CN114867137B - 空天飞机测试用复杂曲面大梯度强时变热场模拟加热系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞机测试技术领域，公开了空天飞机测试用复杂曲面大梯度强时变热场模拟加热系统，包括箱式密封舱，设置在所述箱式密封舱上的微氧环境维持系统，设置在箱式密封舱内部用于固定飞机曲面结构的固定台，设置在箱式密封舱内且位于固定台正上方的复杂曲面加热系统，以及与复杂曲面加热系统电性连接的测控系统；复杂曲面加热系统包括设置在所述箱式密封舱内侧壁上且位于固定台两侧的调节装置，设置在调节装置之间的模块化加热组件；模块化加热组件包括均匀分布且两端分别与调节装置连接的柔性加热带；本装置的应用范围广、实用性强，能够完成大梯度强时变热场模拟加热试验，提高加热试验的试验效率。

Description

空天飞机测试用复杂曲面大梯度强时变热场模拟加热系统

技术领域

本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及空天飞机测试用复杂曲面大梯度强时变热场模拟加热系统。

背景技术

当空天飞机在大气层中以高超声速飞行时，其结构表面受到严酷的气动加热作用，气动加热温度峰值高、温变速率大、热场极其复杂；在复杂曲面加热测试试验中复杂曲面表面的局部温度通常超过1800℃、温变超过200℃/s；因此，使得空天飞机测试中的结构热强度实验和评估极具挑战；现有技术中以石墨为发热单元的石墨加热器，具备强大的热输出能力，能够为高超声速飞行器地面热强度试验验证提供理想的超高温热环境。石墨可按需进行灵活设计，成型工艺相对简单，可以加工成三角形、四边形和多边形等多种形状，进而实现复杂曲面的仿形；

但是现有技术所提供的复杂曲面加热装置通常只能够对一种类型飞机曲面结构进行加热，并且此类型的飞机曲面结构尺寸发生变化后，曲面加热装置也不能进行使用；例如以战斗机头部头罩为例，现有技术所提供的复杂曲面加热系统只能对一种类型的头罩曲面进行加热；更换曲面结构使曲率发生变化或调整曲面结构尺寸的情况下，则往往需要建造专门的曲面加热系统，另行进行试验；

因此有必要对现有技术进行改进，提供一种能够适用于不同飞机曲面结构的大梯度强时变热场模拟加热试验，提高复杂曲面结构加热试验的试验效率。

发明内容

针对上述技术问题，本发明提供了一种应用范围广、实用性强的空天飞机测试用复杂曲面大梯度强时变热场模拟加热系统，能够完成大梯度强时变热场模拟加热试验，提高加热试验的试验效率。

本发明的技术方案是：空天飞机测试用复杂曲面大梯度强时变热场模拟加热系统，包括箱式密封舱，设置在所述箱式密封舱上的微氧环境维持系统，设置在所述箱式密封舱内部用于固定飞机曲面结构的固定台，设置在所述箱式密封舱内且位于固定台正上方的复杂曲面加热系统，以及与所述复杂曲面加热系统电性连接的测控系统；

所述复杂曲面加热系统包括设置在所述箱式密封舱内侧壁上且位于固定台两侧的调节装置，设置在所述调节装置之间的模块化加热组件；

所述模块化加热组件包括均匀分布且两端分别与调节装置连接的柔性加热带；

所述柔性加热带包括均匀排列的若干石墨加热单元，以及连接所述石墨加热单元的钢索；

所述石墨加热单元包括金属边框，镶嵌设置在所述金属边框下端面内的石墨加热板，镶嵌设置在所述金属边框上端面内的水冷循环板，夹设在所述石墨加热板与水冷循环板之间且一面与石墨加热板接触、另一面与水冷循环板接触的反射金属片，以及设置在所述金属边框上用于调节石墨加热板与飞机曲面结构之间的间距的限位组件；

所述水冷循环板两侧设置有连接套；

所述钢索贯穿连接套将各个石墨加热单元串联；

所述调节装置包括设置在所述箱式密封舱侧壁上且与柔性加热带端部一一对应的铺设调节装置；

所述铺设调节装置包括垂直设置在所述箱式密封舱侧壁上的安装架，设置在所述安装架上且垂直于水平面的滑槽，滑动设置在所述滑槽上的升降机架，以及设置在所述安装架上且位于安装架正下方的线滚；

