CN114852369A - 一种飞行器头锥结构高温热强度试验加热调节控制方法 - Google Patents

一种飞行器头锥结构高温热强度试验加热调节控制方法 Download PDF

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CN114852369A CN202210807765.0A CN202210807765A CN114852369A CN 114852369 A CN114852369 A CN 114852369A CN 202210807765 A CN202210807765 A CN 202210807765A CN 114852369 A CN114852369 A CN 114852369A
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Abstract

本发明公开了一种飞行器头锥结构高温热强度试验加热调节控制方法，该方法采用的加热装置包括机架、多个石英灯模块、耐高温气凝胶框和菲涅耳聚光镜，耐高温气凝胶框位于石英灯模块与飞行器头锥结构之间，螺杆上安装有两个分别位于耐高温气凝胶框两侧的第一调节螺母；该方法包括：一、菲涅耳聚光镜的选择；二、机架、多个石英灯模块和多个螺杆的拼装；三、耐高温气凝胶框和菲涅耳聚光镜的安装；四、开启多个石英灯模块，验证并调整菲涅耳聚光镜的聚焦效果。本发明通过调整菲涅耳聚光镜与飞行器头锥结构之间的距离，使飞行器头锥结构能够在菲涅耳聚光镜的最佳聚焦效果下进行高温加热，能够满足飞行器头锥结构的高温加热要求。

Description

一种飞行器头锥结构高温热强度试验加热调节控制方法
技术领域
本发明属于飞行器结构高温热强度试验技术领域，具体涉及一种飞行器头锥结构高温热强度试验加热调节控制方法。
背景技术
随着高超声速飞行器的飞行马赫数不断提高，飞行器结构承受的高温环境越来越严酷，特别是头锥结构，头锥结构的壁面温度可以达到1800℃以上；严酷的高温热环境，给飞行器结构热强度地面验证试验带来了一系列挑战，其中最为关键的是极端高温热环境的模拟；模拟极端高温热环境的途径主要采用高温加热技术，目前，重要的两种高温加热技术分别为模块石英灯加热技术和石墨片加热技术，其中，模块石英灯加热技术的极端加热的温度范围为1500℃~1600℃，而在1600℃时，经常会发生石英灯管石化并爆灯的现象；石墨片加热技术的极端加热的温度范围为1700℃~1800℃，石墨片在高温加热时，需要在低氧或无氧环境中工作，不便于应用，因此，为了克服以上两种加热技术的缺陷，应该提供一种便于操作的飞行器头锥结构高温热强度试验加热调节控制方法。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种飞行器头锥结构高温热强度试验加热调节控制方法，其设计合理，通过调整菲涅耳聚光镜与飞行器头锥结构之间的距离，能够实现调整光斑的大小的目的，使飞行器头锥结构在菲涅耳聚光镜的最佳聚焦效果下进行高温加热，能够满足飞行器头锥结构的高温加热要求，不受限于低氧或无氧环境，石英灯模块也不会发生石化并爆灯的现象，便于操作，安全性好。
为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：一种飞行器头锥结构高温热强度试验加热调节控制方法，其特征在于：该方法采用的加热装置包括机架、多个并排布设且固定安装在所述机架上的石英灯模块、通过多个螺杆连接在所述机架上的耐高温气凝胶框和固定安装在所述耐高温气凝胶框内的菲涅耳聚光镜，所述耐高温气凝胶框位于所述石英灯模块与飞行器头锥结构之间，所述螺杆上安装有两个分别位于所述耐高温气凝胶框两侧的第一调节螺母；该方法包括以下步骤：
步骤一、菲涅耳聚光镜的选择：
根据飞行器头锥结构的半径
Figure 827515DEST_PATH_IMAGE001
