CN116242878A - 热防护材料性能一体化测试系统及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明实施例提供一种热防护材料性能一体化测试系统及方法，用于检测飞行器热防护材料的性能，所述热防护材料性能一体化测试系统包括控制系统、热环境模拟系统和检测系统，所述控制系统分别和所述热环境模拟系统和所述检测系统通信连接。所述控制系统用于确定飞行工况预设参数，并根据所述飞行工况预设参数确定气动热数据，控制所述热环境模拟系统。所述热环境模拟系统用于模拟飞行过程的热环境。所述检测系统用于对所述待测热防护材料的热物性参数进行检测，并将热物性参数检测结果传输至所述控制系统。本发明实施例的热防护材料性能一体化测试系统及方法为一体化非定常测试，模拟真实的飞行过程，测试过程简单、效率高、测试结果精准性高。
Description
技术领域
本发明涉及材料性能测试设备及方法技术领域，特别是涉及一种热防护材料性能一体化测试系统及方法。
背景技术
高超声速飞行器在飞行状态下会经历大气层，在飞行器表面会产生气动加热，使得飞行器表面和内部的温度升高。当温度过高时，会使飞行器的仪器设备不能正常工作。解决“热障”问题的关键是合理地设计热防护系统来保证飞行器的正常工作。飞行器热防护的目标是保证飞行器内部结构在安全温度范围内，其设计指标是结构内部温度不超过允许温度。
在进行热防护系统的设计时，需要根据需要合理选择热防护材料，在选择合适的热防护材料时，需要对不同的热防护材料分别进行热物性性能试验。
在实现本发明过程中，发明人发现现有技术中至少存在如下问题：现有技术中的热防护材料的性能测试多为定常测试，即在一种特定环境下对待测热防护材料进行性能测试，此种测试方法在测试多个参数时需要分别进行试验，耗时长，测试过程繁琐，且，由于对各个参数分别进行测试，使得各个参数之间的测量环境存在差异，缺乏各参数之间的耦合变化及关联性。同时，该测试方法没有考虑飞行器在飞行状态下的热环境随时间变化的状态，其测试结果与实际使用结果存在一定差异，易造成设计结果无法满足飞行器正常工作的情况。
发明内容
有鉴于此，本发明实施例的目的在于提供一种热防护材料性能一体化测试系统及方法，以解决现有技术中存在的测试过程繁琐、耗时长、测试结果精准性差等问题。
第一方面，本发明实施例提供了一种热防护材料性能一体化测试系统，用于检测飞行器热防护材料的性能，包括控制系统、热环境模拟系统和检测系统，所述控制系统分别和所述热环境模拟系统和所述检测系统通信连接；
所述控制系统用于确定飞行工况预设参数，并根据所述飞行工况预设参数确定气动热数据，根据所述气动热数据控制所述热环境模拟系统；
所述热环境模拟系统用于模拟与所述气动热数据一致的飞行过程的热环境，并对所述待测热防护材料进行加热；
所述检测系统用于在所述热环境下对待测热防护材料的热物性参数进行检测，并将热物性参数检测结果传输至所述控制系统。
进一步地，所述热物性参数包括发射率、比热容、热扩散系数、导热系数、热阻和烧烛量中的一个或多个。
进一步地，所述控制系统包括上位机、下位机和数据采集模组；
所述上位机用于确定所述飞行工况预设参数，并根据所述飞行工况预设参数确定气动热数据；
所述下位机用于控制所述热环境模拟系统和所述检测系统；
所述数据采集模组用于接收所述热环境模拟系统和所述检测系统传输的信息，并将所述信息传输至所述上位机。
进一步地，所述热环境模拟系统包括加热器、传感器和热流计；所述加热器用于加热待测热防护材料，所述加热器上设有测试位，所述测试位用于放置所述待测热防护材料；所述传感器用于检测所述待测热防护材料的温度，并将检测结果传输至所述控制系统；所述热流计用于检测所述待测热防护材料的热流，并将检测结果传输至所述控制系统。