所述升降机架两侧设置有与线滚上下对应的滑轮组；

所述钢索端部穿过滑轮组后与线滚连接；

所述滑槽下端的高度低于固定台的高度；

进一步地，所述微氧环境维持系统包括设置在箱式密封舱侧壁上的负压抽取组件，设置在箱式密封舱外的惰性气体填充装置，以及设置在箱式密封舱内的氧含量检测组件；

通过微氧环境维持系统的设置能够确保箱式密封舱内部的氧含量较低，有效防止石墨加热板被氧化，从而确保加热试验的顺利进行；

进一步地，所述水冷循环板包括水冷循环腔体，设置在所述水冷循环腔体上的进出水口，以及与所述进出水口连接的循环水路；

循环水路通过进出水口使水冷循环板内的冷却液进行循环，完成对石墨加热板的有效降温；

进一步地，所述金属边框侧边均匀设置有螺纹连接孔；

所述限位组件包括设置在所述螺纹连接孔内且与石墨加热板垂直的调距螺纹杆，设置在所述调距螺纹杆上的锁紧组件，以及设置在所述调距螺纹杆端部且与飞机曲面结构接触的连接片；

通过调距螺纹杆的设置能够对石墨加热板与飞机曲面结构表面之间的距离进行调节，根据加热需要可调整石墨加热板与飞机曲面结构之间的距离，有利于提高加热试验的试验效率；

进一步地，所述连接片上设置有温度检测组件；

通过温度检测组件可以直接测量到飞机曲面结构承载的热量数据，便于测控系统进行精准的加热控制；

进一步地，所述固定台包括设置在所述箱式密封舱底面中部的旋转台，垂直设置在所述旋转台中心的伸缩组件，设置在所述伸缩组件伸缩端的安装基座，以及设置在所述安装基座上的固定连接台；

所述固定连接台侧边均匀设置有连接锁钩；

通过伸缩组件的设置能够对固定连接台上的飞机曲面结构的高度进行调节；通过旋转台的设置能够对飞机曲面结构进行旋转调整；

更优的，所述伸缩组件与安装基座之间设置有角度调节器；

所述角度调节器包括水平设置在所述伸缩组件上的底部平台，设置在所述底部平台一端的安装槽，设置在所述底部平台另一端的动力组件，水平设置在所述安装槽内的转轴，一端与所述转轴活动连接的角度调节架，设置在所述角度调节架另一端且与所述动力组件连接的杆端关节轴承；

所述角度调节架通过设置在角度调节架上的T型连接件与安装基座连接；

通过角度调节器的设置能够对飞机曲面结构的倾斜角度进行调整，便于柔性加热带对飞机曲面结构进行有效的曲面加热；

进一步地，所述底部平台上设置有条形槽；

所述动力组件包括设置在所述底部平台下方的U型连接架，上端依次贯穿所述U型连接架、条形槽的螺纹丝杆，固定在所述U型连接架上且与螺纹丝杆连接的动力电机；所述螺纹丝杆与杆端关节轴承连接；

通过杆端关节轴承、螺纹丝杠的设置能够将角度调节架撑起，使角度调节架发生倾斜，从而实现对飞机曲面结构倾斜角度的调整；

进一步地，所述金属边框为矩形；

侧边相邻的金属边框之间均设置有柔性连接组件；

所述金属边框侧边中部且靠近水冷循环板一面分别设置有连接吊耳；

所述柔性连接组件连接两个金属边框中相邻的连接吊耳，

所述柔性连接组件包括设置在两个连接吊耳之间的连接件，设置在所述连接件两端的球形关节，以及两个分别活动设置在所述连接吊耳上且与球形关节连接的旋转套轴；

通过柔性连接组件的设置能够对石墨加热单元的间距进行控制，确保石墨加热单元均匀排列分布，从而确保对飞机曲面结构实施均匀加热。

本发明的有益效果是：本发明提供的空天飞机测试用复杂曲面大梯度强时变热场模拟加热系统，通过钢索将石墨加热单元串联形成柔性加热带；从而确保石墨加热单元对不同的飞机曲面结构都能够进行加热；相较于传统的复杂曲面加热装置只能针对一种类型的飞机曲面结构进行加热，本装置的实用性较强，具备更广的应用面积；

通过铺设调节装置的设置能够完成柔性加热带的升降调节，便于对从上到下对飞机曲面结构进行覆盖；通过柔性连接组件的设置能够确保对飞机曲面结构实施均匀加热；针对不同飞机曲面结构，本装置能够有效降低大梯度强时变热场模拟加热试验的成本以及有效提高试验效率。

