CN103439133A - 高超声速飞行器250℃/秒高速热冲击试验装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种高超声速飞行器250℃/秒高速热冲击试验装置及方法，该试验装置主要包括石英灯加热管、高温试验件、贯通水冷通道、陶瓷防热挡板、耐高温陶瓷反射板、K型测温热电偶、计算机、驱动电源与升压变压器，该方法为在生成热冲击环境时测温热电偶的快速高精度“电势-电压”转换方法。本发明能够实现高超声速飞行器高达250℃/秒的极高速非线性热冲击试验，为研制飞行速度更快的高超音速导弹提供有效的高温气动热试验模拟手段。

Description

高超声速飞行器250℃/秒高速热冲击试验装置及方法

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器极端热环境试验技术领域，具体涉及高超声速飞行器250℃/秒高速热冲击试验装置及方法，特别是在复现高超声速飞行器的气动加热环境时，能够模拟高至250℃/秒的极高速动态热冲击过程，为研制高超声速航空航天器或高马赫数导弹提供不可或缺的地面热试验手段。

背景技术

随着当前飞行器设计速度的大幅度提高，由气动加热产生的高温热环境变得极为严酷。高马赫数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结构的承载能力，并严重影响内部重要设备的安全性能，高超声速飞行器结构在极端恶劣的高温热环境下的热防护成为事关研制成败的关键问题。

要确证高超声速飞行器是否能够满足极端热环境下的安全设计要求，地面热试验具有极为重要的地位。由于飞行速度越来越快，要求高超声速飞行器试验中的温度环境越来越高，必须挑战和突破现有高温试验环境的极限生成能力。另外由于突防、反拦截和高机动的需要，高超声速飞行器的飞行轨迹变化越来越复杂，准确模拟高速飞行过程中的瞬变热冲击环境极为重要且实现难度很大。因此，突破现有的“高温热环境极限生成能力”和“瞬变复杂飞行环境的再现能力”等“极端热环境试验能力”是高超声速飞行器研制中极为重要的关键性技术。

目前高超声速巡航导弹的设计飞行速度已达到6-10马赫，飞行马赫数为8的地空拦截导弹在高机动变轨时其陶瓷天线罩的瞬时热冲击率可达170℃/秒，为了达到24小时内全球打击能力，美国的X37B空天飞行器的的设计飞行速度甚至高达音速的25倍。另外在导弹或航天器高速进入大气层时，其前锥部位出现的热冲击速率非常高。因此能够复现高超声速机动飞行器在高速飞行过程中出现的高速热冲击环境是一个十分关键的、必须解决的困难问题。据报道美国航空航天局（NASA）可实现66℃/秒的可控高速热冲击试验，而当前导弹研制部门迫切希望能够复现冲击速率更快的瞬态热试验环境，为此提出一种可模拟更高热冲击速率环境的高达250℃/秒的高超声速飞行器高速热冲击试验装置及方法。为研制高速导弹或高超声速航天航空器提供必要的地面试验手段。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种高超声速飞行器250℃/秒高速热冲击试验装置及方法。该发明能够实现高超声速飞行器在高加速段及高机动变轨时高达250℃/秒的极端热冲击环境的动态模拟，为研制高速高机动性能的高超声速导弹、运载火箭等航天航空器提供极端热环境试验手段。

本发明解决上述技术问题采用的技术方案是：高超声速飞行器250℃/秒高速热冲击试验装置，包括：石英灯加热管、石英灯加热管电极、铜电极座、钨制螺旋发热体、高温试验件、贯通水冷通道、冷却水、陶瓷防热挡板、耐高温陶瓷反射板、K型测温热电偶、信号放大器、计算机、驱动电源与升压变压器；所述石英灯加热管两端的石英灯加热管电极被固定在铜电极座上，形成水平放置的密集平面加热阵列，钨制螺旋发热体通电后产生红外光对高温试验件进行辐射加热，铜电极座的内部加工有贯通水冷通道，试验时通过流动的冷却水降低石英灯加热管电极的温度。高温试验件被固定在陶瓷防热挡板的中心部位，耐高温陶瓷反射板放置在由石英灯加热管组成的平面加热阵列的另外一侧，反射辐射光线以提高加热效率，高温试验件两面的中心部位均安装有K型测温热电偶，安装在朝向石英灯加热管的K型测温热电偶用于测控高温试验件的表面温度环境，高温试验件的非直接加热面中心部位安装的K型测温热电偶用于测量高温试验件的背温，由高温试验件前后表面的温度计算出隔热效果，K型测温热电偶采集到的信号送入信号放大器放大后进入计算机，计算机将K型测温热电偶的“电势”信号转换成对应的“温度”信号，并计算出所需的控制信号，驱动大功率驱动电源，其输出电压经过升压变压器升高电压后，驱动由石英灯加热管组成的双层石英灯平面加热阵列发出红外辐射光。

