CN114878199A - 一种空天飞机结构热强度试验系统 - Google Patents

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Abstract

本申请属于飞机测试技术领域，具体涉及一种空天飞机结构热强度试验系统。该装置主要包括电极固定连接件（1）及热膨胀释放连接件（3），热膨胀释放连接件（3）包括第二黄铜导电块（21）及在第二黄铜导电块上滑动的石墨滑块（20），石墨滑块（20）连接第二石墨螺柱（22），第二石墨螺柱（22）在第二黄铜导电块（21）的外侧面处连接有第二石墨螺母（24），第二石墨螺母（24）与第二黄铜导电块（21）的外侧面之间设置有弹簧（23），石墨加热元件（2）的一端固定在电极固定连接件（1）上，另一端固定在石墨滑块（20）上。本申请能够避免石墨加热元件受热软化在重力作用下弯曲变形，保证了加热区域内的加热均匀性和准确性。

Description

一种空天飞机结构热强度试验系统
技术领域
本申请属于飞机测试技术领域，具体涉及一种空天飞机结构热强度试验系统。
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，因此需要在地面试验中通过加热器对试验件进行加热以模拟空天飞机所受的表面热载荷，当飞行器速度较高时，气动加热效应很强，热载荷的热流密度很大。这需要加热器具备很强的热输出能力，同时，加热器的热沉足够小，能够对控制指令做出迅速响应，现有的试验技术难以满足其试验模拟要求。
因此，急需设计一种全新的热载荷试验系统，以对空天飞机外表面进行热载荷试验。
发明内容
为了解决上述问题，本申请提供一种空天飞机结构热强度试验系统，克服常规的正负电极两点约束与多点固支的约束方式对石墨加热元件的变形产生的不利影响，在释放热膨胀与热应力的同时，保证石墨加热元件在一定的张力作用下不发生明显弯曲变形。
本申请的空天飞机结构热强度试验系统，主要包括底板，固定在试验台上，所述底板的两个侧边分别固定有连杆，两个连杆向上延伸并分别连接在支架的两端，所述支架在所述底板的正上方形成支撑平台；飞机部件，固定安装在所述支撑平台上；石墨加热装置，包括分别固定在底板两端的电极固定连接件及热膨胀释放连接件，所述电极固定连接件固定石墨加热元件的一端，所述热膨胀释放连接件固定石墨加热元件的另一端；其中，所述飞机部件位于所述石墨加热元件上方，且正对所述石墨加热元件，通过石墨加热元件对所述飞机部件进行热载荷试验。
优选的是，所述石墨加热装置为热膨胀释放装置，所述热膨胀释放连接件至少包括第二黄铜导电块与石墨滑块，所述第二黄铜导电块包括具有低台阶平面的第一部分与具有高台阶平面的第二部分，所述石墨滑块滑动设置在所述第一部分的低台阶平面上，石墨加热元件的一端固定在电极固定连接件上，另一端固定在石墨滑块上，石墨滑块的另一端连接有第二石墨螺柱，第二石墨螺柱穿过第二黄铜导电块的第二部分后，在所述第二部分的背离所述第一部分的外侧面处连接有第二石墨螺母，第二石墨螺母与所述第二部分的外侧面之间设置有被压缩的弹簧；其中，所述飞机部件位于所述石墨加热元件上方，且正对所述石墨加热元件，通过石墨加热元件对所述飞机部件进行热载荷试验。
优选的是，所述电极固定连接件包括第一黄铜水冷块及固定在第一黄铜水冷块上的第一黄铜导电块，所述第一黄铜导电块上表面具有槽口，石墨加热元件的一端位于所述槽口内，第一黄铜导电块上固定有石墨压板，通过贯穿石墨压板的第一石墨螺柱将所述石墨加热元件的端部固定在所述槽口内。
优选的是，所述石墨加热元件的端部与所述第一黄铜导电块的形成所述槽口的台阶面之间预留有间隙。
