CN105173128B - 模拟飞行器飞行过程中热环境的试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种模拟飞行器飞行过程中热环境的试验方法，所述热环境的模拟是通过电弧风洞试验实现的，包括：步骤一、将飞行器弹道热流密度随时间变化的曲线拟合成电弧风洞试验中热流密度随时间变化的曲线；步骤二、读取电弧风洞试验中热流密度随时间变化的曲线上的多个时间段，每个所述时间段对应一个热流密度，根据所述时间段及该时间段对应的热流密度设定叠片式电弧加热器的输入参数；步骤三、将多个时间段对应的输入参数依次设置在控制器中，以控制完成飞行器飞行过程中热环境的模拟试验。本发明提供的试验方法利用计算机控制，将飞行器在飞行过程中遇到的变化的热环境在一次试验过程中运行，可以更真实的模拟飞行器在飞行过程中的热环境。

Description

模拟飞行器飞行过程中热环境的试验方法

技术领域

本发明涉及一种模拟飞行器飞行过程中热环境的试验方法。更具体地说，本发明涉及一种通过一次试验模拟飞行器飞行过程中多变热环境的试验方法。

背景技术

航天器以极高的速度穿越大气层飞行时，周围形成了一个复杂的流场，由于它对前方空气的压缩及与周围空气的摩擦，其大部分动能会以激波及尾流涡旋的形式耗散于大气中，剩下的一部分动能则转变成空气的热能。这种热能以边界层对流加热和激波辐射两种形式对航天器表面进行加热。航天器在大气层内飞行的热环境将是防热系统设计的主要依据，包括防热形式和方案的确定、防热材料的选用、防热层厚度获得、防热结构内部的温度分布以及防热结构的地面试验等都必须以航天器所经受的气动热环境为依据。标志这些热环境的主要参数是：飞行轨道中的峰值热流密度、热流密度随时间的变化、整个飞行过程中航天器表面经受的气动热的总量以及总的加热时间。除了加热热流密度、加热时间外，其他一些气动参数，如飞行马赫数、气流驻点焓值、驻点压力和壁面气动剪切力等也是防热系统设计的重要参数。

在大气层内作超高声速飞行的飞行器可分两类：返回式航天器和超高声速飞行器。航天器是各类发射到大气层外发行的航天器，最后重新返回地面；后者是一直在大气层内飞行的飞行器。任何返回式航天器在完成轨道飞行任务后，都将用返回舱携带着有效载荷重返地面。对于大气层外飞行的航天器而言，返回舱以接近第一宇宙速度(7.8km/s)或更大速度进入大气层后，虽然可以充分利用大气的阻力来达到减速的目的，然而返回舱的动能却因减速转换成非常严重的气动热；对于大气层内飞行的航天器，如各类超高声速飞行的战略战术导弹，在进行高速飞行时同样遭遇到非常严重的气动热。

超高声速飞行器穿越大气层飞行时，由于它对前方空气的压缩及与周围空气的摩擦，其大部分动能会以激波及尾流涡旋的形式耗散于大气中，剩下的一部分动能则转变成空气的热能，这种热能以边界层对流加热和激波辐射两种形式加热返回舱。以返回式航天器的返回舱为例，飞行速度约为28马赫数，外界空气静止温度约31560K，但这时由于气体很稀薄，实际的加热量不大。气动加热最严重的时刻飞行速度为24～10马赫数，相应的飞行高度为70～40km，此时外界空气静止温度至少在5250K以上。由此可见，返回舱再入过程中，返回舱的结构将被数千度乃至数万度的气流所包围，如果不对返回舱作适当的防护，整个返回舱将会如同流星一样被烧为灰烬。

为了减少对飞行器的气动加热，通常对于大气层外飞行的航天器，气动外形上采取钝形设计。但即使如此，估计受热后返回舱结构的温度仍将高达900℃以上。这个温度已远远超过一般结构材料，如铝合金、钛合金等所能承受的范围，因此返回舱必须采取特殊的防热结构。

