CN114705471A - 一种空天飞机测试中多梯度辐射热流场模拟方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及一种空天飞机测试中多梯度辐射热流场模拟方法，通过设计辐射式加热装置→划分受热表面的温区n→划分各个温区n的投影区域n´→计算多梯度辐射热流场设定参数→模拟多梯度辐射热流场的步骤，使用一体投影板和模块投影板两种形式分别模拟非规则轮廓形状的辐射热流场以及规则轮廓形状的辐射热流场，进而在小于单个辐射加热装置的加热范围内模拟多梯度辐射热流场，规避了现有技术使用多模块加热装置模拟不同梯度加热流场时出现的边界控制误差和时间协调性误差。

Description

一种空天飞机测试中多梯度辐射热流场模拟方法
技术领域
本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及一种空天飞机测试中多梯度辐射热流场模拟方法。
背景技术
航空航天飞行器进行高超声速飞行时，其结构表面受到严酷的气动加热作用，对结构强度带来了极大的挑战，因此在地面进行热强度试验验证是高速飞行器测试中不可或缺的环节。
辐射式加热由于具有良好的电控性能，可以模拟高速飞行器快速时变的气动热环境，在地面热强度试验中得到了广泛应用。目前使用的辐射热加热器有模块化石英灯、模块化石英灯组、模块化石墨加热器以及模块化石墨加热器组。
其中，模块化石英灯组和模块化石墨加热器组能够通过调节单个模块化加热器模拟多梯度辐射热流场。但是，由不同模块加热器组合的加热装置存在下述问题：1）各个模块加热器连接边界处热流密度无法调控，会导致辐射热流场出现边界控制误差；2）各个模块加热器需要控制器统一调节参数，出于实际工艺的限制，会出现时间协调性误差。
不仅如此，对于单个模块化加热器（模块化石英灯、模块化石墨加热器）而言，能模拟的热流场最小面积有限且形状固定，但随着工艺升级，受辐射加热元件尺寸减小，元件形状多样化，加热装置支撑骨架占用空间限制变大，现有的单个模块化加热器无法单独实现模拟多梯度热流场的试验需求。
基于上述原因，现亟需开发一种能够解决问题的多梯度辐射热流场模拟方法。
发明内容
为了实现以上目的，本发明设计了一种空天飞机测试中多梯度辐射热流场模拟方法，主要通过设置投影板的方式在小于单个辐射加热装置加热范围内实现多梯度辐射热流场的模拟，进而首次在小面积测试构件上实现结构热测试试验，为后续空天飞机的测试提供理论数据支撑，主要方案内容如下：
本发明设计的一种空天飞机测试中多梯度辐射热流场模拟方法，包括以下步骤：
S1、设计辐射式加热装置
确定与测试构件相适配的辐射式加热装置的设计要求；
S2、划分受热表面的温区n
将测试构件的受热表面依据需要施加的热流密度的梯度要求划分为两个或两个以上的温区，并对每个所述温区设定对应的温区编号n，n∈N+；
S3、划分各个温区n的投影区域n´
S3-1、在与受热表面、辐射式加热装置的加热面均平行，且与二者距离处处相等的平面上设置具有高温透射涂层的投影板；
S3-2、将每个所述温区n的轮廓形状沿受热表面的法线方向投射在投影板上，得到与每个所述温区n对应的投影区域n´，n´∈N+；
S4、计算多梯度辐射热流场设定参数
S4-1、确定所述辐射式加热装置的总热流密度Q´，通过下式计算实际施加在每个所述温区n上的热流密度Qx；
Q´ × T´ × Tx = Qx
式中，T´为投影板的透射率，Tx为高温透射涂层的透射率；
S4-2、确定高温透射涂层的单位厚度和高温透射涂层在单位厚度下的透射率，计算每个投影区域n´上高温透射涂层的厚度δx；
δx = ( k δ0 T0 ) / Tx，Tx ﹤ T0
式中，k为运算参数，δ0为高温透射涂层的单位厚度；T0为高温透射涂层在单位厚度下的透射率；