和所述菲涅耳聚光镜正面中心与所述飞行器头锥结构的前端之间的设定距离
Figure 378582DEST_PATH_IMAGE002
，计算所述菲涅耳聚光镜的第
Figure 381173DEST_PATH_IMAGE003
环齿的齿高
Figure 904558DEST_PATH_IMAGE004
与齿间角
Figure 68823DEST_PATH_IMAGE005
，并根据所述菲涅耳聚光镜的第
Figure 372766DEST_PATH_IMAGE006
环齿的齿高
Figure 913468DEST_PATH_IMAGE007
与齿间角
Figure 291360DEST_PATH_IMAGE008
，选择所述菲涅耳聚光镜的规格型号；
其中，计算所述菲涅耳聚光镜的第
Figure 892106DEST_PATH_IMAGE006
环齿的齿高
Figure 417765DEST_PATH_IMAGE007
与齿间角
Figure 762159DEST_PATH_IMAGE008
的具体过程为：
步骤101、根据公式
Figure 260136DEST_PATH_IMAGE009
，计算菲涅耳聚光镜的第
Figure 766204DEST_PATH_IMAGE006
环齿的齿间角
Figure 35949DEST_PATH_IMAGE010
；
其中，
Figure 918455DEST_PATH_IMAGE011
为菲涅耳聚光镜的折射率，
Figure 270939DEST_PATH_IMAGE012
为菲涅耳聚光镜的第
Figure 947908DEST_PATH_IMAGE006
环齿的辐射光线折射角；
步骤102、根据方程组
Figure 448159DEST_PATH_IMAGE013
，计算菲涅耳聚光镜的第
Figure 134355DEST_PATH_IMAGE006
环齿的齿高
Figure 341346DEST_PATH_IMAGE014
；
其中，
Figure 517112DEST_PATH_IMAGE015
为菲涅耳聚光镜的第
Figure 442343DEST_PATH_IMAGE006
环齿的齿宽，
Figure 666651DEST_PATH_IMAGE016
为所述菲涅耳聚光镜正面中心与所述飞行器头锥结构的前端之间的设定距离，
Figure 993727DEST_PATH_IMAGE017
为菲涅耳聚光镜的第
Figure 340395DEST_PATH_IMAGE006
环齿与菲涅耳聚光镜轴线之间的最小距离；
Figure 487342DEST_PATH_IMAGE018
为飞行器头锥结构的半径；
步骤二、所述机架、多个所述石英灯模块和多个螺杆的拼装；
步骤三、所述耐高温气凝胶框和所述菲涅耳聚光镜的安装，具体包括以下步骤：
步骤301、在多个螺杆上安装所述耐高温气凝胶框，并将步骤一中选定的所述菲涅耳聚光镜安装在所述耐高温气凝胶框上；
步骤302、通过旋拧安装在所述螺杆上的第一调节螺母，调整所述菲涅耳聚光镜正面中心与所述飞行器头锥结构的前端之间的实际距离，使菲涅耳聚光镜正面中心与飞行器头锥结构的前端之间的实际距离等于所述菲涅耳聚光镜正面中心与所述飞行器头锥结构的前端之间的设定距离
Figure 515341DEST_PATH_IMAGE002
；
步骤四、开启多个所述石英灯模块，验证并调整所述菲涅耳聚光镜的聚焦效果：
开启多个所述石英灯模块，观察辐射光线经过菲涅耳聚光镜聚焦后出现在飞行器头锥结构上的光斑的大小：
当所述光斑完全覆盖所述飞行器头锥结构，即所述光斑的面积
Figure 696924DEST_PATH_IMAGE019
满足
Figure 214493DEST_PATH_IMAGE020
时，其中，
Figure 114316DEST_PATH_IMAGE001