航天器防热结构的最主要功能就是防止返回舱在返回地面过程中发生过热和烧毁，保护舱内航天员的安全或设备的正常工作，这是其他航天器结构所没有的重要功能，也是防热结构的主要特征。另外，防热结构也起到了保持航天器外形、承受相关载荷等作用。

防热结构的热考核试验一般都在电弧风洞中进行，对电弧加热器而言，无法完全真实的模拟飞行器在整个飞行过程中的受热情况。

叠片式电弧加热器以其低压高焓无污染并且可以长时间稳定运行的特点成为了世界各国气动热试验的主力加热器之一，但是由于这种加热器进气结构比较复杂，目前国际上大多国家使用叠片式电弧加热器从事一些简单单状态高焓类试验。但是对于飞行器或导弹来讲，每一次发射都要沿着一条特定的轨道飞行，并且在飞行过程中随着飞行的高度以及马赫数的改变，飞行器所经历的热环境也都在时刻变化，单一的试验状态无法满足整个飞行过程中热环境模拟的需求，因此利用叠片式电弧加热器风洞试验通过一次试验实现多变热环境的模拟能力就变的尤为重要。

发明内容

本发明的一个目的是解决至少上述问题和/或缺陷，并提供至少后面将说明的优点。

本发明还有一个目的是提供一种模拟飞行器飞行过程中多变热环境的试验方法，其能够通过一次试验过程，模拟整个飞行过程中的热环境的变化，可以更加真实的模拟飞行器在飞行过程中的热环境。

本发明还有一个目的是通过模拟飞行器飞行过程中多个热环境的试验方法中的三级调压系统，可实现快速的调节输入到叠片式电弧加热器的进气压力。

为了实现根据本发明的这些目的和其它优点，本发明提供了一种模拟飞行器飞行过程中热环境的试验方法，所述热环境的模拟是通过电弧风洞试验实现的，即将飞行器模型置于风洞中，通过一台叠片式电弧加热器对所述模型进行吹风，包括以下步骤：

步骤一、将飞行器弹道热流密度随时间变化的曲线拟合成电弧风洞试验中热流密度随时间变化的曲线；

步骤二、读取所述电弧风洞试验中热流密度随时间变化的曲线上的多个时间段，每个所述时间段对应一个热流密度，根据所述时间段及该时间段对应的热流密度设定叠片式电弧加热器的输入参数；

步骤三、将所述多个时间段对应的输入参数依次设置在控制器中，以控制完成飞行器飞行过程中热环境的模拟试验。

为了更真实的模拟飞行器飞行过程中经历的热环境，在对飞行器弹道热流密度随时间变化的曲线进行拟合时，尽量保证飞行器弹道热流密度随时间变化的曲线下面积与电弧风洞试验中热流密度随时间变化的曲线下面积相同，也就是保证电弧风洞试验中飞行器模型经历的总热量与真实飞行器飞行过程中经历的总热量相同。因此，电弧风洞试验中热流密度随时间变化的曲线上的时间段划分的越多，其越接近飞行器弹道热流密度随时间变化的曲线。

优选的是，其中，所述步骤二中，所述叠片式电弧加热器的输入参数包括输入到叠片式电弧加热器的电流大小、气体流量值以及叠片式电弧加热器对飞行器模型的吹风时间。

优选的是，其中，所述步骤二中，根据所述时间段及该时间段对应的热流密度设定叠片式电弧加热器的输入参数，具体为：

S1、选择其中一个时间段，通过所述叠片式电弧加热器对带有传感器的探头进行电弧风洞试验，当所述传感器检测到的热流密度与所选择的时间段所对应的热流密度相同时，分别记录对带有传感器的探头进行电弧风洞试验时，向叠片式电弧加热器输入的电流大小和进气管道的压力，所述时间段为所述输入参数中叠片式电弧加热器对飞行器模型的吹风时间；

