CN103033527B - 高速飞行器斜截面锥型壳体变角度高温热试验装置 - Google Patents

Abstract

高速飞行器斜截面锥型壳体变角度高温热试验装置，包括U形铜支座、锥形紧固螺丝、环状扁铜支架、可调式电极支座、联接锁紧轴、高速飞行器斜截面锥型壳体、石英灯加热管与水冷铜管。该装置能够在气动热试验模拟试验时方便地改变安装在水冷器上的红外辐射石英灯加热管的角度，使之与高速飞行器斜截面锥型壳体之间能够快速、便捷地匹配。同时还能够在气动热模拟试验中通过冷却水对石英灯加热管电极进行降温，避免石英灯加热管电极由于温度过高出现大变形引起惰性气体外泄而烧毁。为高速飞行器斜截面锥型壳体的气动热模拟试验提供便捷安全的高温热环境试验手段。

Description

高速飞行器斜截面锥型壳体变角度高温热试验装置

技术领域

本发明涉及高速飞行器斜截面锥型壳体变角度高温热试验装置。特别是在模拟导弹等高速飞行器试验的气动加热环境时，具有对飞行器前端斜截面锥型壳体的外形角度跟随性灵活，使用方便的优点。为研制高速导弹及高速航空航天器提供快捷安全的热环境模拟试验手段。

背景技术

随着高速飞行器设计飞行速度大幅度提高，由气动加热产生的高温热环境变得极为严酷。若导弹、航天器等高速飞行器以6个马赫数飞行时，其高速飞行器前端外壳上的瞬时热流密度可超过1.2Mw/m²，局部·区域温度可高达1200℃。如此极端恶劣的高温热环境条件，使得高速飞行器材料和结构的热防护和热强度问题成为事关研制成败的关键问题。高速飞行时严重的气动加热所产生的高温，会显著降低高超声速飞行器材料的强度极限和飞行器结构的承载能力，使结构产生热变形，破坏部件的气动外形并影响飞行器结构的安全性能。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，须对高超声速飞行器材料和结构进行气动热模拟试验与热强度试验。该项工作对于导弹飞行器的热防护与安全设计具有非常重要的实际意义。

高速飞行器前端迎风部分多为斜截面的锥型壳体结构，也就是说两端面的直径不一样。在进行高温气动热试验模拟时，必需将飞行器外表面加热装置设计成与斜截面锥型壳体结构随形的形状，以保证加热器的石英灯管与斜截面的锥型壳体之间的倾角和距离匹配。

现有技术是将固定电极支座的端面设计并加工成带角度斜截面形状，固定在加热工装上形成角度匹配。来模拟导弹等高速飞行器斜截面锥型壳体的高温气动热环境。但是，由于在加热工装上以环状分布的加热用石英灯数量众多，固定电极的支座数量非常大，使得斜截面带角度的固定电极支座的加工量很大，一旦加工好后就不易修改斜截面的角度。

另外，对于一些系列型号的导弹飞行器，其外形尺寸虽然有一定的变化，但总体变化量不是很大，若采用现有的带角度的固定电极支座技术则每次都必须重新设计制做大量的带角度斜截面部件，加工周期长，装配调整复杂。

由于铜制石英灯加热管电极热膨胀系数大，在高温下铜制石英灯加热管电极受热产生的轴向大变形易引起石英灯加热管内的惰性气体外泄而烧毁，因此必须通过流动介质为石英灯加热管电极降温度。再则，由于石英灯加热管电极由薄壁石英玻璃包裹固定，十分脆弱，受到外力后极易损坏。因为石英灯加热管生产中的产品分散性，一部分石英灯加热管电极的中轴线与石英灯加热管的中轴线不能完全重合，会有一个小的角度。若采用现有的固定电极支座技术，极易造成在统一角度的强行压接下，石英灯加热管电极的损坏，影响到试验的安全性和试验结果的可靠性。

为此设计了一种高速飞行器斜截面锥型壳体变角度高温热试验装置。在模拟导弹等高速飞行器试验的气动加热环境时，具有对飞行器前端斜截面锥型壳体的外形角度跟随性灵活，使用方便的优点；该装置同时具有优良的导热性能，可通过流动的冷却水为石英灯加热管电极降温度。为研制高速导弹及高速航空航天器提供快捷安全的高温热环境模拟试验手段。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种高速飞行器斜截面锥型壳体变角度高温热试验装置。该装置能够在气动热试验模拟试验时方便地改变安装在水冷器上的红外辐射石英灯加热管的加热角，使之与高速飞行器斜截面锥型壳体之间能够快速、便捷地匹配。同时还能够在高温试验中通过冷却水对石英灯加热管电极进行降温，避免石英灯加热管电极由于温度过高出现大变形引起惰性气体外泄而烧毁。为导弹等高速飞行器斜截面锥型壳体的气动热模拟试验提供有效的高温试验手段。

