于支撑所述舱段组件并使该舱段组件的一个端面封闭，所述上端盖用于封闭所述舱段组件另一个端面，所述加热膜片2贴合在所述防热层外，所述加热膜片具有多个并根据舱段承力层7外壁面制作，多个所述加热膜片将所述防热层完整贴合的包覆；所述舱内组件包括舱内单机6和单机支架9，所述单机支架固定在所述舱段承力层上，用于支撑舱内单机。
[0032]具体的，对于整个系统，工装和加热膜片的大小尺寸可根据舱段的实际外形和大小计算确定。尤其是对于加热膜片，多个加热膜片根据舱段承力层外壁面制作，加热膜片可以是曲面或者是平面，可以是任意的形状，相应能使所述加热膜片将所述防热层完整贴合的包覆。加热膜片较薄，一般厚度为2mm?5mm。本领域技术人员在大量的工程实践中发现，该厚度范围的加热膜片，较能贴合舱段的外壁面，并且制造成本最为经济，性价比和可用性最佳。
[0033]舱内热试验加热系统为膜片加热系统，膜片加热系统具有较强的可设计性，尤其适用于复杂面对称外形舱段，膜片加热系统可设计成与舱段外形一致，内表面和防热层的外表面保持一致，安装时与舱段防热层紧密贴合，以减小接触的热阻，提高膜片式加热系统加热效率。通常，防热层可以是玻璃钢或者碳碳复合材料。
[0034]本发明中加热膜片包括外层、里层和中间层，所述中间层为优选为加热电阻丝。电阻丝可弯曲，可变形，便于根据舱段承力层7外壁面的模样制备成各种形状的加热膜片，以便紧密贴合。
[0035]本发明中一种高超速飞行器舱段内热环境的试验方法，包括如下步骤:
[0036]准备检测平台步骤，将外壁具有防热层和外隔热层的舱段承力层7固定在工装上;
[0037]涂覆内隔热层步骤，在舱段承力层内壁涂覆热控涂层和隔热材料，所述热控涂层用于改变表面的辐射系数和吸收系数，以减小辐射传递的热量；所述隔热材料用于降低表面导热系数和表面对流换热系数，以减少换热；
[0038]包覆加热膜片步骤，在舱段组件的防热层外贴合固定多个加热膜片，所述加热膜片根据舱段组件的外壁面形状定制，以能将所述防热层完整贴合的包覆。作为优选，可在所述防热层和所述加热膜片内壁面间填充导热硅脂，用于减小接触的热阻，进而提高加热膜片的加热效率。进一步的优选，所述加热膜片包括外层、里层和中间层，所述中间层为加热电阻丝。电阻丝可弯曲，可变形，便于根据舱段承力层外壁面的模样制备成各种形状的加热膜片，以便紧密贴合。
[0039]测量步骤，封闭舱段两端，开启加热膜片，测量获得舱段内温度、压力以及速度。
[0040]其中，涂覆内隔热层步骤和包覆加热膜片步骤可以同时进行，或者不分先后顺序进行。
[0041]具体的，加热膜片能达到的最高温度约为400°C，为了准确模拟舱段内的热环境，需要对防热层的厚度进行减薄，即本发明系统中的防热层的厚度小于实际高超速飞行器防热层的厚度。通过计算获得与实际防热层等效的防热层厚度，常用的等效处理方法为:开展舱内热设计检测前，进行气动热理论计算分析，得出加热膜片需要控制的热边界条件。对于超高速长时间飞行器舱段防热层外壁峰值温度一般均在200(TC左右，计算防热层和外隔热层不同厚度处的温度，选取满足加热膜片的加热能力的防热层和隔热层的厚度。准备检测平台步骤时，防热层和隔热层的厚度按照该厚度进行加工。
[0042]舱段热环境试验基于舱段两端动态热平衡原理，即试验舱段与两端的舱段热量传递达到动态平衡，浄热流近似为零。试验时需要对舱段两端进行绝热处理，这就要求两端密封端盖选用隔热和密封效果较好材料，以减小舱段的边界效应对舱内热环境的影响。
[0043]舱内热环境试验模拟高超声速飞行器飞行时舱内温度、压力、速度(温度的变化引起空气密度的变化，密度变化引起压力变化，进而导致空气流动，产生了速度矢量)的分布规律，舱内的温度、压力和速度分布与飞行器的飞行姿态和过载大小息息相关，因此，需要对飞行器的飞行姿态和过载进行综合分析，但地面模拟时过载为一个定值G。因此，需要选取可以覆盖飞行时的安装姿态进行试验。
[0044]高超声速飞行器舱段气动加热较严酷的高度为70km以下，舱内单机设备全程工作自发热，舱内空气和单机设备的对流换热与空气密度息息相关，因此，地面模拟舱内的温度、压力和速度分布规律时，需要考虑高空的舱内空气密度，必要时需要对舱段进行抽真空处理。模拟低空时候，就不需要抽真空处理模拟飞行高度相对应的气压的大小。