优选的是，所述第一黄铜水冷块与所述第一黄铜导电块之间设置有高温陶瓷绝缘隔层A，所述第一黄铜水冷块上具有第一冷却水通道及绝缘通道，贯穿第一黄铜水冷块的绝缘通道的螺柱A将底板及第一黄铜导电块固定为一体结构，螺柱A用于将外部电流引入所述第一黄铜导电块内。
优选的是，所述第一黄铜水冷块与底板之间设置有酚醛垫片A。
优选的是，所述石墨滑块具有朝向石墨加热元件的盲孔，石墨加热元件的一端通过石墨销钉固定在所述盲孔内。
优选的是，所述石墨加热元件的端部与石墨滑块的所述盲孔的孔底之间具有间隙。
优选的是，所述第二黄铜导电块与所述第二黄铜水冷块之间设置有高温陶瓷绝缘隔层B，所述第二黄铜水冷块上具有第二冷却水通道及绝缘通道，贯穿第二黄铜水冷块的绝缘通道的螺柱B将底板及第二黄铜导电块固定为一体结构。
优选的是，所述第二黄铜水冷块与底板之间设置有酚醛垫片B。
优选的是，所述弹簧为铬镍高温合金弹簧。
本申请相较于传统固支约束方法，可避免石墨加热元件在极端高温环境下受热膨胀以至在约束点处产生较大的应力集中，减少石墨加热元件高温破坏失效风险。本申请在释放石墨加热元件热膨胀的同时为石墨加热元件提供一定张力，避免石墨加热元件受热软化在重力作用下弯曲变形，保证加热区域内的加热均匀性和准确性。
附图说明
图1为本申请空天飞机结构热强度试验系统的一优选实施例的结构示意图。
图2为本申请图1所示实施例的石墨加热装置的俯视图。
其中，1-电极固定连接件，2-石墨加热元件，3-热膨胀释放连接件，4-底板，5-石墨压板，6-销钉A，7-第一黄铜导电块，8-销钉B，9-高温陶瓷绝缘隔层A，10-第一黄铜水冷块，11-第一冷却水通道，12-酚醛垫片A，13-螺柱A，14-弹簧垫圈，15-螺母A，16-第一石墨螺柱，17-第一石墨螺母，18-石墨垫片，19-石墨销钉，20-石墨滑块，21-第二黄铜导电块，22-第二石墨螺柱，23-弹簧，24-第二石墨螺母，25-销钉C，26-高温陶瓷绝缘隔层B，27-第二黄铜水冷块，28-第二冷却水通道，29-酚醛垫片B，30-螺柱B，31-弹簧垫片，32-螺母B，33-飞机部件，34-支架。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式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。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
本申请提供了一种空天飞机结构热强度试验系统，如图1所示，主要包括底板4，固定在试验台上，所述底板4的两个侧边分别有连杆，两个连杆向上延伸并分别连接在支架的两端，所述支架34在所述底板4的正上方形成支撑平台；
飞机部件33，固定安装在所述支撑平台上；
热膨胀释放装置，包括分别固定在底板4两端的电极固定连接件1及热膨胀释放连接件3，所述热膨胀释放连接件3至少包括第二黄铜导电块21与石墨滑块20，所述第二黄铜导电块21包括具有低台阶平面的第一部分与具有高台阶平面的第二部分，所述石墨滑块20滑动设置在所述第一部分的低台阶平面上，石墨加热元件2的一端固定在电极固定连接件1上，另一端固定在石墨滑块20上，石墨滑块20的另一端连接有第二石墨螺柱22，第二石墨螺柱22穿过第二黄铜导电块21的第二部分后，在所述第二部分的背离所述第一部分的外侧面处连接有第二石墨螺母24，第二石墨螺母24与所述第二部分的外侧面之间设置有被压缩的弹簧23；
其中，所述飞机部件33位于所述石墨加热元件2上方，且正对所述石墨加热元件2，通过石墨加热元件2对所述飞机部件33进行热载荷试验。
