CN108168857A - 一种座舱盖疲劳试验中温度控制方法 - Google Patents

一种座舱盖疲劳试验中温度控制方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种座舱盖疲劳试验中温度控制方法，属于座舱盖疲劳试验技术领域。包括以下步骤：步骤一、布置温度传感器及流速仪；步骤二、设定第二温度传感器(12)的位置作为控制点及控制点的温度与载荷谱温度关系：步骤三、按照步骤二设定的控制点的温度与载荷谱温度关系式进行加载，获取试验件表面的最高温度点P以及加载时间内P点的所有时刻温度；步骤四、将P点所有时刻温度与温度载荷谱进行对比，是否满足试验误差要求；步骤五、将修正后的映射关系f代入控制点的温度与载荷谱温度关系式中进行迭代运算，直至满足试验误差要求。本发明只需在调试入口温度与最高温度点的温度关系，进行几次迭代修正即可，原理明晰，操作简单。

Description

一种座舱盖疲劳试验中温度控制方法
技术领域
本发明属于座舱盖疲劳试验技术领域，具体涉及一种座舱盖疲劳试验中温度控制方法。
背景技术
飞机在飞行过程中会受到气动加热的作用，导致飞机座舱盖在内外表面产生较大的温度梯度，从而使座舱盖玻璃很容易产生疲劳破坏。随着飞机马赫数的增加，座舱盖外表面会产生更多的气动热，座舱盖的性能将直接影响着飞机及飞行员的安全，因此需要开展座舱盖加温加载疲劳试验确定座舱盖有机玻璃及金属骨架的疲劳寿命。
座舱盖加温加载试验采用对流换热原理控制座舱盖表面温度。试验前需要开展调试试验，在调试件上沿座舱盖有机玻璃的航向和展向均布粘贴若干个热电偶，在调试试验中对座舱盖的表面温度场进行测量，一方面可以确定座舱盖表面温度场的均匀度，另一方面可以以此找到座舱盖有机玻璃上的温度最高点，并以此作为座舱盖疲劳试验中的温度控制点。在正式试验件安装后，首先需要依照调试件的温度控制点位置确定试验件上控制点的位置，这么做可能会造成温度最高点位置的偏差，使非最高温度位置为控制点，产生试验安全隐晦；然后对温度控制点处粘贴热电偶或固定铂电阻，若采用胶粘的方式安装热电偶，座舱盖有机玻璃在长期的疲劳试验中会受到胶黏剂的腐蚀作用；若采用铂电阻的方式与座舱盖表面接触，在加温加载试验中，受到舱内充压载荷的作用，铂电阻与座舱盖有机玻璃之间会产生凹陷，最终都会使座舱盖受到不同程度的破坏，影响试验的精度和安全。因此需要采用一种非接触式温度控制方法，既不损害座舱盖，又可以实现温度控制。
发明内容
本发明的目的：为了解决上述问题，本发明提出了一种座舱盖疲劳试验中温度控制方法，通过控制试验段入口温度实现了座舱盖的温度载荷谱施加，只需调试试验中多次测量入口温度与最高温度点的温度关系，进行几次迭代修正即可，不增加其它复杂设备，原理明晰，操作简单，解决了温度传感器对座舱盖表面的损伤问题。
本发明的技术方案：一种座舱盖疲劳试验温度控制方法，包括以下步骤：
步骤一、布置温度传感器及流速仪；
对调试件表面上沿航向和展向均匀布置多个第一温度传感器，同时在试验段的入口流体内布置一个与所述第一传感器同规格的第二温度传感器；
靠近所述第二温度传感器的位置布置一个流速仪，测量其周围流速V；
步骤二、设定第二温度传感器的位置作为控制点及控制点的温度与载荷谱温度关系：
Tinlet=f(T载荷谱)
其中，入口温度与载荷谱温度之间的映射关系f：为任意给定的放大函数，即在升温过程中，同一个时间的入口加载温度比载荷谱对应的温度高；在降温时，同一个时间的入口加载温度比载荷谱对应的温度低；
步骤三、按照步骤二设定的控制点的温度与载荷谱温度关系式进行加载，获取试验件表面的最高温度点P以及加载时间内P点的所有时刻温度；
步骤四、将P点所有时刻温度与温度载荷谱进行对比，是否满足试验误差要求；
若满足要求，则将步骤二设定的入口温度Tinlet作为正式试验的入口温度；
否则，依据入口温度与P点温度之间对应的关系图，对其进行函数拟合并对映射关系f进行修正得到f 修正；
步骤五、将修正后的映射关系f代入控制点的温度与载荷谱温度关系式中进行迭代运算，直至P点所有时刻温度与温度载荷谱的误差满足试验误差要求。
优选地，所述试验段的入口处分别与舱外热路和舱外冷路相连，对试验件进行升温后，经后整流段分别流入舱外热路及舱外冷路，完成一次循环加热；