为飞行器头锥结构的半径，即可进行高温热强度试验；
当所述光斑未完全覆盖所述飞行器头锥结构，即所述光斑的面积
Figure 680426DEST_PATH_IMAGE021
满足
Figure 778832DEST_PATH_IMAGE022
时，需要再次调整菲涅耳聚光镜正面中心与飞行器头锥结构的前端之间的实际距离，使菲涅耳聚光镜正面中心与飞行器头锥结构的前端之间的实际距离小于所述菲涅耳聚光镜正面中心与所述飞行器头锥结构的前端之间的设定距离
Figure 404986DEST_PATH_IMAGE002
，直至所述光斑面积完全覆盖所述飞行器头锥结构，即可进行高温热强度试验。
上述的一种飞行器头锥结构高温热强度试验加热调节控制方法，其特征在于：所述耐高温气凝胶框包括两个相扣合的矩形气凝胶框和多个设置在两个所述矩形气凝胶框外侧的夹持钢管，两个所述矩形气凝胶框和所述夹持钢管通过紧固螺栓和锁紧螺母固定连接，所述矩形气凝胶框的扣合面上开设有供所述菲涅耳聚光镜卡装的凹槽。
上述的一种飞行器头锥结构高温热强度试验加热调节控制方法，其特征在于：所述机架包括两个平行布设的支架和两个平行设置在两个所述支架上的水平连接杆，多个所述石英灯模块并排安装在两个所述水平连接杆上。
上述的一种飞行器头锥结构高温热强度试验加热调节控制方法，其特征在于：步骤二中，进行所述机架、多个所述石英灯模块和多个螺杆的拼装的具体过程包括以下步骤：
步骤201、根据飞行器头锥结构的装夹位置，将两个所述支架通过地脚螺栓固定安装在地面上；
步骤202、在两个所述水平连接杆上安装多个所述石英灯模块；
步骤203、在两个所述支架上对称安装多个所述螺杆，并在所述螺杆上安装第二调节螺母。
上述的一种飞行器头锥结构高温热强度试验加热调节控制方法，其特征在于：步骤301中，在多个所述螺杆上安装所述耐高温气凝胶框时，需要在所述螺杆上安装第一调节螺母；在将步骤一中选定的所述菲涅耳聚光镜安装在所述耐高温气凝胶框上时，需要先旋松多个所述锁紧螺母，将所述菲涅耳聚光镜卡装在两个所述矩形气凝胶框之间，之后，旋紧多个所述锁紧螺母，利用多个所述夹持钢管将所述菲涅耳聚光镜压紧在两个所述矩形气凝胶框之间。
本发明与现有技术相比具有以下优点：
1、本发明的加热装置包括机架、石英灯模块、耐高温气凝胶框和菲涅耳聚光镜，石英灯模块的数量为多个，多个石英灯模块并排布设且固定安装在机架上，耐高温气凝胶框通过多个螺杆连接在机架上，且螺杆上安装有两个分别位于耐高温气凝胶框两侧的第一调节螺母，实际使用时，由于菲涅耳聚光镜固定安装在耐高温气凝胶框内，且耐高温气凝胶框位于石英灯模块与飞行器头锥结构之间，因此，通过同时旋拧多个第一调节螺母，就能够使耐高温气凝胶框沿着螺杆的长度方向移动，从而能够实现带动菲涅耳聚光镜靠近或远离飞行器头锥结构的目的，当石英灯模块的辐射光线穿过菲涅耳聚光镜聚焦在飞行器头锥结构上时，能够直观的观察到出现在飞行器头锥结构上的光斑的大小，该加热装置结构稳定，便于手动拆装调节，使用效果好。
3、本发明中由于石英灯模块的辐射光线呈散射状态，通过菲涅耳聚光镜后，石英灯模块的辐射光线能够聚焦成一个光斑，当飞行器头锥结构完全被该光斑覆盖，则可以实现飞行器头锥结构的高温辐射加热；该加热装置能够在1600℃稳定长时间运行，可显著提高高温加热的可靠性，能够保障高温热强度试验的稳定运行，产生良好的经济效益。
3、本发明通过调整菲涅耳聚光镜与飞行器头锥结构之间的距离，能够实现调整光斑的大小的目的，使飞行器头锥结构在菲涅耳聚光镜的最佳聚焦效果下进行高温加热，能够满足飞行器头锥结构的高温加热要求，通过菲涅耳聚光镜聚焦，飞行器头锥结构能够实现的极端加热的温度范围为1900℃~2000℃，且不受限于低氧或无氧环境，石英灯模块也不会发生石化并爆灯的现象，能够满足高超声速飞行器头锥结构的高温热强度试验要求，便于操作，安全性好。
4、本发明的加热装置设计合理，便于操作，便于推广应用。