需要说明的是，石墨是一种广泛应用于冶金、化工和晶体制造等领域的加热元件，通电后能产生高达2000℃的极端高温环境，能够满足高速飞行器热试验的要求。本申请的热膨胀释放装置即采用了石墨加热元件2对试验件进行加热，但在极端高温加热环境中长时间使用，石墨加热元件2作为加热元件会产生变形膨胀甚至软化等现象。
为此，本申请的石墨加热元件采用的约束方式为一端固定约束，一端滑动约束，解决常规的正负电极两点约束，常规的约束方法在石墨加热元件受热膨胀软化时会导致石墨加热元件受重力影响发生弯曲下垂，从而使得热试验等距加热面失效，在该加热区域内产生加热不均匀现象。多点固支的约束方式为除石墨正负电极两个约束点外，在石墨加热元件围形边缘布置多个固支约束点，此约束方法会完全限制石墨加热元件受热变形，造成局部区域产生较大的应力集中，严重时会导致石墨加热元件的破坏失效情况发生。而本申请的约束方式下，石墨加热元件2一端固定，另一端通过可滑动的石墨滑块提供形变补偿，初始状态下，通过旋转第二石墨螺母24使得弹簧23被压缩，并能够调节弹簧的弹力大小，第二石墨螺柱22对石墨加热元件2形成一定的拉伸力，当石墨加热元件2在高温工作环境下受热膨胀时，将带动石墨滑块20在第二黄铜导电块21上滑动，由于石墨滑块20由穿过第二黄铜导电块21的第二石墨螺柱22连接，因此仅可在石墨加热元件2长度方向单自由度滑动，从而释放石墨加热元件2受热膨胀造成的变形。同时，当石墨加热元件2受热变软后，可以通过第二石墨螺柱22、石墨滑块20为石墨加热元件持续提供张力，改善石墨加热元件2受热软化下垂导致加热均匀性下降的问题。
在一些可选实施方式中，所述电极固定连接件1包括第一黄铜水冷块10及固定在第一黄铜水冷块10上的第一黄铜导电块7，所述第一黄铜导电块7上表面具有槽口，石墨加热元件2的一端位于所述槽口内，第一黄铜导电块7上固定有石墨压板5，通过贯穿石墨压板5的第一石墨螺柱16将所述石墨加热元件2的端部固定在所述槽口内。
参考图1，石墨压板5与第一黄铜导电块7在左侧均开有销钉孔，由销钉A6进行固定对齐，石墨压板5与第一黄铜导电块7在右侧槽口处设置另一销钉孔，第一石墨螺柱16穿过石墨压板5、石墨加热元件2的通孔与第一黄铜导电块7连接，通过第一石墨螺母17与石墨垫片18对石墨压板5、石墨加热元件2和第一黄铜导电块7进行压紧固定。
在一些可选实施方式中，所述石墨加热元件2的端部与所述第一黄铜导电块7的形成所述槽口的台阶面之间预留有间隙，以减小石墨加热元件2由于高温膨胀造成应力集中。
在一些可选实施方式中，所述第一黄铜水冷块10与所述第一黄铜导电块7之间设置有高温陶瓷绝缘隔层A9，所述第一黄铜水冷块10上具有第一冷却水通道11及绝缘通道，贯穿第一黄铜水冷块10的绝缘通道的螺柱A13将底板4及第一黄铜导电块7固定为一体结构，螺柱A13用于将外部电流引入所述第一黄铜导电块7内。
需要说明的是，石墨加热元件为u形结构，如图2所示，u形结构的开口朝向电极固定连接件1处，在两个u形臂端部分别通过一个第一石墨螺柱16固定至一个第一黄铜导电块7上，两个第一黄铜导电块7再通过各自的螺柱A13与第一黄铜水冷块10及底板4进行连接固定，两个螺柱A13分别作为电流正负极连接u形的石墨加热元件，为其提供加热电流。
该实施例中，电流通过螺柱A13导入第一黄铜导电块7，从而通入石墨加热元件2，第一黄铜导电块7与石墨加热元件2接触处易产生大量欧姆热，在第一黄铜水冷块10中有两条大直径的第一冷却水通道11，冷却水由外部循环管路通入，为该电极加热端提供冷却，减小石墨加热元件2电极加热端的热膨胀。第一黄铜导电块7与第一黄铜水冷块10之间由高温陶瓷绝缘隔层A9隔开，保证冷却水路与电路绝缘，第一黄铜导电块7与第一黄铜水冷块10和高温陶瓷绝缘隔层A9由销钉B8对齐固定。