S4-3、由步骤S4-1和步骤S4-2中的公式计算每个所述温区n上的热流密度Qx与高温透射涂层的厚度δx间的关系式，如下式所示：
δx = ( k δ0 T0 Q´ T´) / Qx，Tx ﹤ T0
S5、模拟多梯度辐射热流场
确定每个所述温区n上的热流密度Qx，根据步骤S4-3中的公式计算结果，在投影板邻近受热表面的一侧的每个所述投影区域n´内涂覆对应厚度的高温透射涂层，进而在测试构件的受热表面模拟出多梯度辐射热流场。
进一步地，本发明设计的一种空天飞机测试中多梯度辐射热流场模拟方法，能够在小于单个辐射式加热装置的加热范围内，在测试构件的受热表面上模拟出两个或两个以上的辐射热流场，所述受热表面为平面结构，所述辐射热流场的轮廓形状为规则形状或不规则形状，每个所述辐射热流场之间的热流密度变化为非连续变化。
进一步地，步骤S1中，所述辐射式加热装置的设计要求为：
辐射式加热装置的形状与测试构件的形状相适配；
辐射式加热装置的加热面的面积与测试构件的受热表面的面积比为（3~7）：1；
辐射式加热装置的加热面与测试构件的受热表面间的距离范围为50mm~80 mm；
辐射式加热装置的额定总功率W由下式确定：
W = Q´ × S
式中，Q´为辐射式加热装置的总热流密度，S为测试构件的受热表面的总面积。
进一步地，步骤S4-2中，所述高温透射涂层的单位厚度δ0为100 nm，所述高温透射涂层在单位厚度下的透射率T0为0.92。
进一步地，步骤S3中，所述投影板包括用于模拟非规则轮廓形状的辐射热流场的一体投影板和用于模拟规则轮廓形状的辐射热流场的模块投影板，所述一体投影板采用一体涂覆法制备，所述模块投影板采用模块涂覆法制备。
进一步地，一体涂覆法制备一体投影板的具体操作步骤如下：
SA1、选用石英玻璃板作为所述投影板的基材，选用TiO2作为所述高温透射涂层的材料；
SA2、在所述石英玻璃板邻近受热表面的一侧贴附聚酰亚胺薄膜，将每个温区n的非规则轮廓形状沿受热表面的法线方向投影在所述聚酰亚胺薄膜上，将所述聚酰亚胺薄膜表面沿非规则轮廓线划割为不同的投影区域n´；
SA3、剥离石英玻璃板上投影区域1´处的聚酰亚胺薄膜，使用磁控溅射法在投影区域1´处的石英玻璃板上沉积TiO2涂层，待沉积完成后在投影区域1´处石英玻璃板上重新贴附剥离下的聚酰亚胺薄膜；
SA4、重复步骤SA3的操作，直至在投影区域2´至投影区域n´处的石英玻璃板上分别沉积对应厚度的TiO2涂层；
SA5、待沉积完成后，剥离每个所述温区n上的聚酰亚胺薄膜，制得一体投影板。
进一步地，模块涂覆法制备模块投影板的具体操作步骤如下：
SB1、选用石英玻璃板作为所述投影板的基材，选用TiO2作为所述高温透射涂层的材料；
SB2、将每个温区n的规则轮廓形状沿受热表面的法线方向投影在所述石英玻璃板上，将所述石英玻璃板沿规则轮廓线切割为对应各个投影区域n´的分板；
SB3、单独取出投影区域1´处的石英玻璃板，使用磁控溅射法在投影区域1´处的石英玻璃板上沉积TiO2涂层；
SB4、重复步骤SB3的操作，直至在投影区域2´至投影区域n´处的石英玻璃板上分别沉积对应厚度的TiO2涂层；
SB5、选取各个所述分板，拼接成符合辐射热流场模拟要求的石英玻璃板，并用固定框架固定，至此得到模块投影板。
进一步地，所述步骤SA3中磁控溅射法的数据参数为：本底真空度：1.3×10-4 Pa，工作气压：0.5 Pa，射频功率：200 W，衬底温度：室温~350℃，保护气体流量：40 sccm。
进一步地，所述步骤SB3中磁控溅射法的数据参数为：本底真空度：1.3×10-4 Pa，工作气压：0.5 Pa，射频功率：200 W，衬底温度：室温~350℃，保护气体流量：40 sccm。