S2、依次选择所述多个时间段，通过所述叠片式电弧加热器对所述探头进行电弧风洞试验，得到与所述多个时间段相对应的叠片式电弧加热器的输入参数；

其中，输入到叠片式电弧加热器的气体流量值可由输入到叠片式电弧加热器的进气管道的压力通过平衡声速计算方法得到。

优选的是，其中，所述平衡声速计算方法的计算公式为：

m＝cPA

m表示输入到叠片式电弧加热器的气体流量值，c表示比例系数，P表示向叠片式电弧加热器输入气体时进气管道的压力，A表示向叠片式电弧加热器输入气体时的进气截面积。

优选的是，其中，向叠片式电弧加热器输入气体时进气管道的压力通过三级调压系统进行调节，所述三级调压系统分别与气源与控制器连接。

优选的是，其中，所述三级调压系统包括一级调压阀、二级调压阀和三级调压阀，所述三级调压系统调节向叠片式电弧加热器输入气体时进气管道的压力，具体为：

控制器输出一定强度的模拟信号至所述三级调压系统，所述三级调压系统接收所述模拟信号并控制所述一级调压阀的输出压力，所述一级调压阀控制所述二级调压阀的输出压力，所述二级调压阀控制所述三级调压阀的输出压力，所述三级调压阀的输出压力为向叠片式电弧加热器输入气体时进气管道的压力。

优选的是，其中，所述步骤三中，控制器控制完成飞行器飞行过程中热环境的模拟试验，具体为：

控制器实时的输出一定强度的模拟信号至电源控制系统和三级调压系统，所述电源控制系统接收所述模拟信号并控制向所述叠片式电弧加热器输入的电流大小；所述三级调压系统接收所述模拟信号并控制进气管道的压力，以控制向所述叠片式电弧加热器输入的气体流量值，所述控制器控制顺序依次完成飞行器飞行过程中热环境的模拟试验。

优选的是，其中，所述一定强度的模拟信号为4～20mA的模拟信号。

本发明至少包括以下有益效果：

1、本发明通过将飞行器弹道热流密度随时间变化的曲线拟合成由多个时间段组成的电弧风洞试验中热流密度随时间变化的曲线，将多个时间段的输入参数串联到控制器上，控制器实现模拟一次风洞试验中飞行器飞行过程中遇到的多变热环境，可真实的模拟飞行器在飞行过程中的热环境。

2、本发明通过三级调压系统实现了快速的调节输入电弧加热器的进气管道的压力，进而实现调节输入电弧加热器的气体流量值。

3、本发明提供的电源控制系统，三级调压系统和控制器将各个热环境需要向电弧加热器输入的电流强度和气体流量值更好的耦合在一起，为实现模拟一条轨道多个热环境提供了保证。

本发明的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本发明的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。

附图说明

图1为本发明所述的模拟飞行器飞行过程中热环境的试验方法的流程图；

图2为本发明所述的模拟飞行器飞行过程中热环境的试验方法使用的装置示意图；

图3为本发明其中一个实施例中所述的模拟飞行器飞行过程中热流密度随时间变化的曲线以及将其拟合成电弧风洞试验中热流密度随时间变化的曲线。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文字能够据以实施。

如图1所示，本发明提供了一种模拟飞行器飞行过程中热环境的试验方法，图2为本发明使用的装置，其中1为计算机控制系统；2为气源；3为三级调压系统；4为气路管道；5为叠片式电弧加热器；6为电源控制系统。

本发明提供了一种模拟飞行器飞行过程中热环境的试验方法，所述热环境的模拟是通过电弧风洞试验实现的，即将飞行器模型置于风洞中，通过一台叠片式电弧加热器对所述模型进行吹风，包括以下步骤：

步骤一、将飞行器弹道热流密度随时间变化的曲线拟合成电弧风洞试验中热流密度随时间变化的曲线；

步骤二、读取所述电弧风洞试验中热流密度随时间变化的曲线上的多个时间段，每个所述时间段对应一个热流密度，根据所述时间段及该时间段对应的热流密度设定叠片式电弧加热器的输入参数；