在一些可选实施方式中，所述第一黄铜水冷块10与底板4之间设置有酚醛垫片A12。之后，第一黄铜导电块7、高温陶瓷绝缘隔层A9、第一黄铜水冷块10、酚醛垫片A12和底板4由螺柱A13连接，并由弹簧垫圈14和螺母A15压紧固定。
在一些可选实施方式中，所述石墨滑块20具有朝向石墨加热元件2的盲孔，石墨加热元件2的一端通过石墨销钉19固定在所述盲孔内。
在一些可选实施方式中，所述石墨加热元件2的端部与石墨滑块20的所述盲孔的孔底之间具有间隙。
上述两个实施例与石墨加热元件2在电极固定连接件1处的连接方式类似，石墨加热元件2嵌入石墨滑块20中，并由石墨销钉19固定，通过间隙以减小石墨加热元件2由于高温膨胀造成的应力集中。
在一些可选实施方式中，所述第二黄铜导电块21与所述第二黄铜水冷块27之间设置有高温陶瓷绝缘隔层B26，所述第二黄铜水冷块27上具有第二冷却水通道28及绝缘通道，贯穿第二黄铜水冷块27的绝缘通道的螺柱B30将底板4及第二黄铜导电块21固定为一体结构。
在一些可选实施方式中，所述第二黄铜水冷块27与底板4之间设置有酚醛垫片B29。
上述实施例中，与石墨加热元件2在电极固定连接件1处的连接方式类似，第二黄铜导电块21与第二黄铜水冷块27之间由高温陶瓷绝缘隔层B26隔开，保证冷却水路与电路绝缘，第二黄铜导电块21与第二黄铜水冷块27和高温陶瓷绝缘隔层B26由销钉C25对齐固定。第二黄铜水冷块27中有四条第二冷却水通道28，冷却水由外部管路通入第二黄铜水冷块27中，能够同时为石墨加热元件2及弹簧23提供冷却，避免高温造成弹簧弹力下降。第二黄铜水冷块27与底板4之间由酚醛垫片B29隔开。第二黄铜导电块21、高温陶瓷绝缘隔层B26、第二黄铜水冷块27、酚醛垫片B29和底板4由螺柱B30连接，并由弹簧垫片31和螺母B32压紧固定。
在一些可选实施方式中，所述弹簧23为铬镍高温合金弹簧。
在一个具体实施例中，通过调节第二石墨螺母24使得铬镍高温合金弹簧提供大约25N的张力，石墨加热元件工作温度每提升1℃热膨胀变形量约为总尺寸的0.01%，其通常工作温度为3000℃，因此热膨胀变形量约为总尺寸的3％，在正常工作温度下长度65cm的典型U型石墨加热元件在长度方向热膨胀变形量约为2cm左右，由于高温下石墨氧化，在重力作用下将会向下弯曲，如未增加长度方向张力，石墨加热元件将自由弯曲下垂2cm，在增加25N的张力后，弯曲下垂减少至0.25cm。
本申请相较于传统固支约束方法，可避免石墨加热元件在极端高温环境下受热膨胀以至在约束点处产生较大的应力集中，减少石墨加热元件高温破坏失效风险。本申请在释放石墨加热元件热膨胀的同时为石墨加热元件提供一定张力，避免石墨加热元件受热软化在重力作用下弯曲变形，保证加热区域内的加热均匀性和准确性。
虽然，上文中已经用一般性说明及具体实施方案对本申请作了详尽的描述，但在本申请基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，在不偏离本申请精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本申请要求保护的范围。

Claims (10)

1.一种空天飞机结构热强度试验系统，其特征在于，包括：
底板（4），固定在试验台上，所述底板（4）的两个侧边分别固定有连杆，两个连杆向上延伸并分别连接在支架（34）的两端，所述支架（34）在所述底板（4）的正上方形成支撑平台；