所述舱外热路及舱外冷路中的气体经控制系统调整后，再次混合流入试验段的入口。
优选地，所述舱外冷路布置有冷路风机及液氮喷雾装置，所述液氮喷雾装置设置在靠近试验段入口处。
优选地，所述舱外热路设置有热路风机及电加热器，所述电加热器设置在靠近试验段入口处。
优选地，所述控制系统分别与所述冷路风机及液氮喷雾装置连接，根据修正的映射关系f调整冷路风机的工作功率及液氮喷雾装置的流量。
优选地，所述控制系统分别与所述热路风机及电加热器连接，根据修正的映射关系f调整热路风机及电加热器的工作功率。
本发明技术方案的有益效果：本发明通过控制试验段入口温度实现了座舱盖的温度载荷谱施加，只需在调试试验中多次测量入口温度与最高温度点的温度关系，进行几次迭代修正即可，不增加其它复杂设备，原理明晰，操作简单，仅仅相当于将原来正式试验中安装在试验件表面的热电偶转移到试验段入口处测量，解决了温度传感器对座舱盖表面的损伤问题。
附图说明
图1为本发明一种座舱盖疲劳试验中温度控制方法的一优选实施例的试验件布置示意图；
图2为本发明一种座舱盖疲劳试验中温度控制方法的一优选实施例的流程示意图；
图3为图2所示实施例的温度载荷谱与入口温度关系图；
图4为图2所示实施例的最高温度点的温度随时间变化曲线图；
图5为图2所示实施例的最高温度点的温度与入口温度之间关系示意图；
图6为图2所示实施例的修正前后入口温度对比图；
图7为图2所示实施例的最高温度点的温度示意图；
其中，1-热路风机，2-冷路风机，3-舱外热路，4-舱外冷路，5-电加热器，6-液氮喷雾装置，7-导流罩，8-风挡，9-舱盖，10-后整流段，11-第一温度传感器，12-第二温度传感器，13-流速仪。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
本发明一种座舱盖疲劳试验温度控制方法，包括以下步骤：
1、布置温度传感器及流速仪；
对调试件表面上沿航向和展向均匀布置多个第一温度传感器11，同时在试验段的入口流体内布置一个与第一传感器同规格的第二温度传感器12；
靠近所述第二温度传感器的位置布置一个流速仪13，测量其周围流速V；
如图1所示：本实施例中，调试件为风挡8及舱盖9，风挡8及舱盖9固定在试验台上，导流罩7布置在调试件的上方，形成热交换的气体通道，高温气体流入气体通道内后与调试件进行热交换；
试验段的入口处分别与舱外热路3和舱外冷路4相连，对调试件进行升温后，经后整流段10分别流入舱外热路3及舱外冷路4，完成一次循环加热，舱外热路3及舱外冷路4中的气体经控制系统调整后，再次混合流入试验段的入口；本方案采用循环空气进行热交换，节省气体流量及再次对气体加热的所需的能源。
本实施例中，舱外冷路3布置有冷路风机2及液氮喷雾装置6，液氮喷雾装置6设置在靠近试验段入口处；
舱外热路3设置有热路风机1及电加热器5，电加热器5设置在靠近试验段入口处。
可以理解的是：控制系统分别与冷路风机2及液氮喷雾装置6连接，根据修正的映射关系f调整冷路风机的工作功率及液氮喷雾装置6的流量。
控制系统分别与所述热路风机1及电加热器5连接，根据修正的映射关系f调整热路风机1及电加热器5的工作功率。
2、测试及修正过程；
如图2所示：
1)开始调试试验，以入口第二温度传感器12的位置作为控制点，假定入口温度与载荷谱温度关系为：
Tinlet＝f(T载荷谱) (1)
其中入口温度与载荷谱温度之间的映射关系为任意给定的放大函数，即在升温过程中，同一个时间的入口加载温度应该比载荷谱对应的温度高；在降温时，同一个时间的入口加载温度应该比载荷谱对应的温度低。
2)对入口温度按照式(1)进行加载，实时记录试验件上第一温度传感器11的温度，当载荷谱对应的时间都加载结束，则停止加载。然后找出试验件表面的最高温度点P以及加载时间内P点的所有时刻温度。
3)然后观察P点温度是否实现了温度载荷谱；
若实现了，则以此时的入口温度Tinlet作为正式试验的入口温度；
若没实现，则作出入口温度与P点温度之间的关系图，并对其进行函数拟合，对映射关系f进行修正得到f 修正，代入公式(1)中重新进行加载。
4)以此类推进行迭代，直到P点温度实现温度载荷谱，满足误差要求，则将该次的入口温度与P点温度关系式作为正式试验的关系式。
3、正式试验；