附图说明

图1是本发明实施例1整体的结构示意图；

图2是本发明实施例1柔性加热带的结构示意图；

图3是本发明实施例1石墨加热板的结构示意图；

图4是本发明实施例1水冷循环板、限位组件的结构示意图；

图5是本发明实施例1铺设调节装置的结构示意图；

图6是本发明实施例2固定台的结构示意图；

图7是本发明实施例3角度调节器的结构示意图；

图8是本发明实施例3动力组件的结构示意图；

图9是本发明实施例4柔性连接组件的结构示意图；

其中，1-箱式密封舱、10-微氧环境维持系统、100-负压抽取组件、101-惰性气体填充装置、2-固定台、20-旋转台、21-伸缩组件、22-安装基座、23-固定连接台、230-连接锁钩、24-角度调节器、240-底部平台、241-安装槽、242-转轴、243-角度调节架、244-杆端关节轴承、245-条形槽、246-U型连接架、247-螺纹丝杆、248-动力电机、3-复杂曲面加热系统、30-调节装置、31-柔性加热带、310-钢索、32-铺设调节装置、320-安装架、321-滑槽、322-升降机架、323-线滚、324-滑轮组、40-金属边框、400-螺纹连接孔、41-石墨加热板、42-水冷循环板、420-连接套、421-水冷循环腔体、422-进出水口、43-反射金属片、44-限位组件、440-调距螺纹杆、441-锁紧组件、442-连接片、5-柔性连接组件、50-连接吊耳、51-连接件、52-球形关节、53-旋转套轴。

具体实施方式

实施例1

如图1所示的空天飞机测试用复杂曲面大梯度强时变热场模拟加热系统，包括箱式密封舱1，设置在所述箱式密封舱1上的微氧环境维持系统10，设置在所述箱式密封舱1内部用于固定飞机曲面结构的固定台2，设置在所述箱式密封舱1内且位于固定台2正上方的复杂曲面加热系统3，以及与所述复杂曲面加热系统3电性连接的测控系统；

如图2所示，所述复杂曲面加热系统3包括设置在所述箱式密封舱1内侧壁上且位于固定台2两侧的调节装置30，设置在所述调节装置30之间的模块化加热组件；

所述模块化加热组件包括均匀分布且两端分别与调节装置30连接的柔性加热带31；

所述柔性加热带31包括均匀排列的若干石墨加热单元，以及连接所述石墨加热单元的钢索310；

如图3、图4所示，所述石墨加热单元包括金属边框40，镶嵌设置在所述金属边框40下端面内的石墨加热板41，镶嵌设置在所述金属边框40上端面内的水冷循环板42，夹设在所述石墨加热板41与水冷循环板42之间且一面与石墨加热板41接触、另一面与水冷循环板42接触的反射金属片43，以及设置在所述金属边框40上用于调节石墨加热板41与飞机曲面结构之间的间距的限位组件44；

所述水冷循环板42两侧设置有连接套420；

所述钢索310贯穿连接套420将各个石墨加热单元串联；

所述调节装置30包括设置在所述箱式密封舱1侧壁上且与柔性加热带31端部一一对应的铺设调节装置32；

如图5所示，所述铺设调节装置32包括垂直设置在所述箱式密封舱1侧壁上的安装架320，设置在所述安装架320上且垂直于水平面的滑槽321，滑动设置在所述滑槽321上的升降机架322，以及设置在所述安装架320上且位于安装架320正下方的线滚323；

所述升降机架322两侧设置有与线滚323上下对应的滑轮组324；

所述钢索310端部穿过滑轮组324后与线滚323连接；

所述滑槽321下端的高度低于固定台2的高度；

所述微氧环境维持系统10包括设置在箱式密封舱1侧壁上的负压抽取组件100，设置在箱式密封舱1外的惰性气体填充装置101，以及设置在箱式密封舱1内的氧含量检测组件；

所述水冷循环板42包括水冷循环腔体421，设置在所述水冷循环腔体421上的进出水口422，以及与所述进出水口422连接的循环水路；

所述金属边框40侧边均匀设置有螺纹连接孔400；

所述限位组件44包括设置在所述螺纹连接孔400内且与石墨加热板41垂直的调距螺纹杆440，设置在所述调距螺纹杆440上的锁紧组件441，以及设置在所述调距螺纹杆440端部且与飞机曲面结构接触的连接片442；

所述连接片442上设置有温度检测组件；

其中，固定台2采用常规的固定板；

其中，温度检测组件、锁紧组件441、氧含量检测组件、惰性气体填充装置101、负压抽取组件100、测控系统均采用现有技术产品，且具体的产品型号本领域内技术人员可根据需要进行选择；

