试验装置

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器翼面结构1400℃高温热力耦合试验装置，特别是在进行高超声速飞行器翼面结构气动热力环境试验模拟时，该试验装置能测取到高至1400℃温度条件下翼面结构的热强度极限等重要参数，为高超声速飞行器结构在极端高温热力复合环境下的热强度设计提供重要依据。

背景技术

随着航天航空技术的发展，远程机动飞行器的设计飞行速度在不断提高。同时现代战争对飞行器高速、高精度、高机动性的作战性能要求，引发世界各国竞相开展高超声速飞行器的研制工作。从运动速度而言，当飞行器速度超过5倍声速时(即马赫数大于5)，一股称为高超声速飞行器。高超声速飞行器能够实现全球远距离快速到达，实施有效的高空高速突防，完成快速精确打击。步入21世纪以来，由于具有极其重要的军事应用价值和重大的战略意义，高超声速飞行器已经成为世界各主要航天大国研究的热点。例如，美国航空航天局(NASA)投入巨额经费研究开发速度为音速10-15倍的极超音速飞机；俄罗斯目前在着力研究发展马赫数达14的具有超“领空”打击能力的空天飞机；法国国防部计划研制马赫数达12的高超音速机动飞行器；日本已在进行马赫数为10的高超声速飞行器的实验飞行。在各国竞相开展高超声速飞行器研制的大背景下，我国也在努力开展如国家自然科学基金项目指南中阐述的高超声速远程机动飞行器的研究，国家自然科学基金指南中指出该研究涉及国家安全和和平利用空间，是目前国际竞相争夺空间技术的焦点之一，是综合国力的体现。21世纪初，党和国家领导集体做出了开展高超声速飞行器的技术和应用研究的决策，对提高综合国力，推动中华民族伟大复兴事业将产生深远影响。

以高马赫数飞行时，由气动加热引起的“热障”问题极为严重。当高速飞机以马赫数为3作超低空飞行时，其翼前缘驻点温度即可达到500℃以上。当飞行器马赫数接近4时，表面温度可达700℃。以6-10个马赫数飞行的高超声速飞行器，其机翼、垂尾等大部分区域的温度范围将达到750℃-1400℃之间。如此极端恶劣的高温热环境条件，使得高超声速飞行器材料和结构的热强度问题成为事关研制成败的重要关键问题之一。

为保证高速飞行器的安全，确认飞行器的材料和结构是否能经得起高速飞行时所产生的热冲击及高温热应力破坏，必须对高超声速飞行器材料和结构进行静、动态的气动热载联合试验。模拟飞行材料和结构在高速飞行时的真实受热状况，测量并分析试验过程中飞行器各部分的热应力、热变形、结构膨胀量等高温力学性能参数的变化对飞行器结构强度的影响。通过热载联合试验的方法，来观察分析在热环境和力学环境复合作用下材料的力学性能及结构的受力状况，从而进一步研究分析结构在高温下的承载能力、使用寿命以及安全可靠性，该项研究不仅具有实际的工程应用价值，而且对于高超声速飞行器的材料结构强度评价方法研究也具有重要的学术意义。

在一股情况下，当温度将超过600℃时，即便采用镍基高温合金或钛合金等耐高温金属材料，在也会出现软化、变形增大、刚性下降的现象，而处于1400℃极端高温环境下的传力金属加载联接件由于高温软化，甚至会被融化而不能正常工作。高超声速飞行器设计部门迫切希望能够实现在1400℃极端高温环境下对高超声速飞行器翼面结构进行热载联合试验研究，该项工作是事关1400℃极端高温环境下的热载联合试验成败的关键技术，对高超声速远程机动飞行器的研制与安全设计具有非常重要的现实意义。但目前尚未有相关的研究报道。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种高超声速飞行器翼面结构1400℃高温热力耦合试验装置，该装置能够在高超声速飞行器结构气动热载模拟时，解决1400℃环境下金属加载件出现的高温软化、变形的问题，实现高超声速飞行器翼面结构的高温热力耦合试验，为高超声速飞行器结构在高速、高温热力耦合环境下的安全设计提供可靠依据。