与现有的飞机结构热测试方法相比，本发明的有益效果是：
（1）本发明能够在小于单个辐射加热装置加热范围内实现多梯度辐射热流场的模拟，进而规避了现有技术使用多模块加热装置模拟不同梯度加热流场时出现的边界控制误差和时间协调性误差；
（2）本发明能够在小于单个辐射加热装置加热范围内模拟多梯度辐射热流场，因此整体装置极为紧凑，能够有效节约加热装置的占用空间，进而为加热装置的支撑骨架预留更多安装余地；
（3）本发明使用一体投影板和模块投影板两种形式，分别用于模拟非规则轮廓形状的辐射热流场以及规则轮廓形状的辐射热流场，从而适应更多样式的飞机元件；
（4）本发明设计的一体投影板因为一体成型，所以各个梯度辐射热流场间的分界极小，在实际测试构件结构热时对数据的影响很小，因此可以规避模拟非规则轮廓形状的辐射热流场时的操作误差；
（5）本发明设计的模块投影板因为由不同透射率的单个分板构成，且各个分板能够根据需求调节位置，因此在模拟规则轮廓形状的辐射热流场时，无需重新制备新的投影板，可选择合适的分板组成满足梯度要求的投影板，进而降低单次试验成本。
附图说明
图1是本发明的流程示意图；
图2是本发明实施例1中模拟非规则辐射热流场的装置结构示意图；
图3是本发明实施例1中飞机副翼温区的俯视图；
图4是本发明实施例2中模拟规则辐射热流场的装置结构示意图；
图5是本发明实施例2中飞机襟翼温区的俯视图。
图2、3中：1-单个模块化石英灯、2-投影板、3-高温透射涂层、4-测试构件。
具体实施方式
为更进一步阐述本发明所采取的方式和取得的效果，下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚和完整地描述。
实施例1
实施例1主要目的是阐述本发明在具体参数下的方案设计，具体步骤如下：
S1、设计辐射式加热装置
在本实施例中，参见图1，选用飞机副翼作为测试构件，所述测试构件用以测试结构的受热表面的面积为0.32 m2；
基于上述测试构件的相关参数，以单个模块化石英灯作为辐射式加热装置，所述模块化石英灯上的40根石英灯排列在同一平面上，构成的加热面积大小为1 m2，额定总功率为400 kW，模块化石英灯的加热面与飞机副翼的受热表面间的距离为50 mm；
所述单个模块化石英灯的每根石英灯管的加热灯丝长1000 mm，电压为380V，电功率为10 kW；石英灯管和灯座部分耐热温度不低于1000℃，灯管引线部分耐热温度不低于350℃，正常加热时（功率密度小于100 kW/m2）灯管寿命为3000 h；
S2、划分受热表面的温区
参见图2，将测试构件的受热表面依据需要施加的热流密度的梯度要求划分为4个温区，所述温区依次编号为1、2、3、4；
S3、设计各个温区的投影区域
S3-1、在与受热表面、辐射式加热装置的加热面均平行，且与二者距离为25 mm的平面上设置厚度为2 mm、透射率T´为0.9的石英玻璃板作为一体投影板；
S3-2、在石英玻璃板邻近受热表面的一侧贴附聚酰亚胺薄膜，将4个温区的非规则轮廓形状沿受热表面的法线方向投影在聚酰亚胺薄膜上，将聚酰亚胺薄膜表面沿非规则轮廓线划割为4个投影区域，依次编号为1´、2´、3´、4´；
S3-3、设定温区1作为最大施加热流密度加热区域，剥离石英玻璃板上投影区域1´处的聚酰亚胺薄膜，使用磁控溅射法在投影区域1´处的石英玻璃板上沉积TiO2涂层，待沉积完成后在投影区域1´处石英玻璃板上重新贴附剥离下的聚酰亚胺薄膜；
磁控溅射法的数据参数为：本底真空度：1.3×10-4 Pa，工作气压：0.5 Pa，射频功率：200 W，衬底温度：室温~350℃，保护气体流量：40 sccm；
重复上述步骤，直至在投影区域2´、3´、4´对应的石英玻璃板上分别沉积对应厚度的TiO2涂层；