步骤三、将所述多个时间段对应的输入参数依次设置在控制器中，以控制完成飞行器飞行过程中热环境的模拟试验。

为了更真实的模拟飞行器飞行过程中经历的热环境，在对飞行器弹道热流密度随时间变化的曲线进行拟合时，尽量保证飞行器弹道热流密度随时间变化的曲线下面积与电弧风洞试验中热流密度随时间变化的曲线下面积相同，也就是保证电弧风洞试验中飞行器模型经历的总热量与真实飞行器飞行过程中经历的总热量相同。因此，电弧风洞试验中热流密度随时间变化的曲线上的时间段划分的越多，其越接近飞行器弹道热流密度随时间变化的曲线。

如图3所示，A表示飞行器弹道热流密度随时间变化的曲线，B表示电弧风洞试验中热流密度随时间变化的曲线。将飞行器弹道热流密度随时间变化的曲线A拟合成由五个时间段组成的电弧风洞试验中热流密度随时间变化的曲线B，每个时间段对应一个热流密度。根据每个时间段对应的热流密度设定叠片式电弧加热器的输入参数，然后将多组输入参数按照曲线上的时间顺序依次设置在控制器中，模拟飞行器飞行过程中的热环境。

其中，在一个实施例中，所述叠片式电弧加热器的输入参数包括输入到叠片式电弧加热器的电流大小、气体流量值以及叠片式电弧加热器对飞行器模型的吹风时间。

为了获得叠片式电弧加热器的输入参数，需要根据所述时间段及该时间段对应的热流密度设定叠片式电弧加热器的输入参数，具体为：

S1、选择其中一个时间段，通过所述叠片式电弧加热器对带有传感器的探头进行电弧风洞试验，当所述传感器检测到的热流密度与所选择的时间段所对应的热流密度相同时，分别记录对带有传感器的探头进行电弧风洞试验时，向叠片式电弧加热器输入的电流大小和进气管道的压力，所述时间段为所述输入参数中叠片式电弧加热器对飞行器模型的吹风时间；

S2、依次选择所述多个时间段，通过所述叠片式电弧加热器对所述探头进行电弧风洞试验，得到与所述多个时间段相对应的叠片式电弧加热器的输入参数；

其中，输入到叠片式电弧加热器的气体流量值可由输入到叠片式电弧加热器的进气管道的压力通过平衡声速计算方法得到。

其中，所述平衡声速计算方法的计算公式为：

m＝cPA

m表示输入到叠片式电弧加热器的气体流量值，c表示比例系数，P表示向叠片式电弧加热器输入气体时进气管道的压力，A表示向叠片式电弧加热器输入气体时的进气截面积。

其中，在另一个实施例中，向叠片式电弧加热器输入气体时进气管道的压力通过三级调压系统进行调节，所述三级调压系统分别与气源与控制器连接。所述三级调压系统包括一级调压阀、二级调压阀和三级调压阀，所述三级调压系统调节向叠片式电弧加热器输入气体时进气管道的压力，具体为：

控制器输出一定强度的模拟信号至所述三级调压系统，所述三级调压系统接收所述模拟信号并控制所述一级调压阀的输出压力，所述一级调压阀控制所述二级调压阀的输出压力，所述二级调压阀控制所述三级调压阀的输出压力，所述三级调压阀的输出压力为向叠片式电弧加热器输入气体时进气管道的压力。

本发明利用三级调压系统可实现快速地调节进气管道的压力，控制器控制完成飞行器飞行过程中热环境的模拟试验：控制器实时的输出一定强度的模拟信号至电源控制系统和三级调压系统，所述电源控制系统接收所述模拟信号并控制向所述叠片式电弧加热器输入的电流大小；所述三级调压系统接收所述模拟信号并控制进气管道的压力，以控制向所述叠片式电弧加热器输入的气体流量值，所述控制器控制顺序依次完成飞行器飞行过程中热环境的模拟试验。例如，所述一定强度的模拟信号为4～20mA的模拟信号。

尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用。它完全可以被适用于各种适合本发明的领域。对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的修改。因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

Claims (6)

1.一种模拟飞行器飞行过程中热环境的试验方法，所述热环境的模拟是通过电弧风洞试验实现的，即将飞行器模型置于风洞中，通过一台叠片式电弧加热器对所述模型进行吹风试验，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一、将飞行器弹道热流密度随时间变化的曲线拟合成电弧风洞试验中热流密度随时间变化的曲线；

步骤二、读取所述电弧风洞试验中热流密度随时间变化的曲线上的多个时间段，每个所述时间段对应一个热流密度，根据所述时间段及该时间段对应的热流密度设定叠片式电弧加热器的输入参数，所述叠片式电弧加热器的输入参数包括输入到叠片式电弧加热器的电流大小、气体流量值以及叠片式电弧加热器对飞行器模型的吹风时间；

步骤三、将所述多个时间段对应的输入参数依次设置在控制器中，以控制完成飞行器飞行过程中热环境的模拟试验；

所述步骤二中，根据所述时间段及该时间段对应的热流密度设定叠片式电弧加热器的输入参数，具体为：

S1、选择其中一个时间段，通过所述叠片式电弧加热器对带有传感器的探头进行电弧风洞试验，当所述传感器检测到的热流密度与所选择的时间段所对应的热流密度相同时，分别记录对带有传感器的探头进行电弧风洞试验时，向叠片式电弧加热器输入的电流大小和进气管道的压力，所述时间段为所述输入参数中叠片式电弧加热器对飞行器模型的吹风时间；

S2、依次选择所述多个时间段，通过所述叠片式电弧加热器对所述探头进行电弧风洞试验，得到与所述多个时间段相对应的叠片式电弧加热器的输入参数；

其中，输入到叠片式电弧加热器的气体流量值可由输入到叠片式电弧加热器的进气管道的压力通过平衡声速计算方法得到。

2.如权利要求1所述的模拟飞行器飞行过程中热环境的试验方法，其特征在于，所述平衡声速计算方法的计算公式为：

m＝cPA

m表示输入到叠片式电弧加热器的气体流量值，c表示比例系数，P表示向叠片式电弧加热器输入气体时进气管道的压力，A表示向叠片式电弧加热器输入气体时的进气截面积。

3.如权利要求2所述的模拟飞行器飞行过程中热环境的试验方法，其特征在于，向叠片式电弧加热器输入气体时进气管道的压力通过三级调压系统进行调节，所述三级调压系统分别与气源与控制器连接。

4.如权利要求3所述的模拟飞行器飞行过程中热环境的试验方法，其特征在于，所述三级调压系统包括一级调压阀、二级调压阀和三级调压阀，所述三级调压系统调节向叠片式电弧加热器输入气体时进气管道的压力，具体为：

控制器输出一定强度的模拟信号至所述三级调压系统，所述三级调压系统接收所述模拟信号并控制所述一级调压阀的输出压力，所述一级调压阀控制所述二级调压阀的输出压力，所述二级调压阀控制所述三级调压阀的输出压力，所述三级调压阀的输出压力为向叠片式电弧加热器输入气体时进气管道的压力。

5.如权利要求4所述的模拟飞行器飞行过程中热环境的试验方法，其特征在于，所述步骤三中，控制器控制完成飞行器飞行过程中热环境的模拟试验，具体为：

控制器实时的输出一定强度的模拟信号至电源控制系统和三级调压系统，所述电源控制系统接收所述模拟信号并控制向所述叠片式电弧加热器输入的电流大小；所述三级调压系统接收所述模拟信号并控制进气管道的压力，以控制向所述叠片式电弧加热器输入的气体流量值，所述控制器控制顺序依次完成飞行器飞行过程中热环境的模拟试验。

6.如权利要求5所述的模拟飞行器飞行过程中热环境的试验方法，其特征在于，所述一定强度的模拟信号为4～20mA的模拟信号。