所述石英灯加热管的线发热功率比传统石英灯加热管增大一倍，高达2万瓦/米的石英灯加热管，并增加石英灯加热管电极的直径提高可通过的极限流电值，大幅提高石英灯阵列的高速热冲击能力。

所述升压变压器将驱动电源输出的电压从0-380v扩展至0-580v,大幅提高加在石英灯加热管两端的驱动电压的最大值，使石英灯加热管能够产生更强大的瞬态热冲击能量。

所述本发明的石英灯加热阵列由平行交错安装的双排石英灯加热管组成,后面一排的石英灯加热管发出的红外辐射光正好从前一排石英灯加热管的缝隙中穿过，成倍增大了石英灯加热管的排列密度与石英灯阵列热辐射区域的总加热功率，使石英灯加阵列能瞬时辐射出大功率的热能到达高温试验件的表面。

所述铜电极座由高温导热性能良好的紫铜材料制成，试验时冷却水连续流过铜电极座中部的贯通水冷通道，带走大量石英灯加热管电极上的热量，降低了石英灯加热管电极的温度，避免了石英灯加热管电极由高温引起的真空密闭损坏，提高高速热冲击试验的可靠性和安全性。

其中，K型测温热电偶的直径为0.2-0.3mm。

另外，本发明提供一种利用上述的高超声速飞行器250℃/秒高速热冲击试验装置的试验方法，使用最小二乘法对Ｋ型测温热电偶在0-1372℃范围内的分度值数据采用3次代数多项式进行曲线拟合，得到以下由热电势E快速计算出温度的近似公式：

T＝a₀+a₁E+a₂E²+a₃E³

式中，a₀，a₁，a₂，a₃为多项式系数；

并利用该近似公式进行快速预定位。

进一步的，通过所述的近似公式进行快速预定位后，在计算出的近似温度T的两侧扩大一个很小的范围，即正负5个单元，确定查找的小靶标区域，然后在小靶标区域内采用高效对分法进行查找定位，快速得到“电势-温度”转换的准确值。

所述的高速“电势-温度”转换方法针对K型测温热电偶的非线性特征，提出首先通过简捷的幂函数数学模型进行快速预定位，确定小靶标区域，然后在小靶标区域内采用高效对分法进行快速定位，使得“电势-温度”的转换速度非常快，转换精度高，成为高超声速飞行器高速热冲击试验不可或缺的关键一环。

本发明的原理：随着当前飞行器设计速度的大幅度提高，由气动加热产生的高温热环境变得极为严酷。为了复现高超声速飞行器的受到气动加热时的极高速动态热冲击环境，通过加大石英灯管内螺旋发热体钨灯丝的功率，增加石英灯加热管电极的直径提高可通过的极限电流值的方法制做成比传统石英灯加热管的线加热功率增大一倍，高达2万瓦/米的石英灯加热管；通过升压变压器提高加在石英灯加热管两端的驱动电压极限，将驱动电压范围从0-380v扩展至0-580v，使石英灯加热管能够产生更大的瞬时热冲击能量；石英灯阵列设计成双排交错平行排列方式,使得后一排的石英灯管发出的红外辐射光正好从前一排石英灯管的缝隙中穿过，大幅度提高石英灯阵列发热区域的总加热功率，增强了石英灯阵列的高速热冲击能力；提出温度测量热电偶的“电势-温度”高速转换方法，针对温度测量热电偶的非线性特征，首先通过简捷的幂函数数学模型进行快速预定位，确定小靶标区域，然后在小靶标区域内采用高效对分法进行快速定位。因此数据转换速度非常快，转换精度高。通过以上措施能够实现高超声速飞行器高达250℃/秒的极高速热冲击试验，为研制高马赫数的的高超声速导弹等航空航天器提供不可或缺的高温气动热试验模拟手段，具有重要的军事工程应用价值。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