待沉积完成后，剥离每个所述温区1、2、3、4上的聚酰亚胺薄膜，制得一体投影板；
S4、计算多梯度辐射热流场设定参数
确定所述模块化石英灯的加热面的总热流密度Q´为400 kW/m2，设定TiO2涂层的单位厚度为100 nm，测量单位厚度下的TiO2涂层透射率为0.92；
根据测试需求，设定温区1处的热流密度为300 kW/m2，温区2处的热流密度为230kW/m2，温区3处的热流密度为180 kW/m2，温区4处的热流密度为120 kW/m2；
δx = ( 3.5 × 100 nm × 0.92 × 400 kW/m2 × 0.9 ) / Qx，Tx ﹤ 0.9
S5、模拟多梯度辐射热流场
根据上式计算结果，在一体投影板邻近受热表面的一侧的每个所述投影区域内涂覆对应厚度的高温透射涂层，使每个温区上的实际热流密度符合多梯度分布的模拟要求，具体数据见表1；
表1 实施例1中高温透射涂层厚度与各温区热流密度间关系
温区编号 1 2 3 4
热流密度(kW/m<sup>2</sup>) 300 230 180 120
透射率(%) 83.3 71.4 55.9 37.3
涂层厚度(nm) 387 451 576 864
由表1中数据可以看出，在实施例1中采用一体投影板作为测试飞机副翼结构热时的投影板，成功在4个形状不规则的温区1、2、3、4上模拟出4个热流密度梯度的辐射热流场：300 kW/m2、230 kW/m2、180 kW/m2、120 kW/m2。由此可见，本实施例设计的模拟方案能够有效在飞机副翼的受热表面上，在单个模块化石英灯加热范围内模拟出结构热测试所需的多梯度辐射热流场，能够满足试验设计需求。
实施例2
实施例2主要目的是阐述本发明模拟规则轮廓形状的辐射热流场时的方案设计，内容如下：
S1、设计辐射式加热装置
在本实施例中，参见图1，选用飞机襟翼作为测试构件，所述飞机襟翼用以测试结构的受热表面的面积为0.15 m2；
基于上述测试构件的相关参数，以单个模块化石英灯作为辐射式加热装置，所述模块化石英灯上的40根石英灯排列在同一平面上，构成的加热面积大小为1 m2，额定总功率为400 kW，模块化石英灯的加热面与飞机副翼的受热表面间的距离为80 mm；
所述单个模块化石英灯的每根石英灯管的加热灯丝长1000 mm，电压为380V，电功率为10 kW；石英灯管和灯座部分耐热温度不低于1000℃，灯管引线部分耐热温度不低于350℃，正常加热时（功率密度小于100 kW/m2）灯管寿命为3000 h；
S2、划分受热表面的温区
参见图2，将测试构件的受热表面依据需要施加的热流密度的梯度要求划分为5个温区，所述温区依次编号为1、2、3、4、5；
S3、设计各个温区的投影区域
S3-1、在与受热表面、辐射式加热装置的加热面均平行，且与二者距离为40 mm的平面上设置厚度为2 mm、透射率T´为0.9的石英玻璃板作为模块投影板；
S3-2、将每个温区的规则轮廓形状沿受热表面的法线方向投影在所述石英玻璃板上，将所述石英玻璃板沿规则轮廓线切割为对应各个投影区域的分板，依次编号为1´、2´、3´、4´、5´；
S3-3、单独取出投影区域1´处的石英玻璃板，使用磁控溅射法在投影区域1´处的石英玻璃板上沉积TiO2涂层；
磁控溅射法的数据参数为：本底真空度：1.3×10-4 Pa，工作气压：0.5 Pa，射频功率：200 W，衬底温度：室温~350℃，保护气体流量：40 sccm；
重复上述步骤，直至在投影区域2´、3´、4´、5´对应的石英玻璃板上分别沉积对应厚度的TiO2涂层；
选取各个所述分板，拼接成符合辐射热流场模拟要求的石英玻璃板，并用固定框架固定，至此得到模块投影板；
S4、计算多梯度辐射热流场设定参数