本发明的技术解决方案是：高超声速飞行器翼面结构1400℃高温热力耦合试验装置，包括：高超声速飞行器翼面结构试验件、L型固定支座、硅钼加热阵列、高温紧固螺栓、水冷式金属加载杆件、U型水冷通道、联接支座、入水口、出水口、力传感器、液压作动器、温度传感器、计算机；所述高超声速飞行器翼面结构试验件通过紧固螺栓固定在L型固定支座上，形成悬臂结构。距离高超声速飞行器翼面结构试验件的上、下表面各约50mm处各布置一排能生成1400℃高温环境的红外辐射硅钼加热阵列，给高超声速飞行器翼面结构试验件的上、下表面加热，模拟高速飞行时高超声速飞行器翼面结构所处的气动加热环境。使用高温紧固螺栓通过高超声速飞行器翼面结构试验件下端的联接支座将水冷式金属加载组件与高超声速飞行器翼面结构试验件固联，水冷式金属加载组件内部加工有可以通过冷却液体的水冷通道，冷却水经过入水口进入水冷式金属加载组件内部的水冷通道，由出水口流出，对处于1400℃高温环境水冷式金属加载组件降温。安装有力传感器的液压作动器通过加载联接杆与水冷式金属加载组件上端固联，并给高超声速飞行器翼面结构试验件施加载荷。为减少试验时硅钼加热阵列向外边界的热扩散，在高超声速飞行器翼面结构试验件的外侧安装有耐高温陶瓷纤维材料隔热挡板。

本发明的原理：在模拟高超声速飞行器以6-10个马赫数飞行的高温气动热环境时，其弹翼表面温度会达到1400℃的高温。在如此高的环境温度下，即使采用钛合金或高温合金等金属承力件也会出现刚性下降、变形、软化甚至溶化的现象，影响到高温热力耦合试验运行的成败。因此，对水冷金属加载件设计成U型中空结构，使流动液体不断流过U型水冷通道，带走金属加载杆件上的部分热量，以解决金属承力联接件处于1400℃热环境下的高温承力变形和高温软化问题。本发明克服了金属承力件在高温环境下出现的承力性能下降的问题，为研究高超声速远程机动飞行器结构的热强度极限提供了极为重要的试验手段。

本发明与现有技术相比的有益效果在于：

(1)由于本发明的金属加载组件设计成中空结构，即金属加载组件内部加工有通过冷却水的U型水冷通道，在进行高超声速飞行器弹翼1400℃高温热力耦合试验时，可使冷却液体流过水冷式金属加载组件的内部通路，在冷却水带走热量的同时，使水冷式金属加载组件的温度下降到软化变形温度之下，克服了金属加载件承力部位处于热环境下的高温软化和高温承力变形问题，能够圆满地完成高超声速飞行器弹翼在高达1400℃环境下的热力耦合试验。

(2)本发明的金属加载组件内部通路设计成U型方式，因此进水口和出水口均可处在高温加热区之外，使得进水口和出水口的温度均比较低，该设计保证了橡胶等柔性水管的连接使用更加安全可靠。

(3)本发明的水冷式金属加载组件的外表面涂有耐高温防热隔离涂层，最大限度地减低了1400℃的高温环境和水冷式金属加载组件之间的热耦合影响。

(4)本发明装置结构简洁，使用方便，为高超声速飞行器弹翼在高温和载荷复合条件下的强度校核与安全设计提供了可行的地面试验手段。

附图说明

图1为本发明的结构示意图；

图2为本发明的水冷式金属加载组件结构示意图；

图3为本发明测取到的高超声速飞行器弹翼1400℃高温热力耦合试验的温度变化曲线图。

具体实施方式

如图1所示，本发明由高超声速飞行器翼面结构试验件1、紧固螺栓2、L型固定支座3、硅钼加热阵列4、高温紧固螺栓5、水冷式金属加载组件6、U型水冷通道7、联接支座8、入水口9、出水口10、力传感器11、液压作动器12、加载联接杆13、温度传感器14、计算机15与隔热挡板16组成。

高超声速飞行器翼面结构试验件1通过紧固螺栓2固定在L型固定支座3上，形成悬臂结构。距离高超声速飞行器翼面结构试验件1的上、下表面各约50mm处各布置一排能生成1400℃高温环境的红外辐射硅钼加热阵列4，给高超声速飞行器翼面结构试验件1的上、下表面加热，模拟高速飞行时高超声速飞行器翼面结构所处的气动加热环境。使用高温紧固螺栓5通过高超声速飞行器翼面结构试验件1下端的联接支座8将水冷式金属加载组件6与高超声速飞行器翼面结构试验件1固联，水冷式金属加载组件6的内部有可以通过冷却水的U型水冷通道7，冷却水经过入水口9进入水冷式金属加载组件6内部的U型水冷通道7，并由出水口10流出，给处于1400℃高温环境下的水冷式金属加载组件6降温。安装有力传感器11的液压作动器12通过加载联接杆13与水冷式金属加载组件6上端的联接支座8固联。

高超声速飞行器翼面结构试验件1中部的上下两面各安装有温度传感器14，温度传感器14采用能耐1850℃的双铂銠型贵金属丝温度传感器，通过计算机15对高超声速飞行器翼面结构试验件1的表面温度进行测量与控制。

由于试验温度环境高达1400℃，为减少试验时硅钼加热阵列4向外边界的热扩散，在高超声速飞行器翼面结构试验件1的外侧安装有厚度为30mm，且能耐1500℃高温的陶瓷纤维材料隔热挡板16，对硅钼加热阵列4发出的辐射热进行防热扩散屏蔽。

