CN115806058A - 飞行器锥形舱段连接处热强度考核试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞行器试验技术领域，公开一种飞行器锥形舱段连接处热强度考核试验装置，包括试验件固定工装，沿所述试验件固定工装的中心轴线布置于所述试验件固定工装的前端的锥形筒状的气动热模拟装置及布置于所述气动热模拟装置的前端的气动压力模拟装置；所述气动热模拟装置安装于可直线移动前后调节其前后位置的位置调节机构上，所述气动热模拟装置用于向由约束机构在后端约束的试验件的前段与后段的连接位置及其前后区域提供热载荷，所述气动压力模拟装置布置于试验件的锥形状的前段的下方，向试验件的前段的下方施加向上的力载荷。本发明能更加真实复现飞行器飞行时的飞行环境，满足飞行器在高空环境中高速飞行时气动热与气动压力的复现。

Description

飞行器锥形舱段连接处热强度考核试验装置

技术领域

本发明涉及飞行器试验技术领域，特别是涉及一种飞行器锥形舱段连接处热强度考核试验装置。

背景技术

飞行器在高空环境及高超音速飞行时，飞行环境是复杂多变的。为保证飞行器在高空环境下安全稳定飞行，需要复现飞行器飞行时的气动热及气流所带来的复杂应力载荷，因此地面力热联合试验是实现这一目标的重要手段。目前，对于飞行器锥形舱段连接处的热考核试验，其地面力热联合试验装置在实际应用中已产生大价值。高空环境下，飞行器几何形状的不同，会导致其飞行时的气动热及气动压力复杂多变。现有地面力热联合试验采用单一的气动热模拟装置及气动压力模拟装置会对试验结果造成较大的误差。

发明内容

本发明的目的是针对现有技术中存在的技术缺陷，而提供一种飞行器锥形舱段连接处热强度考核试验装置，是一种用于模拟高空飞行的实际飞行环境的力热耦合试验装置，在气动热模拟装置以及气动压力模拟装置方面采用新设计能更加真实复现飞行器飞行时的飞行环境，满足飞行器在高空环境中高速飞行时气动热与气动压力的复现，提高了力热耦合试验的准确性。

为实现本发明的目的所采用的技术方案是：

一种飞行器锥形舱段连接处热强度考核试验装置，包括试验件固定工装，沿所述试验件固定工装的中心轴线布置于所述试验件固定工装的前端的锥形筒状的气动热模拟装置及布置于所述气动热模拟装置前端的气动压力模拟装置；所述气动热模拟装置安装于可直线移动前后调节其前后位置的位置调节机构上，所述气动热模拟装置用于向由约束机构在后端约束的试验件的前段与后段的连接位置及其前后区域提供常温至1000℃的气动热温度，所述气动压力模拟装置布置于试验件的锥形状的前段的下方，用于向试验件的前段的下方施加向上的0-0.2MPa的力载荷，以对前段连接处热考核试验。

本发明的试验装置能在地面力热耦合试验中，通过气动热模拟装置将电能转化为热能，为飞行器的表面提供所需温度；通过气动压力模拟装置通过压力调节阀调节压力的大小，经由热载荷系统及力载荷系统，精确控制温度及目标压力。

本申请的试验装置可针对几何形状为圆柱形及圆锥形飞行器设计能够提供0-0.2MPa (相对于大气压力)的力载荷及常温至1000℃的热载荷。本申请的试验装置通过设置维持设备以及试验件正常运行的支撑系统、温度上限报警系统，确保试验安全可靠。