本发明的技术解决方案是：高速飞行器斜截面锥型壳体变角度高温热试验装置，包括：U形铜支座、锥形紧固螺丝、环状扁铜支架、可调式电极支座、联接锁紧轴、高速飞行器斜截面锥型壳体、石英灯加热管、石英灯加热管电极、电极顶丝与水冷铜管；所述U形铜支座由锥形紧固螺丝固定在环状扁铜支架上，可调式电极支座通过联接锁紧轴与U形铜支座相连接，在高速飞行器斜截面锥型壳体的两端面外侧有直径不等的两个环状扁铜支架、各环状扁铜支架上安装有数量相等U形铜支座，石英灯辐射加热管两端的电极插入可调式电极支座上的园孔中，由电极顶丝固定与定位，环状扁铜支架的内侧焊有中空的水冷铜管。

所述可调式电极支座可在U形铜支座上旋转，改变倾斜角度，达到方便地调整石英灯加热管与高速飞行器斜截面锥型壳体之间的相对夹角的目的，在角度调整好后由联接锁紧轴实现夹角紧固锁定。

所述中空的水冷铜管在导弹高温气动热模拟试验时流过冷却水，在高温热试验过程中降低石英灯加热管电极的温度。

所述U形铜支座、锥形紧固螺丝、环状扁铜支架、可调式电极支座和联接锁紧轴均用导热性能与塑性性能良好的紫铜制成，使得被加力锁定后的各部件的联接面接触性良好，确保水冷铜管内的流动冷却水能与石英灯加热管电极之间具有良好的热交换性能。

本发明的原理：由于导弹等高速飞行器前端迎风部分多为斜截面的锥型壳体结构，在进行高温气动热试验模拟时，需将飞行器外表面加热装置设计成与斜截面锥型壳体结构随形的形状来保证加热器的石英灯管与斜截面的锥型壳体之间的倾角和距离匹配。将传统的使用带角度斜截面的固定电极支座的联接方法，改变为由U形铜支座和可调式电极支座等部分组成的角度可变化的组合件联接方法，在模拟导弹等高速飞行器试验的气动加热环境时，该装置具有对飞行器前端斜截面锥型壳体外形角度的跟随性灵活及使用方便安全的优点。并且本斜截面锥型壳体变角度高温热试验装置的部件采用导热性及塑性性能良好的紫铜材料制成，保证了高温热试验时，冷却通道内的冷却介质能与石英灯加热管电极进行良好的热交换。为研制高速导弹及高速航空航天器提供快捷安全的高温热环境模拟试验手段。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

（1）现有技术是将固定电极支座的一个端面加工成带角度斜截面的形状固定在扁铜支架上，来模拟导弹等高速飞行器斜截面锥型壳体的高温气动热环境，由于环状分布的加热用石英灯数量众多，固定电极支座的数量很大，使得斜截面带角度的固定电极支座的加工量很大，一旦加工好后就不易修改斜截面的角度。本发明采用可调式电极支座通过联接锁紧轴与U形铜支座相连接的方式，可方便地调整石英灯加热管与高速飞行器斜截面锥型壳体之间的相对夹角，角度调整好后通过联接锁紧轴进行紧固定位。

（2）由于石英灯加热管电极由薄壁石英玻璃包裹固定，十分脆弱，受到外力后极易损坏。且因为石英灯加热管生产中的分散性，一部分石英灯加热管电极的中轴线与石英灯加热管的中轴线未能完全重合，会有一个小的角度。本发明采用可调式电极支座可进行角度微调以适应各石英灯加热管电极的实际状态，避免采用传统的统一定角度固定电极支座时石英灯加热管电极的损坏，提高了试验时的安全可靠性。

（3）对于一些系列型号的导弹飞行器，其外形尺寸虽然有一定的变化，但总体变化不是很大，若采用现有的带角度的固定电极支座技术则每次都必须重新设计制做大量的带角度斜截面部件，加工周期长，装配调整复杂。本发明采用可调式电极支座，可以方便地适应多种型号的设计要求，节省大量的制作新工装的工时间，缩短了新型导弹的研制周期。

（4）由于铜制石英灯加热管电极热膨胀系数大，铜制石英灯加热管电极与石英灯加热管的石英玻璃的热膨胀系数相差约30倍，在高温下铜制石英灯加热管电极的轴向大变形易引起石英灯加热管内的惰性气体外泄而烧毁，为此在环状扁铜支架的内侧焊有水冷铜管，水冷铜管内部流过冷却水以降低石英灯加热管电极的温度，避免石英灯加热管电极由于温度过高出现大变形引起惰性气体外泄而烧毁。

