一种气动相对压差分布与热模拟试验系统及其试验方法

本发明涉及高超声速飞行器气动相对压差与热模拟，特别涉及一种气动相对压差分布与热模拟试验系统及其试验方法。

背景技术：

1、在航天领域，随着临近空间高超声速飞行器的发展，对于高温防热材料的要求越来越高，比如飞行器以马赫数10飞行时，气体总温高达4000k以上，远高于现有金属、非金属材料的熔点，被动防热方案无法满足下一代高超声速飞行器热防护的需求。发汗冷却技术是目前新型的主动冷却试验技术之一，国际上在这方面进行了大量的基础研究工作，其通过将液体或气体冷却介质通入多孔介质材料的毛细孔，通过冷却介质输送到材料表面，利用相变或热阻塞效应带走热量，从而实现材料本身温度的降低，发汗冷却具有非常高的冷却效率。

2、高超声速飞行器飞行过程中会承受剧烈的气动加热，热防护系统必不可少，在真正投入使用前，高超声速飞行器必须进行热防护与热结构试验考核。目前，主要的测试方法是电弧、等离子体风洞考核、电感应加热或石英灯阵加热考核，这些传统热考核方法对被动防热方案是可行的，但对主动热防护，尤其发汗冷却的模拟程度是无法回答的，因为试验件的相对压差分布与高超声速飞行器上飞行时的相对压差分布不一致，导致不能真实地模拟高空环境中高超声速飞行器上气压分布对发汗冷却效果的影响。

3、中国公开专利cn207703750u《辐射加热-发汗冷却试验装置》，该装置可进行不同辐射热流条件下、不同冷却流量下的地面试验，不同试验参数连续可调，但是该装置依旧在试验中缺少了热气流的流动条件，不能真实地模拟高空环境中高超声速飞行器上气压分布对发汗冷却效果的影响。

技术实现思路

1、本发明针对现有技术存在的问题，提供一种气动相对压差分布与热模拟试验系统及其试验方法，本技术中提到的气动相对压差为高超声速飞行器上发汗压力与表面上气压之差，本技术模拟试验系统主要是为了保证在地面试验中试件上相对压差分布与高超声速飞行器飞行过程中的飞行器表面上相对压差分布一致，能够真实地模拟高空环境中高超声速飞行器表面上相对压差分布对试件上发汗冷却效果的影响。

2、为达到上述目的所采取的技术方案是：

3、一种气动相对压差与热模拟试验系统，其特征在于，包括热风系统、出流口组件、试验舱主体、冷却系统、供质系统以及补风系统，所述热风系统与试验舱主体之间通过出流口组件相连，出流口组件对从热风系统的热风进行收集以及对喷入试验舱主体内热风的角度位置与速度的调节以实现发汗压力与表面上气压之差（相对压差）的分布与飞行试验的气动相对压差分布一致，同时采用热风以保证发汗冷却气体不发生相变，所述热风系统与试验舱主体之间设有热风循环组件，热风循环组件对吹入试验舱主体内的热风引导回热风系统内，所述冷却系统与系统内的各个电子件均相连，对试验舱主体内试验件表面进行冷却降温的同时保证系统内电子件在高温环境下能够正常工作，所述供质系统与试验舱主体内的试验台相连，对试件进行发汗冷却，所述补风系统与试验舱主体相连，对试验舱主体处于负压状态时进行补风；

4、所述试验舱主体内设有试验台、试验台平移机构以及加热机构，所述试验台与试验台平移机构相连，试验台平移机构带动试验台沿试验台平移机构移动，所述加热机构设于试验台旁，加热机构对试验台上的试验件进行加热。

5、进一步的，所述试验台包括框架、防护板、静平台以及动平台；

6、所述防护板包围着框架进行设置，所述防护板根据包围框架的位置分为顶防护板、底防护板以及侧防护板，所述顶防护板上开设有安装槽，所述静平台设置于顶防护板上的安装槽处，所述静平台与顶防护板之间设有柔性隔热层，所述动平台与静平台之间通过安装架相连，所述动平台可进行水平面的调节。