正式试验中，安装正式试验件，在试验件表面不粘贴任何温度传感器，温度传感器2的位置不动，正式试验开始，保持调试试验中记录的入口流速V，按照调试试验中得到的入口温度与控制点温度关系式，对入口温度进行控制，实现试验件的温度载荷谱加载。
以某试验温度载荷谱为例，首先给定一个初始的映射关系f，对入口温度进行加载，如图3所示。
测量各个时刻下最高温度点的温度，如图所示4。
从图4中可以看到，最高温度点的温度并未实现温度载荷谱，图5所示为控制点温度与入口温度之间的关系。
从图5中可以看到两者满足线性关系，采用最小二乘法对其进行修正，得到修正后的映射关系f 修正，对入口温度进行修正后，如图6所示。
测量修正后的最高温度点的温度，验证与载荷谱温度的关系，如图7所示。从图7中可以看到，最高温度点实现了温度载荷谱，温度与载荷谱曲线基本完全一致。
本发明来源于座舱盖试验，但不限于座舱盖试验，方法原理可应用于任何传感器不宜安装在试验件表面上的试验，不仅可以应用于对流加热试验也可用于辐射加热试验。如辐射加热的高温试验中，可以在调试试验中采用辐射热流计测量靠近试验件表面的热流与试验件表面温度控制点的温度之间关系，通过几次迭代修正，实现高温试验中试验件的温度控制。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (7)

1.一种座舱盖疲劳试验温度控制方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤一、布置温度传感器及流速仪；
对调试件表面上沿航向和展向均匀布置多个第一温度传感器(11)，同时在试验段的入口流体内布置一个与所述第一传感器同规格的第二温度传感器(12)；
靠近所述第二温度传感器的位置布置一个流速仪(13)，测量其周围流速V；
步骤二、设定第二温度传感器(12)的位置作为控制点及控制点的温度与载荷谱温度关系：
Tinlet＝f(T载荷谱)
其中，入口温度与载荷谱温度之间的映射关系f：为任意给定的放大函数，即在升温过程中，同一个时间的入口加载温度比载荷谱对应的温度高；在降温时，同一个时间的入口加载温度比载荷谱对应的温度低；
步骤三、按照步骤二设定的控制点的温度与载荷谱温度关系式进行加载，获取试验件表面的最高温度点P以及加载时间内P点的所有时刻温度；
步骤四、将P点所有时刻温度与温度载荷谱进行对比，是否满足试验误差要求；
若满足要求，则将步骤二设定的入口温度Tinlet作为正式试验的入口温度；
否则，依据入口温度与P点温度之间对应的关系图，对其进行函数拟合并对映射关系f进行修正得到f修正；
步骤五、将修正后的映射关系f代入控制点的温度与载荷谱温度关系式中进行迭代运算，直至P点所有时刻温度与温度载荷谱的误差满足试验误差要求。
2.根据权利要求1所述的座舱盖疲劳试验温度控制方法，其特征在于：所述步骤四中，采用最小二乘法对映射关系f进行拟合修正。
3.根据权利要求1所述的座舱盖疲劳试验温度控制方法，其特征在于：所述试验段的入口处分别与舱外热路(3)和舱外冷路(4)相连，对调试件进行升温后，经后整流段(10)分别流入舱外热路(3)及舱外冷路(4)，完成一次循环加热；
所述舱外热路(3)及舱外冷路(4)中的气体经控制系统调整后，再次混合流入试验段的入口。
4.根据权利要求3所述的座舱盖疲劳试验温度控制方法，其特征在于：所述舱外冷路(3)布置有冷路风机(2)及液氮喷雾装置(6)，所述液氮喷雾装置(6)设置在靠近试验段入口处。
5.根据权利要求3所述的座舱盖疲劳试验温度控制方法，其特征在于：所述舱外热路(3)设置有热路风机(1)及电加热器(5)，所述电加热器(5)设置在靠近试验段入口处。
6.根据权利要求4所述的座舱盖疲劳试验温度控制方法，其特征在于：所述控制系统分别与所述冷路风机(2)及液氮喷雾装置(6)连接，根据修正的映射关系f调整冷路风机的工作功率及液氮喷雾装置(6)的流量。
7.根据权利要求5所述的座舱盖疲劳试验温度控制方法，其特征在于：所述控制系统分别与所述热路风机(1)及电加热器(5)连接，根据修正的映射关系f调整热路风机(1)及电加热器(5)的工作功率。
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