（5）本发明中的U形铜支座、锥形紧固螺丝、环状扁铜支架、可调式电极支座和联接锁紧轴均用导热性能与塑性性能良好的紫铜制成，部件调整固定后使得各部件的连接面接触性良好，保证了水冷铜管内的冷却水能与石英灯加热管电极进行良好的热交换。

（6）本发明装置结构简洁，使用方便，为导弹等高速飞行器斜截面锥型壳体的高温热强度校核提供了更具灵活性和安全性的地面试验手段。

附图说明

图1为本发明的结构示意图。

具体实施方式

如图1所示，本发明由U形铜支座1、锥形紧固螺丝2、环状扁铜支架3、可调式电极支座4、联接锁紧轴5、高速飞行器斜截面锥型壳体6、石英灯加热管7、石英灯加热管电极8、电极顶丝9与水冷铜管10组成。U形铜支座1由锥形紧固螺丝2固定在环状扁铜支架3上，可调式电极支座4通过联接锁紧轴5与U形铜支座1相连接，在高速飞行器斜截面锥型壳体6的两端面外侧有直径不等的两个环状扁铜支架3、各环状扁铜支架3上安装有数量相等的U形铜支座1，石英灯辐射加热管7两端的加热管电极8插入可调式电极支座4上的园孔中，由电极顶丝9固定与定位，环状扁铜支架3的内侧焊有中空的水冷铜管10，在导弹高温气动热模拟试验时流过冷却水。

本发明通过调整可调式电极支座4与U形铜支座1的相对角度，可方便地调整石英灯加热管7与高速飞行器斜截面锥型壳体6之间的相对夹角，角度调整好后通过联接锁紧轴5进行紧固。本发明还可便捷地针对上述夹角进行微调，即使由于产品生产的分散性造成的石英灯加热管电极8与石英灯加热管7的轴线有一定的偏移时也可进行角度微调修正，避免脆弱的石英灯加热管电极8的损坏。

本发明中的可调式电极支座4、联接锁紧轴5、U形铜支座1、锥形紧固螺丝2均由高温导热性能良好的紫铜材料制成。将水冷铜管10通过氧焊与环状扁铜支架3相连后，在高温试验中通过流动的冷却水和各铜质组件的快速导热特性给石英灯加热管电极8降温，避免了石英灯加热管电极8由高温引起的真空密闭损坏，提高了高速飞行器高温试验的可靠性和安全性。

本发明使得高速飞行器斜截面锥型壳体加热试验时的变角度工装匹配效率和准确性得到很大提高，具有快速便捷的特点，并使得高速飞行器斜截面锥型壳体试验用石英辐射加热管的安全性得到提高。

本发明未详细阐述部分属于本领域公知技术。

Claims (3)

1.高速飞行器斜截面锥型壳体变角度高温热试验装置,其特征在于包括：U形铜支座(1)、锥形紧固螺丝(2)、环状扁铜支架(3)、可调式电极支座(4)、联接锁紧轴(5)、高速飞行器斜截面锥型壳体(6)、石英灯加热管(7)、石英灯加热管电极(8)、电极顶丝(9)与水冷铜管(10)；可调式电极支座(4)通过联接锁紧轴(5)与U形铜支座(1)相连接，在高速飞行器斜截面锥型壳体(6)的两端面外侧有直径不等的两个环状扁铜支架(3)、各环状扁铜支架(3)上安装有数量相等的U形铜支座(1)，U形铜支座(1)由锥形紧固螺丝(2)固定在环状扁铜支架(3)上；石英灯辐射加热管(7)两端的加热管电极(8)插入可调式电极支座(4)上的圆孔中，由电极顶丝(9)固定与定位；所述环状扁铜支架(3)的内侧焊有中空的水冷铜管(10)，在导弹高温气动热模拟试验时流过冷却水，降低石英灯加热管电极(8)的温度；

通过调整可调式电极支座(4)与U形铜支座(1)的相对角度，能够方便地调整石英灯加热管(7)与高速飞行器斜截面锥型壳体(6)之间的匹配夹角。

2.根据权利要求1所述的高速飞行器斜截面锥型壳体变角度高温热试验装置，其特征在于：所述可调式电极支座(4)与U形铜支座(1)的相对角度调整好后通过联接锁紧轴(5)进行紧固锁定，避免石英灯加热管电极(8)的热松动损坏。

3.根据权利要求1所述的高速飞行器斜截面锥型壳体变角度高温热试验装置，其特征在于：所述U形铜支座(1)、锥形紧固螺丝(2)、环状扁铜支架(3)、可调式电极支座(4)和联接锁紧轴(5)均由紫铜制成，使得被加力锁定后的各部件的联接面接触良好，确保水冷铜管(10)内的流动冷却水能与石英灯加热管电极(8)之间具有良好的热交换性能。