进一步地，所述传感器包括正面温度传感器、反面温度传感器、分层温度传感器和测距传感器；所述待测热防护材料包括正面、反面和位于所述正面和反面之间的多个层体，所述正面为靠近所述加热器的一面，所述反面为远离所述加热器的一面；所述正面温度传感器用于测量所述正面的温度；所述反面温度传感器用于测量所述反面的温度；所述分层温度传感器用于测量所述待测热防护材料的每个层体的温度；所述测距传感器用于测量所述待测热防护材料的厚度，以得到所述烧蚀量。
进一步地，所述检测系统包括差式扫描量热仪、闪光法导热仪和傅立叶红外光谱仪；所述差式扫描量热仪用于检测所述待测热防护材料的比热容；所述闪光法导热仪用于检测所述热防护材料的热扩散系数；所述傅立叶红外光谱仪用于检测所述热防护材料的发射率。
第二方面，本发明实施例提供了一种热防护材料性能一体化测试方法，用于热防护材料性能一体化测试系统，包括以下步骤：
确定飞行工况预设参数；
根据所述飞行工况预设参数确定气动热数据；
根据所述气动热数据模拟飞行过程的热环境，对待测热防护材料进行加热，同时通过所述热防护材料性能一体化测试系统对待测热防护材料进行热物性参数检测，得到热物性参数检测结果；
所述热防护材料性能一体化测试系统包括控制系统、热环境模拟系统和检测系统，所述控制系统分别和所述热环境模拟系统和所述检测系统通信连接；
所述控制系统用于确定飞行工况预设参数，并根据所述飞行工况预设参数确定气动热数据，并根据所述气动热数据控制所述热环境模拟系统；
所述热环境模拟系统用于模拟与所述气动热数据一致的飞行过程的热环境，并对所述待测热防护材料进行加热；
所述检测系统用于在所述热环境下对所述待测热防护材料的热物性参数进行检测，并将热物性参数检测结果传输至所述控制系统。
进一步地，所述飞行工况预设参数包括飞行高度、大气压力、大气湿度、大气密度及飞行器速度中的一个或多个参数；所述气动热数据包括冷壁热流、壁面温度、压力分布、速度分布及温度分布中的一个或多个气动热数据；所述热物性参数包括发射率、比热容、热扩散系数、导热系数、热阻和烧烛量中的一个或多个参数。
进一步地，所述根据所述气动热数据模拟飞行过程的热环境包括：根据所述冷壁热流和所述壁面温度计算得到飞行过程中热流随时间的变化关系及壁面温度随时间的变化关系，根据所述热流随时间的变化关系及壁面温度随时间的变化关系模拟飞行过程的热环境。
进一步地，所述控制系统包括上位机、下位机和数据采集模组；
所述上位机用于确定所述飞行工况预设参数，并根据所述飞行工况预设参数确定气动热数据；
所述下位机用于控制所述热环境模拟系统和所述检测系统；
所述数据采集模组用于接收所述热环境模拟系统和所述检测系统传输的信息，并将所述信息传输至所述上位机；
所述热环境模拟系统包括加热器、传感器和热流计；所述加热器用于加热待测热防护材料，所述加热器上设有测试位，所述测试位用于放置所述待测热防护材料；所述传感器用于检测所述待测热防护材料的温度，并将检测结果传输至所述控制系统；所述热流计用于检测所述待测热防护材料的热流，并将检测结果传输至所述控制系统。
所述根据所述热流随时间的变化关系及壁面温度随时间的变化关系模拟飞行过程的热环境，包括：控制系统依据热流及壁面温度控制所述加热器升温和降温操作，实时模拟飞行过程的热环境。
进一步地，所述检测系统包括差式扫描量热仪、闪光法导热仪和傅立叶红外光谱仪；所述差式扫描量热仪用于检测所述待测热防护材料的比热容；所述闪光法导热仪用于检测所述热防护材料的热扩散系数；所述傅立叶红外光谱仪用于检测所述热防护材料的发射率。
进一步地，所述发射率的检测及计算方法包括以下步骤：采用黑体辐射源作为标准辐射源，检测所述黑体辐射源的辐射出度；检测所述待测热防护材料的辐射出度；所述待测热防护材料的辐射出度与所述黑体辐射源的辐射出度的比值即为待测热防护材料的发射率；具体计算公式如下：
其中，ε(T)表示待测热防护材料的发射率，Eλ(T)为待测热防护材料的辐射出度；Ebλ(T)为黑体辐射源的辐射出度。