飞机部件（33），固定安装在所述支撑平台上；
石墨加热装置，包括分别固定在底板（4）两端的电极固定连接件（1）及热膨胀释放连接件（3），所述电极固定连接件（1）固定石墨加热元件（2）的一端，所述热膨胀释放连接件（3）固定石墨加热元件（2）的另一端；
其中，所述飞机部件（33）位于所述石墨加热元件（2）上方，且正对所述石墨加热元件（2），通过石墨加热元件（2）对所述飞机部件（33）进行热载荷试验。
2.如权利要求1所述的空天飞机结构热强度试验系统，其特征在于，所述石墨加热装置为热膨胀释放装置，所述热膨胀释放连接件（3）至少包括第二黄铜导电块（21）与石墨滑块（20），所述第二黄铜导电块（21）包括具有低台阶平面的第一部分与具有高台阶平面的第二部分，所述石墨滑块（20）滑动设置在所述第一部分的低台阶平面上，石墨加热元件（2）的一端固定在电极固定连接件（1）上，另一端固定在石墨滑块（20）上，石墨滑块（20）的另一端连接有第二石墨螺柱（22），第二石墨螺柱（22）穿过第二黄铜导电块（21）的第二部分后，在所述第二部分的背离所述第一部分的外侧面处连接有第二石墨螺母（24），第二石墨螺母（24）与所述第二部分的外侧面之间设置有被压缩的弹簧（23）。
3.如权利要求2所述的空天飞机结构热强度试验系统，其特征在于，所述电极固定连接件（1）包括第一黄铜水冷块（10）及固定在第一黄铜水冷块（10）上的第一黄铜导电块（7），所述第一黄铜导电块（7）上表面具有槽口，石墨加热元件（2）的一端位于所述槽口内，第一黄铜导电块（7）上固定有石墨压板（5），通过贯穿石墨压板（5）的第一石墨螺柱（16）将所述石墨加热元件（2）的端部固定在所述槽口内。
4.如权利要求3所述的空天飞机结构热强度试验系统，其特征在于，所述石墨加热元件（2）的端部与所述第一黄铜导电块（7）的形成所述槽口的台阶面之间预留有间隙。
5.如权利要求3所述的空天飞机结构热强度试验系统，其特征在于，所述第一黄铜水冷块（10）与所述第一黄铜导电块（7）之间设置有高温陶瓷绝缘隔层A（9），所述第一黄铜水冷块（10）上具有第一冷却水通道（11）及绝缘通道，贯穿第一黄铜水冷块（10）的绝缘通道的螺柱A（13）将底板（4）及第一黄铜导电块（7）固定为一体结构，螺柱A（13）用于将外部电流引入所述第一黄铜导电块（7）内。
6.如权利要求3所述的空天飞机结构热强度试验系统，其特征在于，所述第一黄铜水冷块（10）与底板（4）之间设置有酚醛垫片A（12）。
7.如权利要求2所述的空天飞机结构热强度试验系统，其特征在于，所述石墨滑块（20）具有朝向石墨加热元件（2）的盲孔，石墨加热元件（2）的一端通过石墨销钉（19）固定在所述盲孔内。
8.如权利要求7所述的空天飞机结构热强度试验系统，其特征在于，所述石墨加热元件（2）的端部与石墨滑块（20）的所述盲孔的孔底之间具有间隙。
9.如权利要求2所述的空天飞机结构热强度试验系统，其特征在于，所述第二黄铜导电块（21）与所述第二黄铜水冷块（27）之间设置有高温陶瓷绝缘隔层B（26），所述第二黄铜水冷块（27）上具有第二冷却水通道（28）及绝缘通道，贯穿第二黄铜水冷块（27）的绝缘通道的螺柱B（30）将底板（4）及第二黄铜导电块（21）固定为一体结构。
10.如权利要求9所述的空天飞机结构热强度试验系统，其特征在于，所述第二黄铜水冷块（27）与底板（4）之间设置有酚醛垫片B（29）。
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