专利名称：大型高速飞行器圆壳体结构内壁非分段式高温热试验装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及大型高速飞行器圆壳体结构内壁非分段式高温热试验装置，特别是在模拟导弹等高速飞行器壳体内部的高温热环境时，可有效提高大型弹体内舱结构试验温度分布的均匀性和真实性，为研制高速导弹及高速航空航天器提供良好的高温热环境试验手段。
背景技术：
导弹等航空航天器舱体内部安装有作为动力源的发动机，发动机在点火和飞行过程中将产生很高的温度，由于舱体空间狭小，靠近发动机的舱内温度环境非常恶劣，严酷的高温会显著降低飞行器材料的强度极限和结构的承载能力，影响飞行器结构的安全性能。并且还会对战斗部以及附近的电子设备等产生破坏性影响。为保证导弹等高速飞行器的安全，确认飞行器的材料和结构是否能经得起高温热应力的破坏，须对高超声速飞行器材料和结构进行热强度试验。通过热环境模拟试验的方法，来观察分析在高温热环境下材料的力学性能及结构的受力状况，从而进一步研究分析结构在高温下的承载能力、使用寿命以及安全可靠性，还需要通过高温热环境试验来检验相关部位的热防护性能。因此高温热试验对于导弹飞行器的安全设计具有非常重要的实际意义。由于石英灯辐射加热方式具有热惯性小，电控性能优良，发热功率大、体积小，可组成不同尺寸和形状的加热装置，既适合于小型的材料热试验，也适用于大型全尺寸的结构热试验等优于高温风洞的特点，在模拟飞行器热环境的试验方法中占有很重要的地位。因此目前美国，俄罗斯，德、英、法等国家都将其作为高速飞行器气动加热试验模拟中主要的试验方法在使用。石英灯管的直径很细，仅为十几个毫米，长度大了则很脆弱，极易损坏。因此现有技术是在模拟大型高速飞行器圆壳体结构内壁的高温气动热模拟试验中，采用短管分段组合联接方式进行高温环境模拟。一般单根石英加热管两端各有约5cm长的包括铜电极、钥片等在内的非发热部分，两个串联的加热区的结合部会出现约IOcm的非发热区域，当采用分段组合方式联接时，由于有多个非发热区的存在，会使试验时整个长壳体轴向温度场的热均匀性受到很大影响，壳体轴向温度将出现高低起伏的波浪形变化，影响试验的模拟准确性。若要实现长达2米壳体结构非分段方式内壁高温热环境模拟时，如果选择长50cm的石英加管，完全覆盖2米长的区域需要分成5段以后再联接成一体，舱段内部会有四个各为长达IOcm不发热的联接结合部，使得加热时舱段内壁轴向温度呈现非线性波浪形变化，温度场的均匀性和一致性不好，热试验模拟效果不理想。另外经计算可知2米舱段内的四个非发热联接区的串接长度会达到40cm，非发热段长度尺寸占到总加热长度的接近20%，因此会对长结构热环境模拟的真实性和有效性产生非常不利的影响。另外模拟发动机产生的热环境要在导弹舱体内部进行加热，由于铜制石英灯加热管电极的热膨胀系数大，在高温下铜制石英灯加热管电极受热产生的轴向大变形易引起石英灯加热管内的惰性气体外泄而烧毁，因此需要对石英灯电极部分进行水冷降温处理。即要在内壁的高温环境下以及内腔有限空的间内设置很多路大电流导线和水冷通道，不但试验装置复杂，热均匀性差，高温环境下的复杂水电结构容易出现安全事故，这使得模拟长内壁高温加热比起外壁加热要困难得多，因此大型弹体结构的非分段整体加热技术的研究非
常重要。为此设计一种大型高速飞行器圆壳体结构内壁非分段式高温热试验装置，单区加热长度能够达到2米。该装置不但能够提高大型弹体结构试验温度分布的均匀性和真实性，又能够提高试验的安全可靠性。为研究大型高速飞行器内舱结构的高温特性和热防护提供良好的热试验手段。
发明内容