进一步地，所述热环境模拟系统包括加热器、传感器和热流计；所述加热器用于加热待测热防护材料，所述加热器上设有测试位，所述测试位用于放置所述待测热防护材料；所述传感器用于检测所述待测热防护材料的温度，并将检测结果传输至所述控制系统；所述热流计用于检测所述待测热防护材料的热流，并将检测结果传输至所述控制系统；
所述传感器包括正面温度传感器、反面温度传感器、分层温度传感器和测距传感器；所述待测热防护材料包括正面、反面和位于所述正面和反面之间的多个层体，所述正面为靠近所述加热器的一面，所述反面为远离所述加热器的一面；所述正面温度传感器用于测量所述正面的温度；所述反面温度传感器用于测量所述反面的温度；所述分层温度传感器用于测量所述待测热防护材料的每个层体的温度；所述测距传感器用于测量所述待测热防护材料的厚度，以得到所述烧蚀量。
进一步地，所述热扩散系数的检测及计算方法如下：检测所述待测热防护材料的反面升温至预设温度的时间t，计算得到所述热扩散系数，具体公式如下：
α(t)＝0.13879*δ2/t1/2(t)
其中，α(t)为所述待测热防护材料的热扩散系数，δ为所述待测热防护材料的材料厚度，t1/2为所述时间t的一半。
进一步地，所述比热容的检测及计算方法如下：检测所述测试位空置时的热流作为基准热流；检测所述待测热防护材料的热流；检测基准物的热流，计算得到所述待测热防护材料的比热容，具体公式如下：
其中，qc(t)为待测热防护材料相对基准热流修正后的热流，Cpc为待测热防护材料的比热容，mc为待测热防护材料的质量，
为温度随时间的变化率；
其中，qr(t)为待基准物相对基准热流修正后的热流，Cpr为基准物的比热容，mr为基准物的质量；
根据式(1)和式(2)，得到所述待测热防护材料的比热容计算公式：
进一步地，所述导热系数的计算公式如下：
λ(t)＝Cpc(t)×ρ×α(t)
其中，λ(t)为待测热防护材料的导热系数，ρ为待测热防护材料的密度；
所述热阻的计算公式如下：
其中，R为待测热防护材料的热阻，T为温度，P为待测热防护材料内部的传热功率，i为待测热防护材料层体数。
上述技术方案具有如下有益效果：本发明实施例的热防护材料性能一体化测试系统在对待测热防护材料进行测试时，考虑了飞行工况及飞行过程变化的热环境，其模拟真实的飞行过程对待测热防护材料进行测试，使检测结果更加趋近于真实结果。同时，其能够对待测热防护材料的多项热物性参数同时进行一体化的测试，考虑了各参数之间的影响，对参数测试进行了耦合，使测试结果的精准性更佳，一体化的测试也大大提高了测试效率，减少了待测件的放置次数，避免了多次测试之间易产生测量误差的缺陷。其测试方法简单、高效、精准。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明实施例的热防护材料性能一体化测试系统的结构示意图；
图2是本发明实施例的热防护材料性能一体化测试方法的流程示意图；
图3是本发明实施例的热流随时间的变化情况图；
图4是本发明实施例的不同材料的表面温度随时间的变化情况图；
图5是本发明实施例的热防护设计的流程示意图。
图中各标号的含义如下：
10、控制系统；20、热环境模拟系统；30、检测系统；40、热防护材料；
11、下位机；12、上位机；13、数据采集模组；21、冷却系统；22、反射板；23、加热器；24、热流计；31、差式扫描量热仪；32、闪光法导热仪；33、傅立叶红外光谱仪；331、迈克尔逊干涉仪；332、激光准直仪。
具体实施方式
下面将详细描述本发明的各个方面的特征和示例性实施例。在下面的详细描述中，提出了许多具体细节，以便提供对本发明的全面理解。但是，对于本领域技术人员来说很明显的是，本发明可以在不需要这些具体细节中的一些细节的情况下实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本发明的示例来提供对本发明的更好的理解。在附图和下面的描述中，至少部分的公知结构和技术没有被示出，以便避免对本发明造成不必要的模糊；并且，为了清晰，可能夸大了部分结构的尺寸。此外，下文中所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。
