CN105203591B - 航天器试验模型热壁热流密度的测量方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航天器试验模型热壁热流密度的测量方法，包括如下步骤：步骤一、在第一区域利用第一加热设备将航天器试验模型壁面温度加热到预设温度；步骤二、将加热到预设温度之后的航天器试验模型移动到第二区域，并测量其于该温度下的热壁热流密度；以及，步骤三、依次循环重复步骤一和步骤二，以测量得到航天器试验模型在多个预设温度下的多个热壁热流密度，之后得出热壁热流密度与冷壁热流密度的关系，修正航天器气动热计算中冷壁热流密度与热壁热流密度换算中的相关数据；其中，第一区域和第二区域相互隔离。本发明可以应用于航天器气动热防护系统当中，可为航天器气动热计算中冷壁热流密度与热壁热流密度换算提供试验参考数据。
Description
技术领域
本发明属于航天器气动热防护试验领域，具体来说，本发明涉及可在常温至850℃范围内连续调整物体壁面温度的热流密度的试验测量方法，特别涉及一种航天器试验模型热壁热流密度的测量方法。
背景技术
航天器进行气动热防护试验时，其表面的热流密度是需要模拟的重要参数之一。常温下(如300K)的热流密度定义为冷壁热流密度。在一定的来流条件下，随着壁面温度逐渐升高，热流密度逐渐减小，对应的热流密度定义为热壁热流密度。当前的气动热试验通常是将航天器壁面温度高于常温的热壁热流密度经过换算得到常温下的冷壁热流密度，以电弧加热设备提供来流条件，试验前测量的冷壁热流密度与换算得到的冷壁热流密度相同时即进行气动热试验。但是，由热壁热流密度换算得到冷壁热流密度的换算过程及公式都是理论推导的数据，缺乏实验数据支撑。显而易见，航天器在运行过程中，肯定会受到环境因素的影响，不可能完全遵循理论推导的公式。不过，一直以来，在实际中，却缺乏对应航天器试验模型壁面温度高于常温的热壁热流密度的试验数据，影响了实际中由航天器的热壁热流密度推算其冷壁热流密度的精确性。
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航天器试验模型热壁热流密度的测量方法，本发明通过设计试验系统和方法，以能够测量航天器试验模型的热壁热流密度，解决了航天器气动热计算中，冷壁热流密度与热壁热流密度的换算中，相关数据只是理论推导，没有实验支撑的问题。
为此，本发明提供的技术方案为：
一种航天器试验模型热壁热流密度的测量方法，包括如下步骤：
步骤一、在第一区域利用第一加热设备将航天器试验模型壁面温度加热到预设温度；
步骤二、将加热到预设温度之后的所述航天器试验模型移动到第二区域，并测量其于该温度下的热壁热流密度；以及，
步骤三、依次循环重复所述步骤一和步骤二，以测量得到所述航天器试验模型在多个预设温度下的多个热壁热流密度，之后得出热壁热流密度与冷壁热流密度的关系，修正航天器气动热计算中冷壁热流密度与热壁热流密度换算中的相关数据；
其中，所述第一区域和所述第二区域相互隔离。
优选的是，所述的航天器试验模型热壁热流密度的测量方法，还提供：
一试验模型支架，所述航天器试验模型固定在所述试验模型支架上；
一导轨，其从所述第一区域铺设到所述第二区域，所述试验模型支架的下端可移动地设置在所述导轨中；
一驱动机构，其与所述试验模型支架连接，并驱动所述实验模型支架带动所述航天器试验模型沿所述导轨在所述第一区域和所述第二区域间进行往复移动。
优选的是，所述的航天器试验模型热壁热流密度的测量方法中，所述第一加热设备为石英灯加热器，采用石英灯加热器可以将预设温度在常温到850℃进行连续调整。
优选的是，所述的航天器试验模型热壁热流密度的测量方法中，所述第一和第二区域相距距离0.5～1.5m。
优选的是，所述的航天器试验模型热壁热流密度的测量方法中，所述多个预设温度的范围为从常温到850℃。
优选的是，所述的航天器试验模型热壁热流密度的测量方法中，所述步骤二中，在所述第二区域利用第二加热设备测量所述航天器试验模型的所述热壁热流密度。
更优选的是，所述的航天器试验模型热壁热流密度的测量方法中，所述第二加热设备为电弧加热设备。
更优选的是，所述的航天器试验模型热壁热流密度的测量方法中，测量所述航天器试验模型在多个预设温度下的多个热壁热流密度时，所述第二加热设备的加热功率和加热时间始终不变。
更优选的是，所述的航天器试验模型热壁热流密度的测量方法中，所述步骤三中，在依次循环重复所述步骤一和步骤二之前，还包括将所述航天器试验模型的壁面温度恢复至常温。