（1）现有技术是在模拟导弹高速热冲击试验中，一般采用线发热功率小于等于1万瓦/米的石英灯加热管，本发明通过加大石英灯管内钨制螺旋发热体的功率，做成比原加热管的线发热功率增大了一倍的高达2万瓦/米的石英灯加热管，并增加石英灯加热管电极的直径提高可通过的极限电流，大幅提高了石英灯阵列的高速热冲击能力。

（2）现有技术是在模拟导弹高速热冲击试验中驱动电源的可调电压范围为0-380v，本发明通过升压变压器将可调供电电压扩展至0-580v，大幅提高了加在石英灯加热管两端的驱动电压的最大值，使石英灯加热管能够产生更强大的瞬态热冲击能量。

（3）石英灯阵列由平行交错安装的双排石英灯管排列组成，后面一排的石英灯管发出的红外辐射光正好从前一排石英灯管的缝隙中穿过，提高石英灯阵列发热区域的总加热功率近一倍，大幅增强了石英灯阵列的高速热冲击能力。

（4）由于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（铜的热膨胀系数为0.167×10^-4/℃，石英玻璃的热膨胀系数为0.0053×10^-4/℃），在高温下铜制石英灯加热管电极的轴向伸长大变形会引起石英灯加热管的真空封闭破坏，从而引起氧气进入灯丝烧毁。因此本发明中的铜电极座由高温导热性能良好的紫铜材料制成，试验时冷却水连续流过贯通水冷通道，带走大量石英灯加热管电极上的热量，降低了石英灯加热管电极的温度，有效避免了石英灯加热管电极由高温引起的真空密闭损坏，提高了高速热冲击试验的可靠性和安全性。

（5）由于测温热电偶得到的是电势信号，在进行温度控制时必须实时转换成对应的温度信号，计算机才能与设定温度进行对比判断以及通过计算最佳驱动控制量完成整个闭环控制过程。传统方法是在进行测温热电偶的“电势-温度”转换时，采用全域顺序查找比对法或者采用分段查找比对法。查找到目标温度所需时间长，满足不了极高速的如250℃/秒热冲击过程中的数据转换速度的要求。本发明针对K型测温热电偶的非线性特征，提出了首先通过简捷的幂函数数学模型进行快速预定位，确定小靶标区域，然后在小靶标区域内采用高效对分法进行快速定位的复合目标定位法。将传统方法要进行上千次的查找定位，减少到仅用4次以内的查找即可完成定位，因此“电势-温度”的数据转换速度非常快，转换精度高，为实现高超声速飞行器高速热冲击试验提供了不可或缺的和准确实用的快速测温热电偶“电势-温度”转换方法。

（6）本发明装置的结构简洁，易于制作，使用方便，为高超声速飞行器高速热冲击试验提供了良好的地面热试验环境手段。具有重要的军事工程应用价值。

附图说明

图1为本发明的高超声速飞行器250℃/秒高速热冲击试验装置结构示意图；

图2为本发明的石英灯加热管排列示意图；

图3为本发明的高温试验件表面设定温度和实际控制温度曲线。

具体实施方式

如图1所示，本发明高超声速飞行器250℃/秒高速热冲击试验装置由石英灯加热管1、石英灯加热管电极2、铜电极座3、钨制螺旋发热体4、高温试验件5、贯通水冷通道6、冷却水7、陶瓷防热挡板8、耐高温陶瓷反射板9、K型测温热电偶10、信号放大器11、计算机12、驱动电源13与升压变压器14组成。石英灯加热管1两端的石英灯加热管电极2被固定在铜电极座3上，形成水平放置的密集平面加热阵列，钨制螺旋发热体4通电后产生红外光对高温试验件5进行辐射加热，铜电极座3的内部加工有贯通水冷通道6，试验时通过流动的冷却水7降低石英灯加热管电极2的温度。高温试验件5被固定在陶瓷防热挡板8的中心部位，耐高温陶瓷反射板9放置在由石英灯加热管1组成的平面加热阵列的另外一侧，反射辐射光线以提高加热效率，高温试验件5两面的中心部位均安装有K型测温热电偶10，安装在朝向石英灯加热管1的K型测温热电偶10用于测控高温试验件5的表面温度环境，高温试验件5的非直接加热面中心部位安装的K型测温热电偶10用于测量高温试验件5的背温，由高温试验件5前后表面的温度计算出隔热效果，K型测温热电偶10采集到的信号送入信号放大器11放大后进入计算机12，计算机12将K型测温热电偶10的“电势”信号转换成对应的“温度”信号，并计算出所需的控制信号，驱动大功率驱动电源13，其输出电压经过升压变压器14升高电压后，驱动由石英灯加热管1组成的双层石英灯平面加热阵列发出红外辐射光。