如图1所示，本发明实施例的热防护材料性能一体化测试系统，用于检测飞行器热防护材料的性能，包括控制系统10、热环境模拟系统20和检测系统30，控制系统10分别和热环境模拟系统20和检测系统30通信连接。
控制系统10用于确定飞行工况预设参数，并根据飞行工况预设参数确定气动热数据，并根据气动热数据控制热环境模拟系统20。控制系统10包括上位机12、下位机11和数据采集模组13。
上述的热物性参数包括发射率、比热容、热扩散系数、导热系数、热阻和烧烛量。
发射率是指物体表面单位面积上辐射出的辐通量与同温度下黑体辐射出的辐通量的比值。
比热容是指单位质量物体的热容量，即单位质量物体改变单位温度时吸收或放出的热量。
热扩散系数是指物体中某一点的温度扰动传递到另一点的速率的量度。
导热系数是指温度垂直向下梯度为1℃/m时，单位时间内通过单位水平截面积所传递的热量和。
热阻是指当有热量在物体上传输时，在物体两端温度差与热源的功率之间的比值。
上位机12用于确定飞行工况预设参数，并根据飞行工况预设参数确定气动热数据。上位机12可以是计算机设备或远程控制终端等设备。
下位机11用于控制热环境模拟系统20和检测系统30。下位机11可以是单片机、PLC控制器等。
数据采集模组13用于接收热环境模拟系统20和检测系统30传输的信息，并将信息传输至上位机12。
热环境模拟系统20用于模拟与气动热数据一致的飞行过程的热环境，并对待测热防护材料40进行加热。
热环境模拟系统20包括加热器23、传感器(未示出)和热流计24。加热器23用于加热待测热防护材料40，加热器23上设有测试位，测试位用于放置待测热防护材料40；传感器用于检测待测热防护材料40的温度，并将检测结果传输至控制系统10；热流计24用于检测待测热防护材料40的热流，并将检测结果传输至数据采集模组13。
本实施例中的加热器23为石英灯灯阵加热器，石英灯呈阵列排布，有利于使热辐射更加均匀。热环境模拟系统20还可以包括冷却系统21和反射板22。热流计24设于测试位下方的加热器23上。
传感器包括正面温度传感器、反面温度传感器、分层温度传感器和测距传感器；待测热防护材料40包括正面、反面和位于正面和反面之间的多个层体(未示出)，正面为靠近加热器23的一面，反面为远离加热器23的一面；正面温度传感器用于测量正面的温度；反面温度传感器用于测量反面的温度；分层温度传感器用于测量待测热防护材料40的每个层体的温度；测距传感器用于测量待测热防护材料40的厚度，以得到烧蚀量。
热防护材料40通常为由三种不同材质的物体组成的多层体结构，层体的数量大约为15层左右。分层温度传感器分别设置在热防护材料40的每个层体上，以对每个层体的温度进行检测。通过测距传感器检测热防护材料40的厚度变化则可得到烧蚀量。
检测系统30用于在热环境下对待测热防护材料40的热物性参数进行检测，并将热物性参数检测结果传输至数据采集模组13。检测系统30包括差式扫描量热仪31、闪光法导热仪32和傅立叶红外光谱仪33；差式扫描量热仪31用于检测待测热防护材料40的比热容；闪光法导热仪32用于检测热防护材料40的热扩散系数；傅立叶红外光谱仪33用于检测热防护材料40的发射率。本实施例中的傅立叶红外光谱仪33包括迈克尔逊干涉仪331和激光准直仪332。
如图2所示，本发明另一实施例提供一种热防护材料性能一体化测试方法，用于上述的热防护材料性能一体化测试系统，包括以下步骤：
S1、确定飞行工况预设参数。
飞行工况预设参数包括飞行高度、大气压力、大气湿度、大气密度及飞行器速度。
S2、根据飞行工况预设参数确定气动热数据。