综上所述，本发明结构简单、设计合理，通过调整菲涅耳聚光镜与飞行器头锥结构之间的距离，能够实现调整光斑的大小的目的，使飞行器头锥结构在菲涅耳聚光镜的最佳聚焦效果下进行高温加热，能够满足飞行器头锥结构的高温加热要求，不受限于低氧或无氧环境，石英灯模块也不会发生石化并爆灯的现象，便于操作，安全性好。
下面通过附图和实施例，对本发明做进一步的详细描述。
附图说明
图1为本发明加热装置的使用状态示意图。
图2为本发明耐高温气凝胶框、菲涅耳聚光镜和螺杆的连接关系示意图。
图3为本发明飞行器头锥结构与菲涅耳聚光镜的位置关系示意图。
图4为本发明的流程图。
附图标记说明:
1-1—支架； 1-2—水平连接杆； 2—石英灯模块；
3—螺杆； 4—矩形气凝胶框； 5—夹持钢管；
6—菲涅耳聚光镜； 6-1—第
Figure 526525DEST_PATH_IMAGE023
环齿； 7—飞行器头锥结构；
8—夹具； 9—第一调节螺母； 10—第二调节螺母。
具体实施方式
如图1至图4所示的一种飞行器头锥结构高温热强度试验加热调节控制方法，该方法采用的加热装置包括机架、多个并排布设且固定安装在所述机架上的石英灯模块2、通过多个螺杆3连接在所述机架上的耐高温气凝胶框和固定安装在所述耐高温气凝胶框内的菲涅耳聚光镜6，所述耐高温气凝胶框位于所述石英灯模块2与飞行器头锥结构7之间，所述螺杆3上安装有两个分别位于所述耐高温气凝胶框两侧的第一调节螺母9；该方法包括以下步骤：
步骤一、菲涅耳聚光镜6的选择：
根据飞行器头锥结构7的半径
Figure 896327DEST_PATH_IMAGE001
和所述菲涅耳聚光镜6正面中心与所述飞行器头锥结构7的前端之间的设定距离
Figure 114819DEST_PATH_IMAGE002
，计算所述菲涅耳聚光镜6的第
Figure 911873DEST_PATH_IMAGE003
环齿6-1的齿高
Figure 520709DEST_PATH_IMAGE004
与齿间角
Figure 490939DEST_PATH_IMAGE005
，并根据所述菲涅耳聚光镜6的第
Figure 501620DEST_PATH_IMAGE006
环齿6-1的齿高
Figure 469576DEST_PATH_IMAGE007
与齿间角
Figure 565708DEST_PATH_IMAGE008
，选择所述菲涅耳聚光镜6的规格型号；
其中，计算所述菲涅耳聚光镜6的第
Figure 342559DEST_PATH_IMAGE006
环齿6-1的齿高
Figure 473326DEST_PATH_IMAGE007
与齿间角
Figure 612183DEST_PATH_IMAGE024
的具体过程为：
步骤101、根据公式
Figure 930032DEST_PATH_IMAGE025
，计算菲涅耳聚光镜6的第
Figure 507644DEST_PATH_IMAGE006
环齿6-1的齿间角
Figure 492918DEST_PATH_IMAGE008
；
其中，
Figure 802676DEST_PATH_IMAGE011
为菲涅耳聚光镜6的折射率，
Figure 607821DEST_PATH_IMAGE012
为菲涅耳聚光镜6的第
Figure 723545DEST_PATH_IMAGE006
环齿6-1的辐射光线折射角；
步骤102、根据方程组
Figure 563325DEST_PATH_IMAGE026
，计算菲涅耳聚光镜6的第
Figure 43985DEST_PATH_IMAGE006
环齿6-1的齿高
Figure 664322DEST_PATH_IMAGE007
；
其中，
Figure 255840DEST_PATH_IMAGE015
为菲涅耳聚光镜6的第
Figure 215706DEST_PATH_IMAGE006
环齿6-1的齿宽，