本装置的使用方法：先将飞机曲面结构固定在固定台2上，升降机架322带动柔性加热带31向下移动，使得柔性加热带31对曲面飞机结构进行包裹；通过调距螺纹杆440调节石墨加热板41与飞机曲面结构表面的距离；其中钢索310通过线滚323进行收放调节；然后，箱式密封舱1关闭密封后通过负压抽取组件100抽取箱式密封舱1内的空气；惰性气体填充装置101向箱式密封舱1内充入惰性保护气体；石墨加热板41对飞机曲面结构进行加热，反射金属片43与石墨加热板41接触的反射面将热量反射至飞机曲面结构；同时，水冷循环板42对反射金属片43进行冷却降温。

实施例2

与实施例1不同的是：

如图6所示，所述固定台2包括设置在所述箱式密封舱1底面中部的旋转台20，垂直设置在所述旋转台20中心的伸缩组件21，设置在所述伸缩组件21伸缩端的安装基座22，以及设置在所述安装基座22上的固定连接台23；

所述固定连接台23侧边均匀设置有连接锁钩230；

其中，伸缩组件21采用现有技术产品，且具体的产品型号本领域内技术人员可根据需要进行选择。

实施例3

与实施例2不同的是：

如图7所示，所述伸缩组件21与安装基座22之间设置有角度调节器24；

所述角度调节器24包括水平设置在所述伸缩组件21上的底部平台240，设置在所述底部平台240一端的安装槽241，设置在所述底部平台240另一端的动力组件，水平设置在所述安装槽241内的转轴242，一端与所述转轴242活动连接的角度调节架243，设置在所述角度调节架243另一端且与所述动力组件连接的杆端关节轴承244；

所述角度调节架243通过设置在角度调节架243上的T型连接件与安装基座22连接；

如图8所示，所述底部平台240上设置有条形槽245；

所述动力组件包括设置在所述底部平台240下方的U型连接架246，上端依次贯穿所述U型连接架246、条形槽245的螺纹丝杆247，固定在所述U型连接架246上且与螺纹丝杆247连接的动力电机248；所述螺纹丝杆247与杆端关节轴承244连接；

其中，动力电机248采用现有技术产品，且具体的产品型号本领域内技术人员可根据需要进行选择。

实施例4

与实施例1不同的是：

所述金属边框40为矩形；

如图9所示，侧边相邻的金属边框40之间均设置有柔性连接组件5；

所述金属边框40侧边中部且靠近水冷循环板42一面分别设置有连接吊耳50；

所述柔性连接组件5连接两个金属边框40中相邻的连接吊耳50，

所述柔性连接组件5包括设置在两个连接吊耳50之间的连接件51，设置在所述连接件51两端的球形关节52，以及两个分别活动设置在所述连接吊耳50上且与球形关节52连接的旋转套轴53。

Claims (9)

1.空天飞机测试用复杂曲面大梯度强时变热场模拟加热系统，其特征在于，包括箱式密封舱（1），设置在所述箱式密封舱（1）上的微氧环境维持系统（10），设置在所述箱式密封舱（1）内部用于固定飞机曲面结构的固定台（2），设置在所述箱式密封舱（1）内且位于固定台（2）正上方的复杂曲面加热系统（3），以及与所述复杂曲面加热系统（3）电性连接的测控系统；

所述复杂曲面加热系统（3）包括设置在所述箱式密封舱（1）内侧壁上且位于固定台（2）两侧的调节装置（30），设置在所述调节装置（30）之间的模块化加热组件；

所述模块化加热组件包括均匀分布且两端分别与调节装置（30）连接的柔性加热带（31）；

所述柔性加热带（31）包括均匀排列的若干石墨加热单元，以及连接所述石墨加热单元的钢索（310）；

所述石墨加热单元包括金属边框（40），镶嵌设置在所述金属边框（40）下端面内的石墨加热板（41），镶嵌设置在所述金属边框（40）上端面内的水冷循环板（42），夹设在所述石墨加热板（41）与水冷循环板（42）之间且一面与石墨加热板（41）接触、另一面与水冷循环板（42）接触的反射金属片（43），以及设置在所述金属边框（40）上用于调节石墨加热板（41）与飞机曲面结构之间的间距的限位组件（44）；