气动热数据包括冷壁热流、壁面温度、压力分布、速度分布及温度分布。
S3、根据气动热数据模拟飞行过程的热环境，对待测热防护材料40进行加热，同时通过热防护材料性能一体化测试系统对待测热防护材料40进行热物性参数检测，得到热物性参数检测结果。
根据冷壁热流和壁面温度计算得到飞行过程中热流随时间的变化关系及壁面温度随时间的变化关系，根据热流随时间的变化关系及壁面温度随时间的变化关系模拟飞行过程的热环境，对待测热防护材料40进行加热。
在模拟的热环境条件下对待测热防护材料40进行热物性参数检测，得到热物性参数检测结果。
发射率的检测及计算方法包括以下步骤：采用黑体辐射源作为标准辐射源，检测黑体辐射源的辐射出度；检测待测热防护材料40的辐射出度；待测热防护材料40的辐射出度与黑体辐射源的辐射出度的比值即为待测热防护材料40的发射率；具体计算公式如下：
其中，ε(T)表示待测热防护材料的发射率，Eλ(T)为待测热防护材料的辐射出度；Ebλ(T)为黑体辐射源的辐射出度。
热扩散系数的检测及计算方法如下：检测待测热防护材料40的反面升温至预设温度的时间t，计算得到热扩散系数，具体公式如下：
α(t)＝0.13879*δ2/t1/2(t)
其中，α(t)为待测热防护材料的热扩散系数，δ为待测热防护材料的材料厚度，t1/2为时间t的一半。
比热容的检测及计算方法如下：检测测试位空置时的热流作为基准热流；检测待测热防护材料40的热流；检测基准物的热流，计算得到待测热防护材料40的比热容，具体公式如下：
其中，qc(t)为待测热防护材料相对基准热流修正后的热流，Cpc为待测热防护材料的比热容，mc为待测热防护材料的质量，
为温度随时间的变化率；
其中，qr(t)为待基准物相对基准热流修正后的热流，Cpr为基准物的比热容，mr为基准物的质量；
根据式(1)和式(2)，得到待测热防护材料40的比热容计算公式：
导热系数的计算公式如下：
λ(t)＝Cpc(t)×ρ×α(t)
其中，λ(t)为待测热防护材料的导热系数，ρ为待测热防护材料的密度；
热阻的计算公式如下：
其中，R为待测热防护材料的热阻，T为温度，P为待测热防护材料内部的传热功率，i为待测热防护材料层体数；
P(t)＝λ(Ti+1(t)-Ti(t))。
如图5所示，具体地，热防护设计包括试验准备阶段、试验调试阶段和待测件试验阶段。
在试验准备阶段，可以采用MATLAB2017B平台进行飞行器气动热和热防护设计计算程序的编写。将飞行工况预设参数作为输入条件，设定飞行器内部结构的安全温度范围。
根据飞行工况预设参数确定气动热数据，具体地，根据飞行弹道参数进行气动挺麻烦数据的计算。
同步进行试验方案设计，对测试材料、支架保温方案设计加工，并将待测件安装于测试位。
试验调试阶段，对待测件的热流密度、温度测量校核，如满足试验要求，则对待测件进行热流密度和温度测量；如不满足试验要求，则调整试验参数，直到满足试验要求为止。
待测件试验阶段，对待测件进行热物性测试试验，以获得热物性参数：热阻、发射率、热扩散系数、比热容、导热系数以及耐温烧蚀性能，并建立数据库。在本实施例中，具体为根据高超声速飞行器的气动热环境，进行气动热流的计算，将计算的气动热数据中的冷壁热流q和壁面温度Tδ作为热防护结构设计和材料热物性测试的输入条件。本实施例中对热防护材料性能的测试为非定常测试，即为考虑飞行器飞行过程热流随时间的变化关系，依据该变化关系，模拟飞行器飞行过程时的热环境，以得到更加精准可靠的测试结果。如图3所示，为本实施例的一级底部防热板和一级底部防热裙的热流随时间的变化曲线。
模拟飞行过程时的热环境对待测热防护材料40进行升温和降温操作，测试一段飞行时长内待测热防护材料40的各项热物性参数，得到热物性参数检测结果。