Figure 867267DEST_PATH_IMAGE002
为所述菲涅耳聚光镜6正面中心与所述飞行器头锥结构7的前端之间的设定距离，
Figure 709321DEST_PATH_IMAGE027
为菲涅耳聚光镜6的第
Figure 104531DEST_PATH_IMAGE006
环齿6-1与菲涅耳聚光镜6轴线之间的最小距离；
Figure 918903DEST_PATH_IMAGE001
为飞行器头锥结构7的半径；
如图1所示，本实施例中，加热装置包括机架、石英灯模块2、耐高温气凝胶框和菲涅耳聚光镜6，石英灯模块2的数量为多个，多个所述石英灯模块2并排布设且固定安装在所述机架上，耐高温气凝胶框通过多个螺杆3连接在所述机架上，且所述螺杆3上安装有两个分别位于所述耐高温气凝胶框两侧的第一调节螺母9，实际使用时，由于菲涅耳聚光镜6固定安装在所述耐高温气凝胶框内，且所述耐高温气凝胶框位于所述石英灯模块2与飞行器头锥结构7之间，因此，通过同时旋拧多个第一调节螺母9，就能够使耐高温气凝胶框沿着螺杆3的长度方向移动，从而能够实现带动菲涅耳聚光镜6靠近或远离飞行器头锥结构7的目的，当石英灯模块2的辐射光线穿过菲涅耳聚光镜6聚焦在飞行器头锥结构7上时，能够直观的观察到出现在飞行器头锥结构7上的光斑的大小，该加热装置结构稳定，便于手动拆装调节，使用效果好。
本实施例中，由于石英灯模块2的辐射光线呈散射状态，通过菲涅耳聚光镜6后，石英灯模块2的辐射光线能够聚焦成一个光斑，当飞行器头锥结构7完全被该光斑覆盖，则可以实现飞行器头锥结构7的高温辐射加热；该加热装置能够在1600℃稳定长时间运行，可显著提高高温加热的可靠性，能够保障高温热强度试验的稳定运行，产生良好的经济效益。
本实施例中，由于菲涅耳聚光镜6的参数规格多样，必须选择准确的参数规格，因此，首先需要通过理论计算进行菲涅耳聚光镜6的选择，其中，菲涅耳聚光镜6的第
Figure 741365DEST_PATH_IMAGE006
环齿6-1的齿高
Figure 70715DEST_PATH_IMAGE007
与齿间角
Figure 269616DEST_PATH_IMAGE008
作为选择菲涅耳聚光镜6的基础参数，根据飞行器头锥结构7的半径
Figure 938494DEST_PATH_IMAGE001
和所述菲涅耳聚光镜6正面中心与所述飞行器头锥结构7的前端之间的设定距离
Figure 994175DEST_PATH_IMAGE028
，能够准确计算出菲涅耳聚光镜6的第
Figure 748504DEST_PATH_IMAGE006
环齿6-1的齿高
Figure 751096DEST_PATH_IMAGE007
与齿间角
Figure 274481DEST_PATH_IMAGE008
，误差小，精度高。
本实施例中，所述菲涅耳聚光镜6的材料选用石英玻璃，菲涅耳聚光镜6为圆形结构，菲涅耳聚光镜6的入射面和出射面均为平面。
步骤二、所述机架、多个所述石英灯模块2和多个螺杆3的拼装；
步骤三、所述耐高温气凝胶框和所述菲涅耳聚光镜6的安装，具体包括以下步骤：
步骤301、在多个螺杆3上安装所述耐高温气凝胶框，并将步骤一中选定的所述菲涅耳聚光镜6安装在所述耐高温气凝胶框上；
步骤302、通过旋拧安装在所述螺杆3上的第一调节螺母9，调整所述菲涅耳聚光镜6正面中心与所述飞行器头锥结构7的前端之间的实际距离，使菲涅耳聚光镜6正面中心与飞行器头锥结构7的前端之间的实际距离等于所述菲涅耳聚光镜6正面中心与所述飞行器头锥结构7的前端之间的设定距离
Figure 501063DEST_PATH_IMAGE002
；
步骤四、开启多个所述石英灯模块2，验证并调整所述菲涅耳聚光镜6的聚焦效果：
开启多个所述石英灯模块2，观察辐射光线经过菲涅耳聚光镜6聚焦后出现在飞行器头锥结构7上的光斑的大小：
当所述光斑完全覆盖所述飞行器头锥结构7，即所述光斑的面积