本发明的技术解决问题是:克服现有技术的不足，提供一种大型高速飞行器圆壳体结构内壁非分段式高温热试验装置，该装置能够在大型高速飞行器内舱结构热试验时，避免分区拼接加热方式造成的弹体表面温度的非均匀性峰谷变化，提高大型弹体结构试验温度分布的均匀性、真实性和安全可靠性。为研制大型导弹及航空航天器提供良好的高温试验手段。本发明的技术解决方案是:大型高速飞行器圆壳体结构内壁非分段式高温热试验装置，包括:L型电极支座、环状扁铜支架、石英灯管、电极、金属压片、水冷铜管、大型高速飞行器圆壳体结构、环形陶瓷定位架与定位圆孔。L型电极支座由紧固螺丝固定在环状扁铜支架上，石英灯管两端的电极由金属压片和锁紧螺栓紧压在L型电极支座上，环状扁铜支架的内侧焊有中空的水冷铜管，在高速飞行器高温气动热模拟试验时流过冷却水，通过流动的冷却水降低电极的温度。大型高速飞行器圆壳体结构套装在由石英灯管和环状扁铜支架组成的非分段式环形加热装置的外部，石英灯管通电发热后给大型高速飞行器圆壳体结构的内壁加热，石英灯管穿过环形陶瓷定位架上的定位圆孔，防止试验过程中石英灯管中部的下垂变形。所述金属压片由不锈钢片制成，厚度为0.3-0.5mm，具有一定的弹性力，通过锁紧螺栓将电极紧压在L型电极支座上，由于设计成弹性压紧方式的非完全锁紧结构，允许电极出现小范围的转动和平移。在高温加热过程中长达2.5米的石英灯管会出现一定的热膨胀变形，本发明允许电极5出现小范围的转动和平移的特点，避免了如果电极和L型电极支座之间采用刚性连接设计时常会发生的脆弱的石英灯管开裂漏气现象，提高了试验装置的可靠性。所述石英灯管的电极做成矩形截面形状，有利于增大电极和L型电极支座的接触面积，提高电极的导电性和散热效果。所述L型电极支座、环状扁铜支架、电极、水冷铜管、均由高温导热性能良好的紫铜材料制成。通过氧焊将水冷铜管与环状扁铜支架焊接在一起，高温试验中通过流动的冷却水和各紫铜部件的快速导热特性给石英灯管的电极降温，以避免由高温弓丨起石英灯管的真空密闭损坏，提高了高速飞行器高温试验的可靠性和安全性。所述环形陶瓷定位架由可耐1400°C高温的轻质陶瓷纤维硬板制成，该材料重量轻、机械加工性能良好，可方便地制成带孔的环形陶瓷定位架的形状。环形陶瓷定位架安装在大型高速飞行器圆壳体结构的中部。由轻质陶瓷纤维板制成的环形陶瓷定位架在高温下不易变形，可保持环形加热结构在高温试验中的几何稳定性。所述石英灯管的长度比大型高速飞行器圆壳体结构长出0.5米，即大型高速飞行器圆壳体结构的长度为2米，石英灯管的长度为2.5米。安装时石英灯管比大型高速飞行器圆壳体结构两端各长0.25米，使得工作时大型高速飞行器圆壳体结构的边界区域也能充分受热，避免了试验件边界温度场的不均匀性。所述石英灯管的直径为14-16mm，相对于2.5米长的石英灯管，其“直径/长度”t匕很小，因此可以制成由大量石英灯管密集平行排列的非分段式环形加热装置，提高了温场的均匀性。本发明的原理:为了提高整个长壳体内壁轴向温度场的热均匀性，设计一种大型高速飞行器圆壳体结构内壁非分段式高温热试验装置，克服大型高速飞行器圆壳体结构内壁采用短管分段拼接组合方式生成高温热环境时，壳体轴向温度出现的高低起伏的波浪形变化。石英灯加热管设计为长度2.5米，直径14-16_的小“直径/长度”比结构，在大型高速飞行器圆壳体结构的中部安装耐高温的环形陶瓷定位架，避免由2.5米长的石英灯组成的环形加热结构在高温下的中部下垂和变形。提高了大型高速飞行器圆壳体结构内壁轴向温度场的均匀性和安全可靠性，为研究大型高速飞行器内舱结构的高温特性和热防护性能提供重要的试验手段。本发明与现有技术相比的有益效果是:(I)现有技术是在模拟大型高速飞行器圆壳体结构内壁的高温气动热模拟试验中，采用短管分段式组合联接方式进行高温环境模拟。由于联接结合部存在多个非发热区，会使试验时整个长壳体轴向温度场的热均匀性受到很大影响，壳体轴向温度将出现高低起伏的波浪形变化，影响热试验的准确性。为了避免分区拼接方式造成的内腔波浪形热环境，提高大型结构温度场的均匀性，本发明设计了长达2.5米的石英灯管，并组成圆弧阵列对2米长的圆型舱体内壁实施轴向非分段方式加热，由于在舱体长轴方向采用了由2.5米长的单根管石英管并联连接成加热阵列的方式，舱体长轴方向上可视为完整的单一加热温区，因此取得了长温区温度场良好的热均匀性。