发射率的检测及计算方法：首先通过激光准直仪332对光路进行准直调节，再采用黑体标准辐射源测定温度T时的辐射出度，然后测定温度T时待测热防护材料40的辐射出度，待测热防护材料40的辐射出度和黑体标准辐射源的辐射出度之比即为待测热防护材料40的发射率。测量多个时间点的黑体标准辐射源的辐射出度即可得到黑体标准辐射源的辐射出度曲线，测量多个时间点的待测热防护材料40的辐射出度即可得到待测热防护材料40的辐射出度曲线，同样的，也可以得到待测热防护材料40的发射率曲线，制成曲线图有利于更加直观地观察检测结果。由于本实施例采用石英灯灯阵加热器作为辐射热源，可以同时测量待测热防护材料40和黑体标准辐射源的辐射出度，可以避免人为误差，极大地提高了测试效率、及测试的准确性和可靠性。
其中，ε(T)表示待测热防护材料的发射率，Eλ(T)为待测热防护材料的辐射出度；Ebλ(T)为黑体辐射源的辐射出度。
热扩散系数的检测及计算方法：首先将待测热防护材料40置入测试位后，要在待测热防护材料40的四周做好保温和隔热，使热源垂直辐射到产品的表面，并保持稳定。采用传感器或热电偶测试待测热防护材料40背面的温度，得到升温曲线和升温时间t，计算待测热防护材料40在一维热流下的热扩散系数。
α(t)＝0.13879*δ2/t1/2(t)
其中，α(t)为待测热防护材料的热扩散系数，δ为待测热防护材料的材料厚度，t1/2为时间t的一半。
比热容的检测及计算方法：检测测试位空置时的热流作为基准热流；设置相同的升温速率，检测待测热防护材料40的热流；设置相同的升温速率，检测基准物蓝宝石的热流。分别在多个不同时间点进行检测，分别得到基准热流曲线、待测热防护材料的热流曲线和蓝宝石的热流曲线。分别将待测热防护材料的热流曲线和蓝宝石的热流曲线相对于基准热流曲线进行修正，得到待测热防护材料的热流修正值h，蓝宝石的热流修正值H。
其中，qc(t)为待测热防护材料相对基准热流修正后的热流，Cpc为待测热防护材料的比热容，mc为待测热防护材料的质量，
为温度随时间的变化率；
其中，qr(t)为待基准物相对基准热流修正后的热流，Cpr为基准物的比热容，mr为基准物的质量；
根据式(1)和式(2)，得到待测热防护材料40的比热容计算公式：
导热系数的计算：根据上述的检测结果，得到
λ(t)＝Cpc(t)×ρ×α(t)
其中，λ(t)为待测热防护材料的导热系数，ρ为待测热防护材料的密度。
热阻的计算：根据上述的检测结果，待测热防护材料40内部的传热功率如下式：
P(t)＝λ(Ti+1(t)-Ti(t))；
热阻的计算公式如下：
其中，R为待测热防护材料的热阻，T为温度，P为待测热防护材料内部的传热功率，i为待测热防护材料层体数(即第几层)。
耐温烧蚀性的检测及计算方法：在检测试验时，通常会在试验设备允许的前提下加大试验件的长度和宽度，并对试验件周边和非加热面进行隔热保护，使试验传热路径尽量近似为一维传热。同时，试验时，可采用高速摄影仪对烧蚀过程进行拍摄记录，以便于查看检测结果。
最后进行热防护设计，将待测热防护材料40的热物性参数的检测结果输入计算机，通过计算机计算得到模拟的飞行器内部温度，如该计算的温度在飞行器内部结构的安全温度范围内，则该待测热防护材料符合设计要求，否则不符合设计要求，需更换其它热防护材料。如图4所示，分别为石英布外表面温度随时间的变化曲线、石英布内表面温度随时间的变化曲线、软木内表面温度随时间的变化曲线、及玻璃钢内表面温度随时间的变化曲线。
本发明的热防护材料性能一体化测试方法对热物性参数进行了耦合，由于本发明的输入热流随时间变化，热防护材料温度也发生变化，使得热防护材料的发射率、热扩散系数、比热容、导热系数、热阻和耐温烧蚀性能随温度变化情况得到考虑，使试验过程更加接近真实的物理过程，使检测结果的准确性更高。本发明的热防护材料性能一体化测试系统采用一体化的系统，可以方便、快捷、迅速的进行热防护材料多种热物性的测量，避免多次重复性的工作，极大的节省人力、物力和财力成本。本发明的热防护材料性能一体化测试系统可以预留接口，快速接入其他测试系统。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语中的“上、下、内和外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一、第二或第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