本发明大幅增加石英灯加热管1内的钨制螺旋发热体4的功率，制成比传统石英灯加热管的线发热功率增大一倍的高达2万瓦/米的石英灯加热管1，并增加石英灯加热管电极2的直径提高可通过的极限流电值，大幅提高石英灯阵列的高速热冲击能力。

本发明本通过升压变压器14将驱动电压的范围从0-380v扩展至0-580v,大幅提高了加到石英灯加热管1两端的驱动电压的最大值，使石英灯加热管1能够产生出更强大的瞬态热冲击能量。

本发明的石英灯加热阵列由平行交错安装的双排石英灯加热管1组成,设计成后面一排的石英灯加热管1发出的红外辐射光正好从前一排石英灯加热管1的缝隙中穿过，成倍增大了石英灯加热管1的排列密度与石英灯阵列热辐射区域的总加热功率，使石英灯加阵列能瞬时辐射出大功率的热能到达高温试验件5的表面。

本发明中的铜电极座3由高温导热性能良好的紫铜材料制成。试验时冷却水7连续流过贯通水冷通道6，带走大量安装在铜电极座3上的石英灯加热管电极2上的热量，降低了石英灯加热管电极2的温度，避免了石英灯加热管电极2由高温引起的真空密闭损坏，提高了高速热冲击试验的可靠性和安全性。

本发明根据热电偶分度值（IEC584-1标准）使用最小二乘法对Ｋ型热电偶10在0-1372℃范围内的数据采用3次代数多项式进行曲线拟合，得到由热电势E计算出温度T的近似公式：

T＝a₀+a₁E+a₂E²+a₃E³

式中，a₀，a₁，a₂，a₃为多项式系数；

在程序运行前预先将标准分度表中Ｋ型热电偶的数值顺序存入计算机存储单元，共1372+1个（对应于0-1372℃），存储单元的下标值为N。由于采用拟合函数的阶次不高，实时运行中通过上式可由热电势E快速计算出Ｋ型热电偶10的近似温度T。T取整后即为存储单元下标N，然后在存储单元两侧扩大一个很小的范围（正负5个单元），在这一小区间内使用查找效率很高的对分法搜索更加准确的温度值，由数据结构知道扩大正负5个单元后其大最大查找次数不会超过4次，即log₂ ⁿ」+1(n为小范围单元个数）。

因为在计算机运行过程中判断语句所需的执行时间最长，本方法可通过小于等于4次的检索就可查找出热电势在分度表的1372个数据中的准确定位，定位速度非常快。之后，再对所求温度值两侧的单元内的数据进行线性插值，即可由电势值E转换成准确的温度值。

以上方法中的曲线拟合的工作是预先做出的，不占用运行时间。在实时控制过程中，由于仅进行3次代数运算和小范围内的对分查找，程序运行速度非常快。由转换原理可知，本方法预先增加存储单元内数据的有效位数不影响转换时间。所以可以通过预先提高存储单元内的数据有效位数，达到数据转换精度高于标准分度表本身精度的效果。因此本“电势-电压”数据转换方法不但运行速度快，且具有转换精度高的优点，为实现高超声速飞行器高速热冲击试验提供了不可或缺的必要条件。

使用上述高速热冲击试验装置及方法对高温试验件5表面升温速率高达250℃/秒的非线性高温热冲击过程进行了红外辐射热试验，图2给出了高温试验件5表面设定温度和实际控制温度。由图2可知不论是高达250℃/秒的高速升温段以及快速转折过度段或是温度下降段，试验的“设定温度”和“实际控制温度”均吻合性良好，表1为本发明的高温试验件表面设定温度和实际控制温度数据，由表1数据可知在第9秒钟时，热冲击速率为253.7℃/秒，已超过了250℃/秒，可见本发明能够实现极高速热冲击下的高超声速飞行器材料表面非线性动态热环境模拟。为研制高超声速导弹和高速机动航空航天器提供了有效的高温热试验手段。

表1高温试验件表面设定温度和实际控制温度数据

本发明未详细阐述部分属于本领域公知技术。

Claims (9)