(2)石英灯管的电极由薄壁石英玻璃包裹固定，十分脆弱，受到外力后极易损坏。本发明中的不锈钢金属压片通过锁紧螺栓将电极紧压在L型电极支座上，属于弹性压紧方式，但不是完全锁紧结构，允许电极出现小范围的转动和平移。在高温加热过程中长达2.5米的石英灯管出现热膨胀变形时，本发明允许电极出现小范围的转动和平移的特点，避免了刚性连时会发生的脆弱的石英灯管损坏，提高了试验装置的可靠性。(3)石英灯管的电极制成矩形截面形状，有利于增大电极和L型电极支座的接触面积，提高电极的导电效果和散热效果。(4)陶瓷定位架由可耐1400°C高温的轻质陶瓷纤维硬板制成，该材料重量轻、机械加工性能良好，可方便地加工成带有带有定位圆孔的环形陶瓷定位架的形状。(5)陶瓷定位架安装在大型高速飞行器圆壳体结构的中部，耐高温的陶瓷定位架在高温下不会变形，可保持石英灯管之间的间距和环形加热装置的几何稳定性。(6)本发明装置结构简洁，使用方便，提高了大型弹体结构试验温度分布的均匀性、真实性和安全可靠性。为研究大型高速飞行器内舱结构的高温特性和热防护性能提供了重要的试验手段。具有重要的军事工程应用价值。
图1为本发明的结构示意图(为了能观察到内部结构，在图1中的大型高速飞行器圆壳体结构中部剖开了 一部分)。
具体实施例方式如图1所示，本发明由L型电极支座1、紧固螺丝2、环状扁铜支架3、石英灯管4、电极5、金属压片6、锁紧螺栓7、水冷铜管8、大型高速飞行器圆壳体结构9、环形陶瓷定位架
10、定位圆孔11组成。L型电极支座I由紧固螺丝2固定在环状扁铜支架3上，石英灯管4两端的电极5由金属压片6和锁紧螺栓7紧压在L型电极支座I上，环状扁铜支架3的内侧焊有中空的水冷铜管8，在高速飞行器高温气动热模拟试验时通过水冷铜管8中流动的冷却水，来降低电极5的温度。大型高速飞行器圆壳体结构9套装在由石英灯管4和环状扁铜支架3组成的非分段式环形加热装置的外面，石英灯管4通电发热后给大型高速飞行器圆壳体结构9的内壁加热，石英灯管4穿过环形陶瓷定位架10上的定位圆孔11，防止试验过程中细长的石英灯管4的中部下垂和变形。本发明中的金属压片6由不锈钢片制成，具有一定的弹性力，厚度为0.3-0.5mm,通过锁紧螺栓7将电极5紧压在L型电极支座I上，由于设计成弹性压紧方式的非完全锁紧结构，允许电极5出现小范围的转动和平移。在高温加热过程中长达2.5米的石英灯管4会出现一定的热膨胀变形，本发明允许电极5出现小范围的转动和平移的特点，避免了如果电极5和L型电极支座I之间采用刚性连接设计时常会发生的脆弱的石英灯管开裂漏气现象，提高了试验装置的可靠性。本发明中石英灯管4两端的电极5做成矩形截面形状，以利于增大电极5和L型电极支座I的接触面积，提高电极5的导电性和散热效果。本发明中的L型电极支座1、环状扁铜支架3、电极5、水冷铜管8、均由高温导热性能良好的紫铜材料制成。将水冷铜管8通过氧焊与环状扁铜支架3相连后，在高温试验中通过流动的冷却水和各紫铜质部件的快速导热特性给石英灯管4的电极5降温，以避免由高温引起石英灯管4的真空密闭损坏，提高了高速飞行器高温试验装置的可靠性和安全性。本发明中的环形陶瓷定位架10由可耐1400°C高温的轻质陶瓷纤维硬板制成，该材料重量轻、机械加工性能良好，可方便地制成带有定位圆孔11的环形陶瓷定位架10的形状。环形陶瓷定位架10安装在大型高速飞行器圆壳体结构9的中部，由耐高温轻质陶瓷纤维板制成的环形陶瓷定位架10在高温下不会变形，可保持环形加热结构在高温试验中的几何稳定性。本发明中为石英灯管4的长度比大型高速飞行器圆壳体结构9的总长度长出0.5米，即大型高速飞行器圆壳体结构9的长度为2米，石英灯管4的长度为2.5米。安装时石英灯管4比大型高速飞行器圆壳体结构9两端各长0.25米，使得工作时大型高速飞行器圆壳体结构9的边界区域也能充分受热，避免了试验件边界温度场的不均匀性。