CN105301048A - 一种预埋热电偶的隔热涂层试件界面温度测试方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种预埋热电偶的隔热涂层试件界面温度测试方法，其通过在壳体表面预埋热电偶测点，后喷涂隔热涂层的方法，提高了界面温度测试结果的准确性，为涂层厚度设计提供准确的试验依据。理由如下：试件的几何尺寸，所使用的热电偶的几何尺寸，主要是直径参数及测点几何尺寸应尽量小，最大程度的减少了测试设备几何尺寸对试件测试结果的影响；测点位于试件靠中部位置，减少边界效应对测试结果的影响；热电偶线位于预置的槽内，保证了所喷涂的涂层厚度，同时使用固定热电偶的胶粘剂尽可能少量也是从几何尺寸方面减少了对测试结果的影响；通常使用两个测点，可以检验测试结果的一致性。热电偶测点设置于界面直接测量保证测试结果直接准确。

Description

一种预埋热电偶的隔热涂层试件界面温度测试方法
技术领域
本发明属于隔热涂层技术领域，具体涉及一种预埋热电偶的隔热涂层试件界面温度测试方法。
背景技术
随着航天飞行器的发展需求，要求飞行器在飞行过程中保持较高的飞行速度，在高速飞行条件下，不可避免地存在飞行器表面的气动加热问题，使得表面温度高达几百度。由于飞行器弹体壁面结构件材料(简称壳体，有复合材料或者金属)通常存在超过一定温度时会出现刚度和强度损失，因此需要在其表面喷涂隔热涂层，控制壁面结构件材料与涂层界面温度在飞行过程中不高于其性能损失温度。而进行涂层隔热试验时，需要提供涂层/壳体材料联合试件进行试验，才能模拟航天飞行器(或者导弹)飞行过程中的真实状态。
但根据一维热传导计算结果可知，对于一定的热流边界条件，涂层/壳体材料界面温度不仅与涂层本体的热学性能有关，而且与壳体热学性能有关，这会影响涂层与壳体界面的温度以及壳体内部的温度场，从而会影响最终的温度测定结果。目前所进行的隔热涂层试验中大多数关心壳体背壁的温度变化，而对涂层/壳体材料之间的界面温度变化较少测试。
发明内容
有鉴于此，本发明的目的是提供一种预埋热电偶的隔热涂层试件界面温度测试方法，提高了界面温度测试结果的准确性。
本发明的预埋热电偶的隔热涂层试件界面温度测试方法，其包括：
步骤1，依据航天飞行器飞行过程中的热流条件，以及航天飞行器所用壳体材料厚度，结合壳体材料使用温度的限制，计算温度测试所需壳体试件的厚度和隔热涂层的厚度；
步骤2，若壳体试件为复合材料缠绕而成的，则根据步骤1确定的壳体试件的厚度进行壳体试件的缠绕成型，缠绕角度模拟实际壳体成型的缠绕方向；若壳体试件为金属材料，则直接根据步骤1确定的壳体试件的厚度生产成型；
步骤3，在步骤2生产的壳体试件上加工四个通孔，四个通孔在壳体试件上组成一个矩形；并准备四条热电偶，四条热电偶的导线一一对应穿过四个通孔；
其中两个通孔以及穿过该两个通孔的两条热电偶为第一组，另外两个通孔以及穿过该两个通孔的两条热电偶为第二组，且第一组中的两个通孔连线与第二组中的两个通孔连线在壳体试件上相互平行；
对于每一组均执行以下过程：设计一个测试点，该测试点位于同一组两个通孔连线的中点位置，且该组的两条热电偶的测试端粘接于该测试点处，两条热电偶的导线尾端与测试仪器连接；然后按照步骤1设计的涂层厚度对壳体试件的粘接面进行喷涂固化，最后利用测试仪器对壳体试件的界面进行温度测试。
进一步的，粘接前需在壳体试件表面预先挖槽，槽的方向为从测试点开始到同一组的两个通孔，槽的厚度与热电偶导线的直径相同，粘接后壳体试件表面保持平齐；然后在通孔的孔隙和槽的孔隙中用胶填平后喷涂步骤1设计厚度的涂层并固化。
进一步的，壳体试件的大小为100mm×100mm。
进一步的，步骤3中的温度测试包括：风洞试验和石英灯电弧加热试验。
本发明具有如下有益效果：本发明提供一种新的试件界面温度测点布置方法，并通过在壳体表面预埋热电偶测点，后喷涂隔热涂层的方法，提高了界面温度测试结果的准确性，为涂层厚度设计提供准确的试验依据。理由如下：
试件的几何尺寸，尤其是厚度方向的尺寸影响测试结果，所使用的热电偶的几何尺寸，主要是直径参数及测点几何尺寸应尽量小，最大程度的减少了测试设备几何尺寸对试件测试结果的影响；测点位于试件靠中部位置，减少边界效应对测试结果的影响；热电偶线位于预置的槽内，保证了所喷涂的涂层厚度，同时使用固定热电偶的胶粘剂尽可能少量也是从几何尺寸方面减少了对测试结果的影响；通常使用两个测点，可以检验测试结果的一致性。热电偶测点设置于界面直接测量保证测试结果直接准确。