1.高超声速飞行器250℃/秒高速热冲击试验装置，其特征在于，该装置包括：石英灯加热管（1）、石英灯加热管电极（2）、铜电极座（3）、钨制螺旋发热体（4）、高温试验件（5）、贯通水冷通道（6）、冷却水（7）、陶瓷防热挡板（8）、耐高温陶瓷反射板（9）、K型测温热电偶（10）、信号放大器（11）、计算机（12）、驱动电源（13）与升压变压器（14）；所述石英灯加热管（1）两端的石英灯加热管电极（2）被固定在铜电极座（3）上，形成水平放置的密集平面加热阵列，钨制螺旋发热体（4）通电后产生红外光对高温试验件（5）进行辐射加热，铜电极座（3）的内部加工有贯通水冷通道（6），试验时通过流动的冷却水（7）降低石英灯加热管电极（2）的温度，高温试验件（5）被固定在陶瓷防热挡板（8）的中心部位，耐高温陶瓷反射板（9）放置在由石英灯加热管（1）组成的平面加热阵列的另外一侧，反射辐射光线以提高加热效率，高温试验件（5）两面的中心部位均安装有K型测温热电偶（10），安装在朝向石英灯加热管（1）的K型测温热电偶（10）用于测控高温试验件（5）的表面温度环境，高温试验件（5）的非直接加热面中心部位安装的K型测温热电偶（10）用于测量高温试验件（5）的背温，由高温试验件（5）前后表面的温度计算出隔热效果，K型测温热电偶（10）采集到的信号送入信号放大器（11）放大后进入计算机（12），计算机（12）将K型测温热电偶（10）的“电势”信号转换成对应的“温度”信号，并计算出所需的控制信号，驱动大功率驱动电源（13），其输出电压经过升压变压器（14）升高电压后，驱动由石英灯加热管（1）组成的双层石英灯平面加热阵列发出红外辐射光。

2.根据权利要求1所述的高超声速飞行器250℃/秒高速热冲击试验装置，其特征在于：将石英灯加热管（1）内的钨制螺旋发热体（4）的线发热功率增大至2万瓦/米，大幅提高石英灯阵列的高速热冲击能力。

3.根据权利要求1所述的高超声速飞行器250℃/秒高速热冲击试验装置，其特征在于：为提高施加在石英灯加热管（1）两端的驱动电压峰值，通过升压变压器（14）将可调式供电电压从0-380v扩展至0-580v，使石英灯加热管（1）能够产生更强大的瞬态热冲击能量。

4.根据权利要求1所述的高超声速飞行器250℃/秒高速热冲击试验装置，其特征在于：石英灯加热阵列由平行交错安装的双排石英灯加热管（1）组成，后面一排的石英灯加热管（1）发出的红外辐射光正好从前一排石英灯加热管（1）的缝隙中穿过，大幅度提高了石英灯加热管（1）排列密度和石英灯阵列发热区域的总加热功率，使石英灯阵列能够辐射出更多的瞬时热能到达高温试验件（5）的表面。

5.根据权利要求1所述的高超声速飞行器250℃/秒高速热冲击试验装置，其特征在于：铜电极座（3）由导热性能良好的紫铜材料制成。

6.根据权利要求1所述的高超声速飞行器250℃/秒高速热冲击试验装置，其特征在于：试验时冷却水（7）连续流过铜电极座（3）内的贯通水冷通道（6），带走大量石英灯加热管电极（2）上的热量，降低了石英灯加热管电极（2）的温度，避免了石英灯加热管电极（2）由高温引起的真空密闭损坏，提高高速热冲击试验的可靠性和安全性。

7.根据权利要求1所述的高超声速飞行器250℃/秒高速热冲击试验装置，其特征在于：K型测温热电偶（10）的直径为0.2-0.3mm。

8.一种利用权利要求1所述的高超声速飞行器250℃/秒高速热冲击试验装置的试验方法，其特征在于：使用最小二乘法对Ｋ型测温热电偶（10）在0-1372℃范围内的分度值数据采用3次代数多项式进行曲线拟合，得到以下由热电势E快速计算出温度的近似公式：

T＝a₀+a₁E+a₂E²+a₃E³

式中，a₀，a₁，a₂，a₃为多项式系数；

并利用该近似公式进行快速预定位。

9.根据权利要求8所述的试验方法，其特征在于：通过所述的近似公式进行快速预定位后，在计算出的近似温度T的两侧扩大一个很小的范围，即正负5个单元，确定查找的小靶标区域，然后在小靶标区域内采用高效对分法进行查找定位，快速得到“电势-温度”转换的准确值。

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