本发明中的水冷式金属加载组件6内部通路设计成入水口9与出水口10在同一端的U型联通方式，使进水口和出水口均处在高温加热区之外，入水口和出水口的温度都很低，保证了橡胶等柔性水管的连接使用更加安全可靠。

本发明中的温度传感器14为能耐1850℃高温的双铂銠型贵金属丝材料制成的温度传感器。

水冷式金属加载组件6的外表面涂有耐1400℃高温的防热隔离涂层，如ZS-1型无机高温防热隔离涂层能够耐1400℃及隔热抑制效率可达90％，这在一定程度上抑制并屏蔽掉部分红外热辐射和热量的传导，有效降低了水冷式金属加载组件6的表面温度。

在进行高超声速飞行器翼面结构高温热力耦合试验时，两排硅钼加热阵列4使高超声速飞行器翼面结构试验件1的上下表面形成如图3所示的高温热环境，由图3可以看到在长达1200秒的试验过程中，实际控制曲线与设定曲线吻合性良好，对高超声速飞行器翼面结构试验件1很好地形成了准确的高达1400℃的热环境。同时液压作动器12通过水冷式金属加载组件6给高超声速飞行器翼面结构试验件1施加力载荷，形成按飞行轨迹变化的动态高温热力联合试验环境。

通过相关试验表明，本发明试验装置效果显著，为研制高超声速飞行提供了有效的高温热力耦合试验手段，具有重要的军事工程应用价值。

本发明未详细阐述部分属于本领域公知技术。

Claims (6)

1.高超声速飞行器翼面结构1400℃高温热力耦合试验装置，其特征在于包括：高超声速飞行器翼面结构试验件(1)、紧固螺栓(2)、L型固定支座(3)、硅钼加热阵列(4)、高温紧固螺栓(5)、水冷式金属加载组件(6)、U型水冷通道(7)、联接支座(8)、入水口(9)、出水口(10)、力传感器(11)、液压作动器(12)、加载联接杆(13)、温度传感器(14)、计算机(15)与隔热挡板(16)；所述高超声速飞行器翼面结构试验件(1)通过紧固螺栓(2)固定在L型固定支座(3)上，形成悬臂结构；距离高超声速飞行器翼面结构试验件(1)的上、下表面各50mm处各布置一排能生成1400℃高温环境的红外辐射硅钼加热阵列(4)，给高超声速飞行器翼面结构试验件(1)的上、下表面加热，模拟高速飞行时高超声速飞行器翼面结构所处的气动加热环境；使用高温紧固螺栓(5)通过高超声速飞行器翼面结构试验件(1)下端的联接支座(8)将水冷式金属加载组件(6)与高超声速飞行器翼面结构试验件(1)固联，水冷式金属加载组件(6)内部加工有通过冷却水的U型水冷通道(7)，冷却水经过入水口(9)进入水冷式金属加载组件(6)内部的U型水冷通道(7)，并由出水口(10)流出，对处于1400℃高温环境水冷式金属加载组件(6)降温；安装有力传感器(11)的液压作动器(12)通过加载联接杆(13)与水冷式金属加载组件(6)上端的联接支座(8)固联，液压作动器(12)对高超声速飞行器翼面结构试验件(1)施加动态载荷；高超声速飞行器翼面结构试验件(1)中部的上下两面各安装一个温度传感器(14)，通过计算机(15)对高超声速飞行器翼面结构试验件(1)上下两面的温度进行测量与控制；为减少试验时硅钼加热阵列(4)向外边界的热扩散，在高超声速飞行器翼面结构试验件(1)的外侧安装有耐高温陶瓷纤维材料隔热挡板(16)。

2.根据权利要求1所述的高超声速飞行器翼面结构1400℃高温热力耦合试验装置，其特征在于：所述入水口(9)与出水口(10)为在同一端的U型联通方式，使进水口和出水口均处在高温加热区之外。

3.根据权利要求1所述的高超声速飞行器翼面结构1400℃高温热力耦合试验装置，其特征在于：所述温度传感器(14)为能耐1850℃高温的双铂銠型贵金属丝材料制成的温度传感器。

4.根据权利要求1所述的高超声速飞行器翼面结构1400℃高温热力耦合试验装置，其特征在于：所述陶瓷纤维材料隔热挡板(16)能耐1500℃的高温。

5.根据权利要求1或4所述的高超声速飞行器翼面结构1400℃高温热力耦合试验装置，其特征在于：所述陶瓷纤维材料隔热挡板(16)的厚度为30mm。

6.根据权利要求1所述的高超声速飞行器翼面结构1400℃高温热力耦合试验装置，其特征在于：所述水冷式金属加载组件(6)的外表面涂有耐1400℃高温的防热隔离涂层。

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