本发明中除非另有明确的规定和限定，术语“安装、相连、连接”应做广义理解，例如：可以是固定连接、可拆卸连接或一体式连接；同样可以是机械连接、电连接或直接连接，也可以通过中间媒介间接相连，也可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
虽然已经参考优选实施例对本发明进行了描述，但在不脱离本发明的范围的情况下，可以对其进行各种改进并且可以用等效物替换其中的部件。尤其是，只要不存在结构冲突，各个实施例中所提到的各项技术特征均可以任意方式组合起来。本发明并不局限于文中公开的特定实施例，而是包括落入权利要求的范围内的所有技术方案。
Claims (10)
1.一种热防护材料性能一体化测试系统，用于检测飞行器热防护材料的性能，其特征在于，包括控制系统(10)、热环境模拟系统(20)和检测系统(30)，所述控制系统(10)分别和所述热环境模拟系统(20)和所述检测系统(30)通信连接；
所述控制系统(10)用于确定飞行工况预设参数，并根据所述飞行工况预设参数确定气动热数据，根据所述气动热数据控制所述热环境模拟系统(20)；
所述热环境模拟系统(20)用于模拟与所述气动热数据一致的飞行过程的热环境，并对待测热防护材料(40)进行加热；
所述检测系统(30)用于在所述热环境下对待测热防护材料(40)的热物性参数进行检测，并将热物性参数检测结果传输至所述控制系统(10)。
2.根据权利要求1所述的热防护材料性能一体化测试系统，其特征在于，所述热物性参数包括发射率、比热容、热扩散系数、导热系数、热阻和烧蚀量中的一个或多个。
3.根据权利要求1所述的热防护材料性能一体化测试系统，其特征在于，所述控制系统(10)包括上位机(12)、下位机(11)和数据采集模组(13)；
所述上位机(12)用于确定所述飞行工况预设参数，并根据所述飞行工况预设参数确定气动热数据；
所述下位机(11)用于控制所述热环境模拟系统(20)和所述检测系统(30)；
所述数据采集模组(13)用于接收所述热环境模拟系统(20)和所述检测系统(30)传输的信息，并将所述信息传输至所述上位机(12)。
4.根据权利要求2所述的热防护材料性能一体化测试系统，其特征在于，所述热环境模拟系统(20)包括加热器(23)、传感器和热流计(24)；所述加热器(23)用于加热待测热防护材料(40)，所述加热器(23)上设有测试位，所述测试位用于放置所述待测热防护材料(40)；所述传感器用于检测所述待测热防护材料(40)的温度，并将检测结果传输至所述控制系统(10)；所述热流计(24)用于检测所述待测热防护材料(40)的热流，并将检测结果传输至所述控制系统(10)。
5.根据权利要求4所述的热防护材料性能一体化测试系统，其特征在于，所述传感器包括正面温度传感器、反面温度传感器、分层温度传感器和测距传感器；所述待测热防护材料(40)包括正面、反面和位于所述正面和反面之间的多个层体，所述正面为靠近所述加热器(23)的一面，所述反面为远离所述加热器(23)的一面；所述正面温度传感器用于测量所述正面的温度；所述反面温度传感器用于测量所述反面的温度；所述分层温度传感器用于测量所述待测热防护材料(40)的每个层体的温度；所述测距传感器用于测量所述待测热防护材料(40)的厚度，以得到所述烧蚀量。