本发明中石英灯管4的直径为14-16_，相对于石英灯管4的2.5米的总长度来说其“直径/长度”比很小，因此可以制成由大量石英灯管4密集排列的非分段式环形加热装置，提高了温场的均匀性。本发明中所述的大型高速飞行器内舱结构非分段式高温热试验装置，避免了分区拼接加热方式造成的大型弹体温度场的峰谷变化，提高了大型弹体结构试验温度分布的均匀性、真实性和安全可靠性。为研究大型高速飞行器内舱结构的高温特性和热防护性能提供了重要的试验手段。该项技术具有重要的军事工程应用价值。本发明未详细阐述部分属于本领域公知技术。
权利要求
1.大型高速飞行器圆壳体结构内壁非分段式高温热试验装置，其特征在于包括:L型电极支座(I)、环状扁铜支架(3)、石英灯管(4)、电极(5)、金属压片(6)、水冷铜管(8)、大型高速飞行器圆壳体结构(9)、环形陶瓷定位架(10)、和定位圆孔(11);所述L型电极支座(I)由紧固螺丝(2)固定在环状扁铜支架(3)上，石英灯管(4)两端的电极(5)由金属压片(6)和锁紧螺栓(7)紧压在L型电极支座(I)上；环状扁铜支架(3)的内侧焊有中空的水冷铜管(8)，在高速飞行器高温气动热模拟试验时水冷铜管(8)中流过冷却水；大型高速飞行器圆壳体结构(9)套装在由石英灯管(4)和环状扁铜支架(3)组成的环形加热装置的外部，石英灯管(4)通电发热后给大型高速飞行器圆壳体结构(9)的内壁加热；石英灯管(4)穿过环形陶瓷定位架(10)上的定位圆孔(11)，防止试验过程中石英灯管(4)中部的下垂变形。
2.根据权利要求1所述的大型高速飞行器圆壳体结构内壁非分段式高温热试验装置，其特征在于:所述金属压片(6)由不锈钢片制成，厚度为0.3-0.5mm，具有弹性力，通过锁紧螺栓(7)将电极(5)紧压在L型电极支座(I)上，允许电极(5)出现小范围的转动和平移。
3.根据权利要求1所述的大型高速飞行器圆壳体结构内壁非分段式高温热试验装置，其特征在于:所述电极(5)做成矩形截面形状，有利于增大电极(5)和L型电极支座(I)的接触面积，提高电极(5)的导电性和散热效果。
4.根据权利要求1所述的大型高速飞行器圆壳体结构内壁非分段式高温热试验装置，其特征在于:所述L型电极支座(I)、环状扁铜支架(3)、电极(5)、水冷铜管(8)均由高温导热性能良好的紫铜材料制成。
5.根据权利要求1所述的大型高速飞行器圆壳体结构内壁非分段式高温热试验装置，其特征在于:所述水冷铜管(8)通过氧焊与环状扁铜支架(3)相连，在高温试验中通过流动的冷却水和各紫铜部件的快速导热特性给石英灯管(4)的电极(5)降温，以避免由高温引起石英灯管(4)的真空密闭损坏。提高高速飞行器高温试验的可靠性和安全性。
6.根据权利要求1所述的大型高速飞行器圆壳体结构内壁非分段式高温热试验装置，其特征在于:所述环形陶瓷定位架(10)由可耐1400°C高温的轻质陶瓷纤维硬板制成，环形陶瓷定位架(10)环向加工有等距的定位圆孔(11)。
7.根据权利要求1所述的大型高速飞行器圆壳体结构内壁非分段式高温热试验装置，其特征在于:所述石英灯管(4)的长度为2.5米，直径为14-16mm。
全文摘要
大型高速飞行器圆壳体结构内壁非分段式高温热试验装置，包括L型电极支座、环状扁铜支架、石英灯管、电极、金属压片、水冷铜管、大型高速飞行器圆壳体结构、环形陶瓷定位架、定位圆孔。本装置可实现2米长大型高速飞行器内舱结构非分段式高温热试验，避免了分区拼接加热方式造成的大型弹体温度场的波浪形峰谷变化，提高了大型弹体结构试验温度分布的均匀性、真实性和安全可靠性。为研究大型高速飞行器内舱结构的高温特性和热防护性能提供了重要的试验手段。
文档编号G01M13/00GK103163173SQ20131008414
公开日2013年6月19日 申请日期2013年3月15日 优先权日2013年3月15日
发明者吴大方, 赵寿根, 潘兵, 王杰, 吴爽 申请人:北京航空航天大学