Figure 742688DEST_PATH_IMAGE019
满足
Figure 283391DEST_PATH_IMAGE020
时，其中，
Figure 661283DEST_PATH_IMAGE001
为飞行器头锥结构7的半径，即可进行所述飞行器头锥结构7的高温热强度试验；
当所述光斑未完全覆盖所述飞行器头锥结构7，即所述光斑的面积
Figure 327275DEST_PATH_IMAGE019
满足
Figure 790617DEST_PATH_IMAGE022
时，需要再次调整菲涅耳聚光镜6正面中心与飞行器头锥结构7的前端之间的实际距离，使菲涅耳聚光镜6正面中心与飞行器头锥结构7的前端之间的实际距离小于所述菲涅耳聚光镜6正面中心与所述飞行器头锥结构7的前端之间的设定距离
Figure 135011DEST_PATH_IMAGE002
，直至所述光斑面积完全覆盖所述飞行器头锥结构7，即可进行所述飞行器头锥结构7的高温热强度试验。
本实施例中，通过调整菲涅耳聚光镜6与飞行器头锥结构7之间的距离，能够实现调整光斑的大小的目的，使飞行器头锥结构7在菲涅耳聚光镜6的最佳聚焦效果下进行高温加热，能够满足飞行器头锥结构7的高温加热要求，通过菲涅耳聚光镜6聚焦，飞行器头锥结构7能够实现的极端加热的温度范围为1900℃~2000℃，且不受限于低氧或无氧环境，石英灯模块2也不会发生石化并爆灯的现象，能够满足高超声速飞行器头锥结构7的高温热强度试验要求，便于操作，安全性好。
如图1和图2所示，本实施例中，所述耐高温气凝胶框包括两个相扣合的矩形气凝胶框4和多个设置在两个所述矩形气凝胶框4外侧的夹持钢管5，两个所述矩形气凝胶框4和所述夹持钢管5通过紧固螺栓和锁紧螺母固定连接，所述矩形气凝胶框4的扣合面上开设有供所述菲涅耳聚光镜6卡装的凹槽。
本实施例中，所述夹持钢管5的数量为八个，其中，八个夹持钢管5分为两组夹持钢管5，每组夹持钢管5包括四个夹持钢管5，四个夹持钢管5在矩形气凝胶框4的侧面上围设形成一个矩形夹持框，所述矩形气凝胶框4和夹持钢管5上均开设有多个供螺杆3穿过的通孔。
实际安装时，当两个矩形气凝胶框4相扣合时，两个凹槽扣合形成一个用于卡装菲涅耳聚光镜6的安装腔。
如图1所示，本实施例中，所述机架包括两个平行布设的支架1-1和两个平行设置在两个所述支架1-1上的水平连接杆1-2，多个所述石英灯模块2并排安装在两个所述水平连接杆1-2上。
本实施例中，步骤二中，进行所述机架、多个所述石英灯模块2和多个螺杆3的拼装的具体过程包括以下步骤：
步骤201、根据飞行器头锥结构7的装夹位置，将两个所述支架1-1通过地脚螺栓固定安装在地面上；
本实施例中，飞行器头锥结构7装夹在夹具8上，一旦完成飞行器头锥结构7的装夹，飞行器头锥结构7的位置就不会发生变化，因此，需要根据飞行器头锥结构7的装夹位置，确定两个所述支架1-1在地面上的安装位置，并为石英灯模块2与耐高温气凝胶框的安装预留充足的空间。
步骤202、在两个所述水平连接杆1-2上安装多个所述石英灯模块2；
步骤203、在两个所述支架1-1上对称安装多个所述螺杆3，并在所述螺杆3上安装第二调节螺母10。
本实施例中，支架1-1包括支撑杆和垂直安装在所述支撑杆中部的立柱，所述支撑杆与立柱之间设置有斜拉杆，多个螺杆3安装在立柱上，立柱上开设有供所述螺杆3穿过的通孔，安装在螺杆3上的两个第二调节螺母10分别位于立柱的两侧，通过调整螺杆3在立柱上锁紧位置，能够对耐高温气凝胶框的安装位置进行初步定位，保证多个螺杆3和耐高温气凝胶框的安装稳定性。
如图1和图2所示，本实施例中，步骤301中，在多个所述螺杆3上安装所述耐高温气凝胶框时，需要在所述螺杆3上安装第一调节螺母9；在将步骤一中选定的所述菲涅耳聚光镜6安装在所述耐高温气凝胶框上时，需要先旋松多个所述锁紧螺母，将所述菲涅耳聚光镜6卡装在两个所述矩形气凝胶框4之间，之后，旋紧多个所述锁紧螺母，利用多个所述夹持钢管5将所述菲涅耳聚光镜6压紧在两个所述矩形气凝胶框4之间。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。