附图说明

图1是本发明的试验装置的控制流程图。

图2是本发明的试验装置的整体结构示意图。

图3是本发明的安全控制系统的循环水冷却降温控制流程意图。

图4是本发明的热载荷系统的热载荷备份控制流程图。

图5是本发明的对试验件进行热强度考核的原理示意图。

图6是本发明的反射板及气动热模拟装置示意图。

图7是本发明的气动热模拟装置的总体示意图。

图8是本发明的第一反射板的装配示意图。

图9是本发明的第一反射板的装配剖面示意图。

图10是本发明的第二反射板的装配示意图。

图11是本发明的第二反射板的剖面示意图。

图12是本发明的气动压力模拟装置的示意图。

图13是本发明的支撑及固定工装的示意图。

图14 本发明气动压力模拟装置的压力调节控制的原理图。

附图标记说明：

1、石英灯灯管；2-1、第一铜排；2-2、第二铜排；3、铜管；4、绝缘陶瓷环；5-1、小端第一铜排夹具；5-2、小端第二铜排夹具；5-3、大端第一铜排夹具；5-4、大端第二铜排夹具；6-1、第一反射板；6-2、第二反射板；7、电源线连接装置；8、热载荷系统；9、力载荷系统；10、安全控制系统；11、水囊；12、加载工装；13、气液混合装置；14、压力调节阀；15、工控机；16、数据采集器；17、压力传感器；18、冷却循环水进水口；19、冷却循环水出水口；20、冷却水腔；21、承载横梁；22、承载立柱；23、固定底板；24、试验件固定工装；25、随形结构；26、随形结构约束杆；27、随形结构支撑件；28、反射板支撑件；29、滑轨；30、千斤顶；31、加载工装支撑件；100、后段；200、前段；300、连接位置；400、约束机构。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

本申请实施例的飞行器锥形舱段连接处热强度考核试验装置，适用于验证高空环境下气动热及气动压力对飞行器舱段连接处的影响，该试验装置能够提供0至0.2MPa的力载荷及常温至1000℃的热载荷，满足飞行器在高空环境中高速飞行时气动热与气动压力的复现。

本申请实施例的试验装置测试对象主要是外形为圆柱形或圆锥形的飞行器(以下简称试验件)，试验时，将试验件的底部安装在试验件固定工装上；移动气动热模拟装置，使试验件的连接处位于气动热模拟装置的热辐射范围中，气动热模拟装置能提供常温至1000℃的温度；试验件的前端位于气动压力模拟装置的上方，所述气动压力模拟装置能够对试验件的前端施加0-0.2MPa（相对于大气压力）、方向向上的力载荷。

如图1至图14所示，本发明实施例的飞行器锥形舱段连接处热强度考核试验装置，是一种力热耦合试验装置，包括试验件固定工装，沿所述试验件固定工装的中心轴线，布置于所述试验件固定工装的前端的锥形筒状的气动热模拟装置，布置于所述气动热模拟装置的前端的气动压力模拟装置；所述气动热模拟装置安装于可直线移动前后调节其前后位置的位置调节机构上，所述气动热模拟装置用于向由约束机构400在后端约束的试验件-飞行器的前段200与后段100的连接位置300及其前后区域提供热载荷，所述气动压力模拟装置布置于试验件的锥形状的前段200的下方，用于向试验件的前段的下方施加向上的力载荷，以对前段（如锥形舱段）连接处进行热考核试验。

一些实施例下，所述气动热模拟装置包括多个石英灯灯管，沿宽度方向间隔布置，相对所述锥形筒状的气动热模拟装置的中心轴线倾斜布置，在所述石英灯灯管的外侧布置有具有水冷却功能的反射板，以将石英灯灯管产生的热量反射到试验件的表面。

一些实施例下，多个所述石英灯灯管的正负极嵌入到为其供电导电的铜排中，导电的铜排的内螺纹与导电的铜管的一端的外螺纹以螺纹形式连接；所述绝缘陶瓷环4与铜管3、铜排夹具连接，套装于铜管3外部，使铜管3与铜排夹具隔开，所述铜排夹具与气动热模拟装置的反射板连接，安装于反射板上，利用绝缘陶瓷环4将铜管3与铜排夹具隔开，防止高压电泄露，确保试验装置在通电过程中不漏电及支撑热载荷装置，防止对试验件造成损伤以及对操作人员造成伤害。另外，所述铜管3与电源线连接装置7连接，电源线连接装置7通过电源线与直流电源柜连接，确保试验过程中电源功率稳定输出。