更优选的是，所述的航天器试验模型热壁热流密度的测量方法中，所述第一和第二区域相距距离为1m。
本发明至少包括以下有益效果：
(1)在具有电弧加热设备气动加热条件基础上增加具备负反馈的功率可调的石英灯加热器进行预加热，达到气动加热试验前要求的表面温度初始值，该值在常温至850℃内连续可调、稳定可重复，以能够测量航天器试验模型的热壁热流密度。
(2)通过驱动机构配合导轨将试验模型支架在电弧加热设备加热的第二区域和石英灯加热器加热的第一区域准确、快速切换。
(3)本发明可以应用于航天器气动热防护系统当中，可为航天器气动热计算中冷壁热流密度与热壁热流密度换算提供试验参考数据。
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为本发明其中一个实施例中的试验装置结构示意图；
图2为本发明其中一个实施例中的方法流程图；
图3为本发明其中一个实施例中的试验结果图。
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。
应当理解，本文所使用的诸如“具有”、“包含”以及“包括”术语并不配出一个或多个其它元件或其组合的存在或添加。
应当知道，本发明中提到的“常温”为一般意义上的常温，即一般温度或者室温，一般定义为25℃。
为获取高于常温的航天器试验模型的热壁热流密度数据，提出本发明。
如图1、图2和图3所示，本发明提供一种航天器试验模型热壁热流密度的测量方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一、在第一区域利用第一加热设备将航天器试验模型壁面温度加热到预设温度；
步骤二、将加热到预设温度之后的所述航天器试验模型移动到第二区域，并测量其于该温度下的热壁热流密度；以及，
步骤三、依次循环重复所述步骤一和步骤二，以测量得到所述航天器试验模型在多个预设温度下的多个热壁热流密度，之后得出热壁热流密度与冷壁热流密度的关系，修正航天器气动热计算中冷壁热流密度与热壁热流密度换算中的相关数据；
其中，所述第一区域和所述第二区域相互隔离。利用本发明的方法能够测量出高于常温时航天器试验模型的热壁热流密度，从而能够修正理论推导出的由航天器的热壁热流密度换算为冷壁热流密度的关系式等。
在本发明的其中一个实施例中，作为优选，还提供：
一试验模型支架，所述航天器试验模型固定在所述试验模型支架上；
一导轨，其从所述第一区域铺设到所述第二区域，所述试验模型支架的下端可移动地设置在所述导轨中；
一驱动机构，其与所述试验模型支架连接，并驱动所述实验模型支架带动所述航天器试验模型沿所述导轨在所述第一区域和所述第二区域间进行往复移动。比如，该驱动机构采用液压作动筒。通过液压作动筒配合导轨将模型支架在电弧加热设备的第二区域和石英灯加热器的第一区域准确、快速切换。
在上述方案中，作为优选，所述第一加热设备为石英灯加热器或太阳能加热设备。石英灯加热器具有负反馈且功率可调节，能够对航天器试验模型进行预加热，达到气动加热试验前要求的壁面温度初始值，该初始值在常温至850℃内连续可调、稳定可重复。
在上述方案中，作为优选，所述第一和第二区域相距距离0.5～1.5m。最优选的是，所述第一和第二区域相距距离为1m。
在上述方案中，作为优选，所述多个预设温度的范围为从常温到850℃。
在上述的任一个方案中，作为优选，所述步骤二中，在所述第二区域利用第二加热设备测量所述航天器试验模型的所述热壁热流密度。
在本发明的其中一些实施例中，作为优选，所述第二加热设备为电弧加热设备。
在本发明的其中一些实施例中，作为优选，所述步骤三中，测量所述航天器试验模型在多个预设温度下的多个热壁热流密度时，所述第二加热设备的加热功率和加热时间始终不变。
在本发明的其中一些实施例中，作为优选，所述步骤三中，在依次循环重复所述步骤一和步骤二之前，还包括将所述航天器试验模型的壁面温度恢复至常温。
在本发明的其中一个实施例中，在本实施例中驱动机构采用液压作动筒，如图1所示，本发明由石英灯加热器1、电弧加热设备2、试验模型3、试验模型支架4、导轨5和液压作动筒6组成，其安装顺序为试验模型3固定在试验模型支架4上，模型支架4安装导轨5上，在液压作动筒6作用下，在石英灯加热器1加热的第一区域和电弧加热设备2加热的第二区域切换。
如图2所示，试验时各步骤如下：