[0045]舱内热环境试验是为模拟舱内的温度、压力和速度分布规律，因此，在进行试验时需要在重要部位安装温度、速度和压力传感器进行数据采集。
[0046]下面通过借助更具体的实施例详细地说明本发明，本实施例中，试验舱段为外径Φ 194mm，高度170mm环形舱段，舱段外壁面上具有凹陷和突起，壁厚3mm，材质为钛合金；舱内单机采用铝质壳体作为模拟件，试验采用加热膜片。试验采用温升曲线控制，保持固定温升速率，温度控制曲线从308s常温25°C起控，1067s温升至250°C。试验结果中，单机外壁温度88°C?102°C之间，距离舱壁中段约1mm处空气温度在158°C?164°C之间；单机外壁或舱段内壁采用热控涂层及多层隔热材料的热控方式，可将单机温度从93°C降低至60°C。在舱段及单机壳体内外壁还可采用增加隔热层或类似有效的热控手段，降低舱内热环境。
[0047]本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
【主权项】
1.一种高超速飞行器舱段热环境的试验装置，其特征在于，包括试验工装组件、舱段组件以及舱内组件，其中 所述舱段组件包括防热层(3)、外隔热层(4)、舱段承力层(7)以及内隔热层(8)，所述外热隔层(4)和所述内隔热层(8)分别位于舱段承力层(7)外壁面和内壁面，所述防热层位于外隔热层(4)上； 所述试验工装组件包括加热膜片(2)、上端盖(5)以及工装(I)，所述工装(I)用于支撑所述舱段组件并使该舱段组件的一个端面封闭，所述上端盖用于封闭所述舱段组件另一个端面，所述加热膜片(2)贴合在所述防热层外，所述加热膜片具有多个并根据舱段承力层(7)外壁面制作，多个所述加热膜片将所述防热层完整贴合的包覆； 所述舱内组件包括舱内单机(6)和单机支架(9)，所述单机支架固定在所述舱段承力层上，用于支撑舱内单机。2.如权利要求1所述的一种高超速飞行器舱段热环境的试验装置，其特征在于，所述加热膜片包括外层、里层和中间层，所述中间层为加热电阻丝。3.一种高超速飞行器舱段热环境的试验方法，其特征在于，包括如下步骤: 准备检测平台步骤，将外壁具有防热层(3)和外隔热层(4)的舱段承力层(7)固定在工装上； 涂覆内隔热层步骤，在舱段承力层(7)内壁涂覆热控涂层和隔热材料以获得内隔热层(8)，所述热控涂层用于改变表面的辐射系数和吸收系数，以减小辐射传递的热量；所述隔热材料用于降低表面导热系数和表面对流换热系数，以减少换热； 包覆加热膜片步骤，在舱段组件的防热层外贴合固定多个加热膜片(2)，所述加热膜片根据舱段组件的外壁面形状制作，以能将所述防热层完整贴合的包覆； 测量步骤，封闭舱段两端，开启加热膜片，测量获得舱段内温度、压力以及速度。4.如权利要求3所述的一种高超速飞行器舱段热环境的试验方法，其特征在于，在所述防热层和所述加热膜片间填充导热硅脂，用于减小接触的热阻，进而提高加热膜片的加热效率。5.如权利要求3或4所述的一种高超速飞行器舱段热环境的试验方法，其特征在于，所述加热膜片包括外层、里层和中间层，所述中间层为加热电阻丝。
【专利摘要】本发明公开了一种高超速飞行器舱段热环境的试验装置及方法，其中，系统包括试验工装组件、舱段组件以及舱内组件，所述试验工装组件包括加热膜片、所述加热膜片贴合在舱段组件外，所述加热膜片具有多个并根据舱段组件的外壁面制作，多个所述加热膜片将所述防热层完整贴合的包覆。检测方法包括准备检测平台步骤、涂覆内隔热层步、包覆加热膜片步骤、测量步骤。本发明系统和方法中，采用加热膜片加热，较好的模拟超高速飞行器的复杂舱段内的热环境，进而能检测其舱内热设计。
【IPC分类】B64F5/00, G01M99/00
【公开号】CN104925269
【申请号】CN201510232948
【发明人】单华伟, 郭志颖, 毛靖, 林雪峰, 何乾坤, 舒孟炯, 段祥军, 徐泽超, 范开春
【申请人】湖北航天技术研究院总体设计所
【公开日】2015年9月23日
【申请日】2015年5月8日