由于飞行器在实际飞行过程中，表面所承受的温度存在差异，如锥形飞行器在飞行过程中迎风面与背风面的气动热分布不均匀。为了地面试验环境更加贴近于真实飞行环境，本申请一些实施例下，将气动热模拟装置分为上半分区及下半分区；当然也不限于此两个分区的设置，还可以根据实际飞行环境进行更多分区的设置。

所述的气动热模拟装置分为上半分区及下半分区进行加热模拟的实施例下，所述铜排包括第一铜排2-1、第二铜排2-2，所述第一铜排2-1、第二铜排2-2可以各自包括两个半圆状的半圆型铜排，配合的两个半圆型铜排布置于锥形筒状的气动热模拟装置的两端，以能扣合成圆的状态方式相对隔开布置，所述第一铜排2-1的两个半圆型铜排布置于锥形筒状的气动热模拟装置的小直径端，所述第二铜排2-2的两个半圆型铜排布置于锥形筒状的气动热模拟装置的大直径端。

一些实施例下，所述铜排夹具可以是包括有位于锥形筒状的气动热模拟装置的小直径端侧的铜排夹具，包括小端第一铜排夹具5-1、小端第二铜排夹具5-2，以及位于锥形筒状的气动热模拟装置的大直径端侧的铜排夹具，包括大端第一铜排夹具5-3、大端第二铜排夹具5-4，具体的，可以是每个半圆型铜排配置三个铜排夹具，以一个半圆型铜排为例说明，两个铜排夹具布置于该半圆型铜排的近两端的位置，一个铜排夹具布置于该半圆型铜排近中间的位置，当然也不限于此实施例。

一些实施例下，所述反射板包括第一反射板6-1以及第二反射板6-2，所述第一反射板6-1以及第二反射板6-2分别类似半圆形状的结构，所述第一反射板6-1以及第二反射板6-2扣合连接后能形成与气动热模拟装置的锥形筒的外形适应的锥形筒状结构，扣合后通过两端的连接沿采用螺栓连接。

一些实施例下，为了防止气动热模拟装置过热，设置有安全控制系统10，对气动热模拟装置的铜排以及反射板进行冷却，设置冷却循环水对铜排以及反射板进行冷却。所述反射板以及铜排各自具有冷却腔，其各自的冷却水进出管路与冷却水循环管路连接；冷却循环水分两路从进水分水器流出，一路循环水从分水器将循环水输送至铜排，使循环水流经铜排内部后流入出水分水器；另一路循环水流入反射板，随后流入所述出水分水器。以一个半圆状的反射板为例 ，其具有冷却循环水进水口18、冷却循环水出水口19，与内部冷却水腔20连通。其中，所述铜排通过所连接的铜管3实现冷却循环水的进出。

一些实施例下，为了解决温度过高导致循环水的冷却效果不够时，设置有换热器，通过低温氮气阀与低温氮气源连接并与进水分水器连接，用于将接入的循环水通过换热器换热降低循环水的温度后再进入进水分水器；当温度过高导致循环水的冷却效果不够时，低温氮气阀自动打开，通入热交换器降低循环水的温度，提高循环水的冷却能力。循环水冷却能力足够时，须关闭氮气阀门，防止循环水结晶。

其中，在反射板壁面以及石英灯灯管端口位置粘贴热电偶，检测相应位置温度，如检测到相应位置温度过高后报警，打开氮气阀门，引入氮气换热，降低冷却水温度，保证热试验过程中反射板温度不会过热，具体流程可参考图3所示。进行冷却时，将冷却后水被引入至进水分水器，通过进水分水器再流入反射板，流经反射板后流入出水分水器，同时在所述出水分水器中放置温度传感器以检测出水温度，温度传感器与热载荷系统8连接。