Claims (5)

1.一种飞行器头锥结构高温热强度试验加热调节控制方法，其特征在于：该方法采用的加热装置包括机架、多个并排布设且固定安装在所述机架上的石英灯模块（2）、通过多个螺杆（3）连接在所述机架上的耐高温气凝胶框和固定安装在所述耐高温气凝胶框内的菲涅耳聚光镜（6），所述耐高温气凝胶框位于所述石英灯模块（2）与飞行器头锥结构（7）之间，所述螺杆（3）上安装有两个分别位于所述耐高温气凝胶框两侧的第一调节螺母（9）；该方法包括以下步骤：
步骤一、菲涅耳聚光镜（6）的选择：
根据飞行器头锥结构（7）的半径
Figure 934239DEST_PATH_IMAGE001
和所述菲涅耳聚光镜（6）正面中心与所述飞行器头锥结构（7）的前端之间的设定距离
Figure 625639DEST_PATH_IMAGE002
，计算所述菲涅耳聚光镜（6）的第
Figure 12758DEST_PATH_IMAGE003
环齿（6-1）的齿高
Figure 179297DEST_PATH_IMAGE004
与齿间角
Figure 335472DEST_PATH_IMAGE005
，并根据所述菲涅耳聚光镜（6）的第
Figure 132527DEST_PATH_IMAGE006
环齿（6-1）的齿高
Figure 741363DEST_PATH_IMAGE007
与齿间角
Figure 977172DEST_PATH_IMAGE008
，选择所述菲涅耳聚光镜（6）的规格型号；
其中，计算所述菲涅耳聚光镜（6）的第
Figure 987853DEST_PATH_IMAGE006
环齿（6-1）的齿高
Figure 955809DEST_PATH_IMAGE007
与齿间角
Figure 114258DEST_PATH_IMAGE009
的具体过程为：
步骤101、根据公式
Figure 560283DEST_PATH_IMAGE010
，计算菲涅耳聚光镜（6）的第
Figure 691050DEST_PATH_IMAGE006
环齿（6-1）的齿间角
Figure 829907DEST_PATH_IMAGE008
；
其中，
Figure 475652DEST_PATH_IMAGE011
为菲涅耳聚光镜（6）的折射率，
Figure 725368DEST_PATH_IMAGE012
为菲涅耳聚光镜（6）的第
Figure 710642DEST_PATH_IMAGE006
环齿（6-1）的辐射光线折射角；
步骤102、根据方程组
Figure 82717DEST_PATH_IMAGE013
，计算菲涅耳聚光镜（6）的第
Figure 153441DEST_PATH_IMAGE006
环齿（6-1）的齿高
Figure 206848DEST_PATH_IMAGE007
；
其中，
Figure 46628DEST_PATH_IMAGE014
为菲涅耳聚光镜（6）的第
Figure 589605DEST_PATH_IMAGE006
环齿（6-1）的齿宽，
Figure 882046DEST_PATH_IMAGE002
为所述菲涅耳聚光镜（6）正面中心与所述飞行器头锥结构（7）的前端之间的设定距离，
Figure 739143DEST_PATH_IMAGE015
为菲涅耳聚光镜（6）的第
Figure 495747DEST_PATH_IMAGE006
环齿（6-1）与菲涅耳聚光镜（6）轴线之间的最小距离；
Figure 147308DEST_PATH_IMAGE001
为飞行器头锥结构（7）的半径；
步骤二、所述机架、多个所述石英灯模块（2）和多个螺杆（3）的拼装；