所述水冷循环板（42）两侧设置有连接套（420）；

所述钢索（310）贯穿连接套（420）将各个石墨加热单元串联；

所述调节装置（30）包括设置在所述箱式密封舱（1）侧壁上且与柔性加热带（31）端部一一对应的铺设调节装置（32）；

所述铺设调节装置（32）包括垂直设置在所述箱式密封舱（1）侧壁上的安装架（320），设置在所述安装架（320）上且垂直于水平面的滑槽（321），滑动设置在所述滑槽（321）上的升降机架（322），以及设置在所述安装架（320）上且位于安装架（320）正下方的线滚（323）；

所述升降机架（322）两侧设置有与线滚（323）上下对应的滑轮组（324）；

所述钢索（310）端部穿过滑轮组（324）后与线滚（323）连接；

所述滑槽（321）下端的高度低于固定台（2）的高度。

2.根据权利要求1所述的空天飞机测试用复杂曲面大梯度强时变热场模拟加热系统，其特征在于，所述微氧环境维持系统（10）包括设置在箱式密封舱（1）侧壁上的负压抽取组件（100），设置在箱式密封舱（1）外的惰性气体填充装置（101），以及设置在箱式密封舱（1）内的氧含量检测组件。

3.根据权利要求1所述的空天飞机测试用复杂曲面大梯度强时变热场模拟加热系统，其特征在于，所述水冷循环板（42）包括水冷循环腔体（421），设置在所述水冷循环腔体（421）上的进出水口（422），以及与所述进出水口（422）连接的循环水路。

4.根据权利要求1所述的空天飞机测试用复杂曲面大梯度强时变热场模拟加热系统，其特征在于，所述金属边框（40）侧边均匀设置有螺纹连接孔（400）；

所述限位组件（44）包括设置在所述螺纹连接孔（400）内且与石墨加热板（41）垂直的调距螺纹杆（440），设置在所述调距螺纹杆（440）上的锁紧组件（441），以及设置在所述调距螺纹杆（440）端部且与飞机曲面结构接触的连接片（442）。

5.根据权利要求4所述的空天飞机测试用复杂曲面大梯度强时变热场模拟加热系统，其特征在于，所述连接片（442）上设置有温度检测组件。

6.根据权利要求1所述的空天飞机测试用复杂曲面大梯度强时变热场模拟加热系统，其特征在于，所述固定台（2）包括设置在所述箱式密封舱（1）底面中部的旋转台（20），垂直设置在所述旋转台（20）中心的伸缩组件（21），设置在所述伸缩组件（21）伸缩端的安装基座（22），以及设置在所述安装基座（22）上的固定连接台（23）；

所述固定连接台（23）侧边均匀设置有连接锁钩（230）。

7.根据权利要求6所述的空天飞机测试用复杂曲面大梯度强时变热场模拟加热系统，其特征在于，所述伸缩组件（21）与安装基座（22）之间设置有角度调节器（24）；

所述角度调节器（24）包括水平设置在所述伸缩组件（21）上的底部平台（240），设置在所述底部平台（240）一端的安装槽（241），设置在所述底部平台（240）另一端的动力组件，水平设置在所述安装槽（241）内的转轴（242），一端与所述转轴（242）活动连接的角度调节架（243），设置在所述角度调节架（243）另一端且与所述动力组件连接的杆端关节轴承（244）；

所述角度调节架（243）通过设置在角度调节架（243）上的T型连接件与安装基座（22）连接。

8.根据权利要求7所述的空天飞机测试用复杂曲面大梯度强时变热场模拟加热系统，其特征在于，所述底部平台（240）上设置有条形槽（245）；

所述动力组件包括设置在所述底部平台（240）下方的U型连接架（246），上端依次贯穿所述U型连接架（246）、条形槽（245）的螺纹丝杆（247），固定在所述U型连接架（246）上且与螺纹丝杆（247）连接的动力电机（248）；所述螺纹丝杆（247）与杆端关节轴承（244）连接。

9.根据权利要求1所述的空天飞机测试用复杂曲面大梯度强时变热场模拟加热系统，其特征在于，所述金属边框（40）为矩形；

侧边相邻的金属边框（40）之间均设置有柔性连接组件（5）；

所述金属边框（40）侧边中部且靠近水冷循环板（42）一面分别设置有连接吊耳（50）；

所述柔性连接组件（5）连接两个金属边框（40）中相邻的连接吊耳（50），

所述柔性连接组件（5）包括设置在两个连接吊耳（50）之间的连接件（51），设置在所述连接件（51）两端的球形关节（52），以及两个分别活动设置在所述连接吊耳（50）上且与球形关节（52）连接的旋转套轴（53）。

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