复现飞行器高空中的气动热，需要精确控制施加的热应力，为此，一些实施例下，本申请的用于控制气动热模拟装置运行的热载荷系统采用PID控制方式，调节方式为反馈调节，通过PID控制器将上位机设置的温度目标值与热电偶测量值（如上半分区以及下半分区）比较，控制输出电压为0-10V，通过调节灵敏度，控制输出电压的大小，通过控制直流电源柜的供电功率，调节气动热模拟装置的输出功率实现热反馈调节。具体的，可以将热电偶（如采用K型热电偶）粘贴在试验件上，测量试验件表面的温度，所测温度反馈至热载荷系统8，热载荷系统8通过PID调节控制直流电源柜的输出功率大小，实现热载荷的闭环控制，实现重要测点的温度监测。

为保证试验的精度，在一些实施例下，热载荷系统对温度控制数据进行备份，即在温度控制点采用两个热电偶（如采用K型热电偶）；在施加热载荷时，将两个热电偶所采集的数据对比；连续采集多次（如10次或其它预定次数）的温度控制数据都超过设定误差（如超过容差10%）时，将与目标值对比，选择与目标值相近的数据作为控制数据，输出最优值至热载荷系统，由热载荷系统根据所述最优值输出信号到电源柜控制电源输出，从而保证试验的精度。具体控制流程请参考图4所示。

在一些实施例下，所述气动压力模拟装置包括加载用的水囊，如采用橡胶水囊，通过对水囊加压实现，如采用水囊，将水囊嵌入加载工装中，并在水囊中注入一定量的水，将水囊与气液混合装置连接，通过压力调节阀对气液混合装置加压，从而实现对水囊应力的调节。在一些实施例下，气动压力模拟装置可以是通过力载荷系统9来控制力载荷大小，通过PID控制器比较将上位机设置的压力目标值以及压力传感器测量值，所述力载荷系统通过PID调节方式来控制工控机输出信号，控制压力调节阀开度，压力调节阀接受信号后动作，调节气体压力；所述气液混合装置上安装的压力传感器将力载荷反馈至工控机，从而实现力载荷的闭环控制。具体的，所述压力调节阀14与气液混合装置13连接，气液混合装置13与水囊11连接，水囊11嵌入加载工装12表面的限位凹槽中；气液混合装置13与压力传感器17螺纹连接，压力传感器17与数据采集器16连接，数据采集器16将数据传输至工控机15，工控机15通过反馈的力载荷数据对压力调节阀14调节，参见图14所示 。

一些实施例下，所述气动压力模拟装置包括有加载工装支撑件31，所述加载工装支撑件31的顶端面与千斤顶30连接。在一些实施例下，所述千斤顶30优选为四个，布置于加载工装支撑件31的顶端面近四角的位置，所述千斤顶30的顶端设置所述加载工装12。

由于施加力载荷时，主要考验的是飞行器连接处的综合性能，因此，在一些实施例下，为了保护试验件的底部与试验件固定工装在弯矩的作用下被破坏，采用木质的随形结构来抵消施加力载荷时对试验件底部的弯矩。一些实施例下，在反射板支撑件28与试验件固定工装24之间，于承载横梁21的上方布置半圆状的随形结构25，随形结构25采用木质结构，随形结构25的两端与竖直布置的至少两个相隔开的随形结构约束杆26的顶端连接，随形结构约束杆26的底端与水平布置于承载横梁21上端面的随形结构支撑件27连接。

一些实施例下，所述的承载横梁21的顶端面一侧布置有承载立柱22，所述承载立柱22的前侧面与固定底板23连接，所述固定底板23与试验件固定工装24的后端连接，从而实现将所述的试验件固定工装安装于承载立柱22上。

一些实施例下，所述承载横梁21的顶端布置有两个没宽度方向隔开的滑轨29，所述滑轨29与反射板支撑件28连接，对所述反射板支撑件28进行滑动支撑，反射板支撑件28对气动热模拟装置的反射板支撑，可以实现使反射板沿滑轨的方向移动进行位置调节，以适应试验件位置进行加热，提供试验热载荷。