确定所述模块化石英灯的加热面的总热流密度Q´为400 kW/m2，设定TiO2涂层的单位厚度为100 nm，测量单位厚度下的TiO2涂层透射率为0.92；
根据测试需求，设定温区1处的热流密度为260 kW/m2，温区2处的热流密度为150kW/m2，温区3处的热流密度为100 kW/m2，温区4处的热流密度为120 kW/m2；温区5处的热流密度为120 kW/m2；
δx = ( 3.5 × 100 nm × 0.92 × 400 kW/m2 × 0.9 ) / Qx，Tx ﹤ 0.9
S5、模拟多梯度辐射热流场
根据上式计算结果，在模块投影板邻近受热表面的一侧的每个所述投影区域内涂覆对应厚度的高温透射涂层，使每个温区上的实际热流密度符合多梯度分布的模拟要求，具体数据见表2；
表2 实施例2中高温透射涂层厚度与各温区热流密度间关系
温区编号 1 2 3 4 5
热流密度(kW/m<sup>2</sup>) 260 150 100 120 120
透射率(%) 72.2 41.7 27.8 33.3 33.3
涂层厚度(nm) 446 772 1158 967 967
由表2中数据可以看出，在实施例2中采用模块投影板作为测试飞机襟翼结构热时的投影板，成功在5个形状不规则的温区1、2、3、4、5上模拟出5个热流密度梯度的辐射热流场：260 kW/m2、150 kW/m2、100 kW/m2、120kW/m2、120 kW/m2。由此可见，本实施例设计的模拟方案能够有效在飞机襟翼的受热表面上，在单个模块化石英灯加热范围内模拟出结构热测试所需的多梯度辐射热流场，能够满足试验设计需求。

Claims (9)

1.一种空天飞机测试中多梯度辐射热流场模拟方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、设计辐射式加热装置
确定与测试构件相适配的辐射式加热装置的设计要求；
S2、划分受热表面的温区n
将测试构件的受热表面依据需要施加的热流密度的梯度要求划分为两个或两个以上的温区，并对每个所述温区设定对应的温区编号n，n∈N+；
S3、划分各个温区n的投影区域n´
S3-1、在与受热表面、辐射式加热装置的加热面均平行，且与二者距离处处相等的平面上设置具有高温透射涂层的投影板；
S3-2、将每个所述温区n的轮廓形状沿受热表面的法线方向投射在投影板上，得到与每个所述温区n对应的投影区域n´，n´∈N+；
S4、计算多梯度辐射热流场设定参数
S4-1、确定所述辐射式加热装置的总热流密度Q´，通过下式计算实际施加在每个所述温区n上的热流密度Qx；
Q´ × T´ × Tx = Qx
式中，T´为投影板的透射率，Tx为高温透射涂层的透射率；
S4-2、确定高温透射涂层的单位厚度和高温透射涂层在单位厚度下的透射率，计算每个投影区域n´上高温透射涂层的厚度δx；
δx = ( k δ0 T0 ) / Tx，Tx ﹤ T0
式中，k为运算参数，δ0为高温透射涂层的单位厚度；T0为高温透射涂层在单位厚度下的透射率；
S4-3、由步骤S4-1和步骤S4-2中的公式计算每个所述温区n上的热流密度Qx与高温透射涂层的厚度δx间的关系式，如下式所示：
δx = ( k δ0 T0 Q´ T´) / Qx，Tx ﹤ T0
S5、模拟多梯度辐射热流场
确定每个所述温区n上的热流密度Qx，根据步骤S4-3中的公式计算结果，在投影板邻近受热表面的一侧的每个所述投影区域n´内涂覆对应厚度的高温透射涂层，进而在测试构件的受热表面模拟出多梯度辐射热流场。