(1)将航天器试验模型安装在模型支架上，调整液压作动筒以及导轨，使得试验模型支架可以在石英灯加热器加热的第一区域和电弧加热设备加热的第二区域切换；
(2)通过液压作动筒将试验模型支架沿着导轨推至石英灯加热器加热的第一区域；
(3)启动石英灯加热器；
(4)设定航天器试验模型壁面温度；
(5)以设定的航天器试验模型壁面温度为目标调节石英灯加热器热功率；
(6)采集埋在试验模型表层下K型热电偶输出温度，判断模型壁面温度是否达到设定的壁面温度；
(7)如果没有达到设定的壁面温度，则继续调节石英灯加热器加热功率；如果达到设定的壁面温度，则启动电弧加热设备；
(8)待电弧加热设备工作状态稳定时，通过液压作动筒将试验模型支架沿着导轨快速推至电弧加热设备加热的第二区域进行加热；
(9)采集试验模型表层下内埋K型热电偶输出温度，计算该壁面温度下的气动加热条件下试验模型表面热流密度；
(10)停止电弧加热设备，等待试验模型冷却；
(11)当试验模型壁面温度降至常温以后，如果需要按照试验计划进行下一轮壁面温度的加热，则通过液压作动筒将试验模型支架沿导轨推至石英灯加热器加热的第一区域加热并重复步骤(4)～(10)；如果已经完成全部试验计划，则停止石英灯加热器，结束试验。
如图3所示，为本实施例中取得的一个结果图，可以根据该图及其中数据得出热流密度与壁面温度的关系。
这里说明的模块数量和处理规模是用来简化本发明的说明的。对本发明的方法的应用、修改和变化对本领域的技术人员来说是显而易见的。
如上所述，本发明通过具有负反馈的加热功率可调节的石英灯加热器加热试验模型获得设定的壁面温度，再利用电弧加热设备对试验模型进行气动加热，从而获得具有常温至850℃范围内可连续调整初始表面温度的热流密度数据。加热方式的切换是通过液压作动筒推动位于导轨的安装有试验模型的模型支架在石英灯加热器的第一区域和电弧加热设备加热的第二区域移动实现的。
本发明可以应用于航天器气动热防护系统当中，可为航天器气动热计算中冷壁热流密度与热壁热流密度换算提供试验参考数据。
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 (8)
1.一种航天器试验模型热壁热流密度的测量方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一、在第一区域利用第一加热设备将航天器试验模型壁面温度加热到预设温度；
步骤二、将加热到预设温度之后的所述航天器试验模型移动到第二区域，并测量其于该温度下的热壁热流密度，在所述第二区域利用第二加热设备测量所述航天器试验模型的所述热壁热流密度；以及，
步骤三、依次循环重复所述步骤一和步骤二，以测量得到所述航天器试验模型在多个预设温度下的多个热壁热流密度，之后得出热壁热流密度与冷壁热流密度的关系，修正航天器气动热计算中冷壁热流密度与热壁热流密度换算中的相关数据；
其中，所述第一区域和所述第二区域相互隔离；
所述多个预设温度的范围为从常温到850℃。
2.如权利要求1所述的航天器试验模型热壁热流密度的测量方法，其特征在于，还提供：
一试验模型支架，所述航天器试验模型固定在所述试验模型支架上；
一导轨，其从所述第一区域铺设到所述第二区域，所述试验模型支架的下端可移动地设置在所述导轨中；
一驱动机构，其与所述试验模型支架连接，并驱动所述试验模型支架带动所述航天器试验模型沿所述导轨在所述第一区域和所述第二区域间进行往复移动。
3.如权利要求1所述的航天器试验模型热壁热流密度的测量方法，其特征在于，所述第一加热设备为石英灯加热器。
4.如权利要求1所述的航天器试验模型热壁热流密度的测量方法，其特征在于，所述第一区域和第二区域相距距离0.5~1.5 m。
5.如权利要求1所述的航天器试验模型热壁热流密度的测量方法，其特征在于，所述第二加热设备为电弧加热设备。
6.如权利要求1所述的航天器试验模型热壁热流密度的测量方法，其特征在于，所述步骤三中，测量所述航天器试验模型在多个预设温度下的多个热壁热流密度时，所述第二加热设备的加热功率和加热时间始终不变。
7.如权利要求1所述的航天器试验模型热壁热流密度的测量方法，其特征在于，所述步骤三中，在依次循环重复所述步骤一和步骤二之前，还包括将所述航天器试验模型的壁面温度恢复至常温。
8.如权利要求4所述的航天器试验模型热壁热流密度的测量方法，其特征在于，所述第一区域和第二区域相距距离为1 m。
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