其中，所述承载横梁21的上端面设置所述的加载工装支撑件31，所述的加载工装支撑件31与承载横梁21采用螺栓连接。

在施加力载荷时，试验件往往会产生变形，为了监测试验件的重要部位施加力载荷及热载荷时应变变化，在一些实施例下，在试验件上设置有应变片检测相应的力载荷及热载荷的变化数据，监测其变形程度，应变片与数据采集器16连接，将监测的数据反馈至数据采集器，数据采集器16与工控机15连接。所述应变片可以采用1/4桥连接方式的应变片。

进行试验时，把试验件安装在试验件固定工装24上，将随形结构25紧贴于试验件的上方；利用滑轨29将气动热模拟装置放置于试验件的指定位置；对第一铜排2-1、第二铜排2-2微调，并利用铜排夹具紧固第一铜排2-1、第二铜排2-2；将组装好的气动压力模拟装置放于指定位置，调节千斤顶30使加载工装12上的水囊11与试验件无间隙；将外循环水连接至进水分水器，使外循环水流入反射板中；将直流电源柜通过电源线，电源线连接装置与铜管3连接，检查气动热模拟装置是否绝缘，保证通电后不出现漏电。将试验件上的K型热电偶、应变片分别与热载荷系统8、数据采集器16；检查数据显示是否正常，保证通道正常；将压力传感器17连接至数据采集器；将直流电源柜与热载荷系统8相连接，将紧急急停按键外延线放置于工控台，以方便当温度出现异常时“拍停”；将外部电源与直流电源柜连接。

在试验开始前，在工控机15中设置力载荷加载曲线，检测调节阀是否正常运行，检测数据采集器16采集的数据是否正常。力载荷结束后，对试验件施加热载荷，在热载荷系统8中设置温度加载曲线，开启直流电流柜及进水分水器、出水分水器；在热载荷系统8中观察K型热电偶测量温度值是否正常，观察出水分水器温度是否过高。显示一切正常后，进行正式试验。

正式试验时，先打开循环水冷却装置、气动热模拟装置、气动压力模拟装置，检查安全且连接正常后，编辑加载曲线，打开电源及调节阀，开始正式实验。

以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点,对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明；

因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。

此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。

Claims (12)

1.飞行器锥形舱段连接处热强度考核试验装置，其特征在于，包括试验件固定工装，沿所述试验件固定工装的中心轴线布置于所述试验件固定工装的前端的锥形筒状的气动热模拟装置及布置于所述气动热模拟装置的前端的气动压力模拟装置；所述气动热模拟装置安装于可直线移动前后调节其前后位置的位置调节机构上，所述气动热模拟装置用于向由约束机构在后端约束的试验件的前段与后段的连接位置及其前后区域提供常温至1000℃的环境温度的热载荷，所述气动压力模拟装置布置于试验件的锥形状的前段的下方，用于向试验件的前段的下方施加向上的0-0.2MPa的力载荷，以对前段连接处热考核试验。

2.根据权利要求1所述飞行器锥形舱段连接处热强度考核试验装置，其特征在于，所述气动热模拟装置包括多个石英灯灯管，多个石英灯灯管沿宽度方向间隔布置且相对所述锥形筒状的气动热模拟装置的中心轴线倾斜按锥形状结构布置，所述石英灯灯管的外侧布置有具有水冷却功能的反射板，以将石英灯灯管产生的热量反射到试验件的表面。

3.根据权利要求2所述飞行器锥形舱段连接处热强度考核试验装置，其特征在于，所述反射板包括第一反射板及与第二反射板，所述第一反射板及与第二反射板扣合连接在一起且扣合后能形成与气动热模拟装置的锥形筒的外形适应的锥形筒状结构。