步骤三、所述耐高温气凝胶框和所述菲涅耳聚光镜（6）的安装，具体包括以下步骤：
步骤301、在多个螺杆（3）上安装所述耐高温气凝胶框，并将步骤一中选定的所述菲涅耳聚光镜（6）安装在所述耐高温气凝胶框上；
步骤302、通过旋拧安装在所述螺杆（3）上的第一调节螺母（9），调整所述菲涅耳聚光镜（6）正面中心与所述飞行器头锥结构（7）的前端之间的实际距离，使菲涅耳聚光镜（6）正面中心与飞行器头锥结构（7）的前端之间的实际距离等于所述菲涅耳聚光镜（6）正面中心与所述飞行器头锥结构（7）的前端之间的设定距离
Figure 192624DEST_PATH_IMAGE002
；
步骤四、开启多个所述石英灯模块（2），验证并调整所述菲涅耳聚光镜（6）的聚焦效果：
开启多个所述石英灯模块（2），观察辐射光线经过菲涅耳聚光镜（6）聚焦后出现在飞行器头锥结构（7）上的光斑的大小：
当所述光斑完全覆盖所述飞行器头锥结构（7），即所述光斑的面积
Figure 587834DEST_PATH_IMAGE016
满足
Figure 201873DEST_PATH_IMAGE017
时，其中，
Figure 289915DEST_PATH_IMAGE018
为飞行器头锥结构（7）的半径，即可进行高温热强度试验；
当所述光斑未完全覆盖所述飞行器头锥结构（7），即所述光斑的面积
Figure 556948DEST_PATH_IMAGE019
满足
Figure 552586DEST_PATH_IMAGE020
时，需要再次调整菲涅耳聚光镜（6）正面中心与飞行器头锥结构（7）的前端之间的实际距离，使菲涅耳聚光镜（6）正面中心与飞行器头锥结构（7）的前端之间的实际距离小于所述菲涅耳聚光镜（6）正面中心与所述飞行器头锥结构（7）的前端之间的设定距离
Figure 221465DEST_PATH_IMAGE021
，直至所述光斑面积完全覆盖所述飞行器头锥结构（7），即可进行高温热强度试验。
2.按照权利要求1所述的一种飞行器头锥结构高温热强度试验加热调节控制方法，其特征在于：所述耐高温气凝胶框包括两个相扣合的矩形气凝胶框（4）和多个设置在两个所述矩形气凝胶框（4）外侧的夹持钢管（5），两个所述矩形气凝胶框（4）和所述夹持钢管（5）通过紧固螺栓和锁紧螺母固定连接，所述矩形气凝胶框（4）的扣合面上开设有供所述菲涅耳聚光镜（6）卡装的凹槽。
3.按照权利要求1所述的一种飞行器头锥结构高温热强度试验加热调节控制方法，其特征在于：所述机架包括两个平行布设的支架（1-1）和两个平行设置在两个所述支架（1-1）上的水平连接杆（1-2），多个所述石英灯模块（2）并排安装在两个所述水平连接杆（1-2）上。
4.按照权利要求3所述的一种飞行器头锥结构高温热强度试验加热调节控制方法，其特征在于：步骤二中，进行所述机架、多个所述石英灯模块（2）和多个螺杆（3）的拼装的具体过程包括以下步骤：
步骤201、根据飞行器头锥结构（7）的装夹位置，将两个所述支架（1-1）通过地脚螺栓固定安装在地面上；
步骤202、在两个所述水平连接杆（1-2）上安装多个所述石英灯模块（2）；
步骤203、在两个所述支架（1-1）上对称安装多个所述螺杆（3），并在所述螺杆（3）上安装第二调节螺母（10）。
5.按照权利要求2所述的一种飞行器头锥结构高温热强度试验加热调节控制方法，其特征在于：步骤301中，在多个所述螺杆（3）上安装所述耐高温气凝胶框时，需要在所述螺杆（3）上安装第一调节螺母（9）；在将步骤一中选定的所述菲涅耳聚光镜（6）安装在所述耐高温气凝胶框上时，需要先旋松多个所述锁紧螺母，将所述菲涅耳聚光镜（6）卡装在两个所述矩形气凝胶框（4）之间，之后，旋紧多个所述锁紧螺母，利用多个所述夹持钢管（5）将所述菲涅耳聚光镜（6）压紧在两个所述矩形气凝胶框（4）之间。
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