附图说明
图1为本发明的粘贴热电偶前的隔热涂层试件示意图；
图2为本发明的粘贴热电偶后的隔热涂层试件示意图。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
如图1和图2所示，本发明的预埋热电偶的隔热涂层试件界面温度测试方法，其提出一种新的试件界面温度测点布置方法，通过在壳体表面预埋热电偶测点，后喷涂隔热涂层的方法，可以提高界面温度测试结果的准确性，为涂层厚度设计提供准确的试验依据。具体包括以下步骤：
步骤1，依据航天飞行器飞行过程中的热流条件，以及航天飞行器所用壳体材料厚度，结合壳体材料使用温度的限制，计算温度测试所需壳体试件的厚度和隔热涂层的厚度。
步骤2，若壳体试件为复合材料缠绕而成的，则根据步骤1确定的壳体试件的厚度进行壳体试件的缠绕成型，缠绕角度模拟实际壳体成型的缠绕方向；若壳体试件为金属材料，则直接根据步骤1确定的壳体试件的厚度生产成型；
步骤3，在步骤2生产的壳体试件上加工四个通孔，四个通孔在壳体试件上组成一个矩形；并准备四条热电偶，四条热电偶的导线一一对应穿过四个通孔；
两个通孔以及穿过该两个通孔的两条热电偶为第一组，另外两个通孔以及穿过该两个通孔的两条热电偶为第二组，且第一组中的两个通孔连线与第二组中的两个通孔连线在壳体试件上相互平行；
对于每一组均执行以下内容：设计一个测试点，该测试点位于两个通孔连线的中点位置，且两条热电偶的导线测试端粘接于该测试点处，两条热电偶的导线尾端与测试仪器连接；然后按照步骤1设计的涂层厚度对壳体试件的粘接面进行喷涂固化，最后利用测试仪器对壳体试件的界面进行温度测试。
进一步的，粘接前需在壳体试件表面预先挖槽，槽的厚度与热电偶线的直径相同，从通孔至测试点处热电偶线预埋于槽内，粘接后试件表面保持平齐；然后在通孔孔隙、槽孔隙中用胶填平后喷涂步骤1设计厚度的涂层并固化。
进一步的，根据飞行环境所提出的气动加热条件进行温度测试，该温度测试包括：风洞试验和石英灯电弧加热试验。
在确定涂层厚度时，先假定可能的涂层厚度，采用数值计算法进行涂层/壳体一维瞬态温度场的多次计算，从而确定一个或者一组合适的涂层厚度。壳体试件的厚度由壳体设计根据结构需求确定，其长×宽大小与试验单位商定，试件大小一般为100mm×100mm。四个通孔形成的矩形的长度为10mm，宽度为40mm，通孔的直径为1.2mm。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种预埋热电偶的隔热涂层试件界面温度测试方法，其特征在于，包括：
步骤1，依据航天飞行器飞行过程中的热流条件，以及航天飞行器所用壳体材料厚度，结合壳体材料使用温度的限制，计算温度测试所需壳体试件的厚度和隔热涂层的厚度；
步骤2，若壳体试件为复合材料缠绕而成的，则根据步骤1确定的壳体试件的厚度进行壳体试件的缠绕成型，缠绕角度模拟实际壳体成型的缠绕方向；若壳体试件为金属材料，则直接根据步骤1确定的壳体试件的厚度生产成型；
步骤3，在步骤2生产的壳体试件上加工四个通孔，四个通孔在壳体试件上组成一个矩形；并准备四条热电偶，四条热电偶的导线一一对应穿过四个通孔；
其中两个通孔以及穿过该两个通孔的两条热电偶为第一组，另外两个通孔以及穿过该两个通孔的两条热电偶为第二组，且第一组中的两个通孔连线与第二组中的两个通孔连线在壳体试件上相互平行；
对于每一组均执行以下过程：设计一个测试点，该测试点位于同一组两个通孔连线的中点位置，且该组的两条热电偶的测试端粘接于该测试点处，两条热电偶的导线尾端与测试仪器连接；然后按照步骤1设计的涂层厚度对壳体试件的粘接面进行喷涂固化，最后利用测试仪器对壳体试件的界面进行温度测试。
2.如权利要求1所述的预埋热电偶的隔热涂层试件界面温度测试方法，其特征在于，粘接前需在壳体试件表面预先挖槽，槽的方向为从测试点开始到同一组的两个通孔，槽的厚度与热电偶导线的直径相同，粘接后壳体试件表面保持平齐；然后在通孔的孔隙和槽的孔隙中用胶填平后喷涂步骤1设计厚度的涂层并固化。
3.如权利要求1所述的预埋热电偶的隔热涂层试件界面温度测试方法，其特征在于，壳体试件的大小为100mm×100mm。
4.如权利要求1所述的预埋热电偶的隔热涂层试件界面温度测试方法，其特征在于，步骤3中的温度测试包括：风洞试验和石英灯电弧加热试验。
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