4.根据权利要求2所述飞行器锥形舱段连接处热强度考核试验装置，其特征在于，所述石英灯灯管的正负极连接到布置于沿所述气动热模拟装置的轴向方向相对隔开布置的两组铜排上，所述铜排连接铜管，所述铜管上连接电源线连接装置，所述电源线连接装置通过电源线连接直流电源柜；所述铜管的外侧包有绝缘陶瓷环，将所述铜管与铜排夹具隔开，所述铜排夹具安装于所述反射板的端面。

5.根据权利要求4所述飞行器锥形舱段连接处热强度考核试验装置，其特征在于，所述反射板及铜排各自具有冷却腔，其各自的冷却水进出管路与冷却水循环管路连接，所述冷却水循环管路上设有换热器，所述换热器与低温氮气源连接，所述低温氮气源连接低温氮气阀；所述反射板的壁面、石英灯灯管的端口位置以及冷却循环水的出水分水器中各放置有温度传感器，所述铜排的冷却水进出管为所述铜管。

6.根据权利要求1所述飞行器锥形舱段连接处热强度考核试验装置，其特征在于，在试验件上设置有热电偶以测量试验件表面的温度，所测温度反馈至热载荷系统；所述热载荷系统基于PID控制方式，通过控制输出电压的大小，调节气动热模拟装置的输出功率以实现热反馈调节；

试验件的每个温度监测点布置有两热电偶，施加热载荷时，将两个热电偶所采集的温度控制数据对比；连续采集多次的温度控制数据都超过设定误差时，与目标值对比，输出最优值至热载荷系统，由热载荷系统根据最优值输出信号到电源柜控制电源输出。

7.根据权利要求2所述飞行器锥形舱段连接处热强度考核试验装置，其特征在于，所述气动压力模拟装置包括加载用的水囊，通过对水囊加压实现，水囊嵌入加载工装中，在水囊中注入预定量的水，水囊与气液混合装置连接，通过压力调节阀对气液混合装置加压，气液混合装置与压力传感器连接，压力传感器与数据采集器连接，数据采集器与工控机连接，由工控机通过力载荷系统，基于PID调节来控制所述压力调节阀实现对气液混合装置加压控制，实现对水囊应力的调节。

8.根据权利要求7所述飞行器锥形舱段连接处热强度考核试验装置，其特征在于，所述水囊嵌入加载工装表面的限位凹槽中，所述加载工装安装于千斤顶的顶端，所述千斤顶安装于加载工装支撑件的顶端面；所述千斤顶为四个，布置于加载工装支撑件的顶端面近四角的位置，所述加载工装支撑件与承载横梁连接固定。

9.根据权利要求8所述飞行器锥形舱段连接处热强度考核试验装置，其特征在于，在所述试验件固定工装的前方设置有半圆状的随形结构，所述随形结构的前方设置有用于支撑所述气动热模拟装置的反射板的反射板支撑件，所述随形结构的两端与竖直布置的至少两个相隔开的随形结构约束杆的顶端连接，随形结构约束杆的底端与水平布置于承载横梁上端面的随形结构支撑件连接。

10.根据权利要求8所述飞行器锥形舱段连接处热强度考核试验装置，其特征在于，所述的承载横梁的顶端面一侧布置有承载立柱，所述承载立柱的前侧面与固定底板连接，所述固定底板与试验件固定工装的后端连接，从而实现将所述的试验件固定工装安装于承载立柱上。

11.根据权利要求8所述飞行器锥形舱段连接处热强度考核试验装置，其特征在于，所述承载横梁的顶端布置有两个沿宽度方向隔开的滑轨，所述滑轨与反射板支撑件连接，对所述反射板支撑件进行滑动支撑，以实现使反射板沿滑轨的方向移动进行位置调节，以适应试验件位置进行加热，提供试验热载荷。

12.根据权利要求1所述飞行器锥形舱段连接处热强度考核试验装置，其特征在于，在试验件的表面设置有应变片，以检测相应位置的力载荷及热载荷的变化，监测变形程度，所述应变片与数据采集器连接，将监测的数据反馈至数据采集器，所述数据采集器与工控机连接。

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