2.如权利要求1所述的一种空天飞机测试中多梯度辐射热流场模拟方法，其特征在于，所述方法能够在小于单个辐射式加热装置的加热范围内，在飞机的测试构件的受热表面上模拟出两个或两个以上的辐射热流场，所述受热表面为平面结构，所述辐射热流场的轮廓形状为规则形状或不规则形状，每个所述辐射热流场之间的热流密度变化为非连续变化。
3.如权利要求1所述的一种空天飞机测试中多梯度辐射热流场模拟方法，其特征在于，步骤S1中，所述辐射式加热装置的设计要求为：
辐射式加热装置的形状与测试构件的形状相适配；
辐射式加热装置的加热面的面积与测试构件的受热表面的面积比为（3~7）：1；
辐射式加热装置的加热面与测试构件的受热表面间的距离范围为50mm~80mm；
辐射式加热装置的额定总功率W由下式确定：
W = Q´ × S
式中，Q´为辐射式加热装置的总热流密度，S为测试构件的受热表面的总面积。
4.如权利要求1所述的一种空天飞机测试中多梯度辐射热流场模拟方法，其特征在于，步骤S4-2中，所述高温透射涂层的单位厚度δ0为100 nm，所述高温透射涂层在单位厚度下的透射率T0为0.92。
5.如权利要求1所述的一种空天飞机测试中多梯度辐射热流场模拟方法，其特征在于，步骤S3中，所述投影板包括用于模拟非规则轮廓形状的辐射热流场的一体投影板和用于模拟规则轮廓形状的辐射热流场的模块投影板，所述一体投影板采用一体涂覆法制备，所述模块投影板采用模块涂覆法制备。
6.如权利要求5所述的一种空天飞机测试中多梯度辐射热流场模拟方法，其特征在于，一体涂覆法制备一体投影板的具体操作步骤如下：
SA1、选用石英玻璃板作为所述投影板的基材，选用TiO2作为所述高温透射涂层的材料；
SA2、在所述石英玻璃板邻近受热表面的一侧贴附聚酰亚胺薄膜，将每个温区n的非规则轮廓形状沿受热表面的法线方向投影在所述聚酰亚胺薄膜上，将所述聚酰亚胺薄膜表面沿非规则轮廓线划割为不同的投影区域n´；
SA3、剥离石英玻璃板上投影区域1´处的聚酰亚胺薄膜，使用磁控溅射法在投影区域1´处的石英玻璃板上沉积TiO2涂层，待沉积完成后在投影区域1´处石英玻璃板上重新贴附剥离下的聚酰亚胺薄膜；
SA4、重复步骤SA3的操作，直至在投影区域2´至投影区域n´处的石英玻璃板上分别沉积对应厚度的TiO2涂层；
SA5、待沉积完成后，剥离每个所述温区n上的聚酰亚胺薄膜，制得一体投影板。
7.如权利要求5所述的一种空天飞机测试中多梯度辐射热流场模拟方法，其特征在于，模块涂覆法制备模块投影板的具体操作步骤如下：
SB1、选用石英玻璃板作为所述投影板的基材，选用TiO2作为所述高温透射涂层的材料；
SB2、将每个温区n的规则轮廓形状沿受热表面的法线方向投影在所述石英玻璃板上，将所述石英玻璃板沿规则轮廓线切割为对应各个投影区域n´的分板；
SB3、单独取出投影区域1´处的石英玻璃板，使用磁控溅射法在投影区域1´处的石英玻璃板上沉积TiO2涂层；
SB4、重复步骤SB3的操作，直至在投影区域2´至投影区域n´处的石英玻璃板上分别沉积对应厚度的TiO2涂层；
SB5、选取各个所述分板，拼接成符合辐射热流场模拟要求的石英玻璃板，并用固定框架固定，至此得到模块投影板。
8.如权利要求6所述的一种空天飞机测试中多梯度辐射热流场模拟方法，其特征在于，所述步骤SA3中磁控溅射法的数据参数为：
本底真空度：1.3×10-4 Pa，工作气压：0.5 Pa，射频功率：200 W，衬底温度：室温~350℃，保护气体流量：40 sccm。
9.如权利要求7所述的一种空天飞机测试中多梯度辐射热流场模拟方法，其特征在于，所述步骤SB3中磁控溅射法的数据参数为：
本底真空度：1.3×10-4 Pa，工作气压：0.5 Pa，射频功率：200 W，衬底温度：室温~350℃，保护气体流量：40 sccm。
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