6.根据权利要求2所述的热防护材料性能一体化测试系统，其特征在于，所述检测系统(30)包括差式扫描量热仪(31)、闪光法导热仪(32)和傅立叶红外光谱仪(33)；所述差式扫描量热仪(31)用于检测所述待测热防护材料(40)的比热容；所述闪光法导热仪(32)用于检测所述热防护材料(40)的热扩散系数；所述傅立叶红外光谱仪(33)用于检测所述热防护材料(40)的发射率。
7.一种热防护材料性能一体化测试方法，用于热防护材料性能一体化测试系统，其特征在于，包括以下步骤：
确定飞行工况预设参数；
根据所述飞行工况预设参数确定气动热数据；
根据所述气动热数据模拟飞行过程的热环境，对待测热防护材料(40)进行加热，同时通过所述热防护材料性能一体化测试系统对待测热防护材料(40)进行热物性参数检测，得到热物性参数检测结果；
所述热防护材料性能一体化测试系统包括控制系统(10)、热环境模拟系统(20)和检测系统(30)，所述控制系统(10)分别和所述热环境模拟系统(20)和所述检测系统(30)通信连接；
所述控制系统(10)用于确定飞行工况预设参数，并根据所述飞行工况预设参数确定气动热数据，并根据所述气动热数据控制所述热环境模拟系统(20)；
所述热环境模拟系统(20)用于模拟与所述气动热数据一致的飞行过程的热环境，并对所述待测热防护材料(40)进行加热；
所述检测系统(30)用于在所述热环境下对所述待测热防护材料(40)的热物性参数进行检测，并将热物性参数检测结果传输至所述控制系统(10)。
8.根据权利要求7所述的热防护材料性能一体化测试方法，其特征在于，所述飞行工况预设参数包括飞行高度、大气压力、大气湿度、大气密度及飞行器速度中的一个或多个参数；所述气动热数据包括冷壁热流、壁面温度、压力分布、速度分布及温度分布中的一个或多个气动热数据；所述热物性参数包括发射率、比热容、热扩散系数、导热系数、热阻和烧烛量中的一个或多个参数。
9.根据权利要求8所述的热防护材料性能一体化测试方法，其特征在于，所述根据所述气动热数据模拟飞行过程的热环境包括：根据所述冷壁热流和所述壁面温度计算得到飞行过程中热流随时间的变化关系及壁面温度随时间的变化关系，根据所述热流随时间的变化关系及壁面温度随时间的变化关系模拟飞行过程的热环境。
10.根据权利要求9所述的热防护材料性能一体化测试方法，其特征在于，所述热环境模拟系统(20)包括加热器(23)、传感器和热流计(24)；所述加热器(23)用于加热待测热防护材料(40)，所述加热器(23)上设有测试位，所述测试位用于放置所述待测热防护材料(40)；所述传感器用于检测所述待测热防护材料(40)的温度，并将检测结果传输至所述控制系统(10)；所述热流计(24)用于检测所述待测热防护材料(40)的热流，并将检测结果传输至所述控制系统(10)；
所述根据所述热流随时间的变化关系及壁面温度随时间的变化关系模拟飞行过程的热环境，包括：控制系统依据热流及壁面温度控制所述加热器(23)升温和降温操作，实时模拟飞行过程的热环境。
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| CN117284508A (zh) * | 2023-09-25 | 2023-12-26 | 北京交通大学 | 一种气动相对压差分布与热模拟试验系统及其试验方法 |
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|---|---|---|---|---|
| CN117284508A (zh) * | 2023-09-25 | 2023-12-26 | 北京交通大学 | 一种气动相对压差分布与热模拟试验系统及其试验方法 |
| CN117284508B (zh) * | 2023-09-25 | 2024-03-22 | 北京交通大学 | 一种气动相对压差分布与热模拟试验系统及其试验方法 |
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