7、进一步的，所述动平台为六自由度动平台，所述动平台的控制端设于底防护板上。

8、进一步的，所述底防护板上均匀布设有水冷散热片，所述侧防护板上设有水冷管接头，且分别与冷却系统以及水冷散热片相连。

9、进一步的，所述试验台平移机构包括第一导轨、第一驱动电机、第一链条以及第一移动滑板，所述第一驱动电机输出端与第一链条相连，所诉链条与导轨间相平行，所述移动滑板与链条之间固定相连，所述移动滑板与导轨之间滑动连接，所述移动滑板与试验台底部固定相连。

10、进一步的，所述加热机构包括水平移动组件、升降组件以及加热屏，所述升降组件通过第二移动滑板设于水平移动组件上，沿水平移动组件进行水平向的移动，所述加热屏通过第三移动滑板垂直设于升降组件上，沿升降组件进行竖直向的移动。

11、进一步的，所述加热屏由安装框以及多个均匀布设于安装框内的加热灯管组成，所述安装框外侧分别开设有冷却水进口以及冷却水出口，所述冷却水进口以及冷却水出口均与冷却系统相连。

12、进一步的，所述热风系统包括隔热式框架结构，所述隔热式框架结构内均匀开设有多个安装空间，每个安装空间内均设有变频热风机，每个所述变频热风机的出风口管道通过中间过渡管道与出流口组件分别单独对接。

13、进一步的，所述出流口组件包括安装箱体，所述安装箱体内均匀布设有和热风机配套设置的出流口管道，所述出流口管道与安装箱体之间设有前后调节组件以及角度调节组件，所述出流口管道前端转动设有球形喷头；

14、所述前后调节组件包括电动滑台，所述电动滑台的上滑板与出流口管道相连，出流口管道水平设于电动滑台的上滑板上，所述出流口管道由内套筒和外套筒组成，其中外套筒与电动滑台的上滑板之间固定连接，内套筒与电动滑台尾端固定段固定相连；

15、所述角度调节组件包括电动推杆，所述电动推杆设于电动滑台上滑板的下方，所述球形喷头的底部设有调节杆，所述电动推杆的输出端与调节杆之间转动连接。

16、进一步的，所述供质系统是由冷却剂、冷却剂箱、泵及控制系统组成。

17、本发明还公开了一种气动相对压差与热模拟试验系统的模拟试验方法，包括以下步骤：

18、步骤a：在进行模拟试验前，把带有压力传感器的标定试验件安装到试验舱主体内的试验台上，在冷风加载的情况下标定气压分布，通过调节出流口组件的风口方位以及风速来满足标定试验件上相对压差分布与高空环境中飞行试验的气动相对压差分布一致；

19、步骤b：将标定试验件换为真实试验件，并连接供质系统；

20、步骤c：通过加热机构对试验台上真实试验件进行加热，以达到表面温度要求，加热完毕后，将加热机构移开；

21、步骤d：供质系统给试验件提供一定压力的冷却剂,进行发汗冷却试验；同时，通过调节好的热风系统对真实试验件进行吹风，并根据要求测定的各种试验条件进行测试，并获取各种试验测试结果，即气动相对压差、发汗量与表面温度三者的关系，气动相对压差分布对表面温度的影响规律；

22、步骤e：在步骤b-d中，根据试验舱主体内的压力，通过补风系统对试验舱主体内的压力进行实时调节，以保证试验的安全性。

23、本发明所具有的有益效果为：

24、1.本发明系统内采用热风系统、出流口组件、供质系统以及试验舱主体内的加热机构和试验台的配合，实现了在地面试验中相对压差分布对试验件的发汗冷却影响，能够有效地模拟高空环境中高超音速飞行器发汗冷却的效果。

25、2.本发明出流口组件采用多个出流口管道相配合，且每个出流口管道均可以进行单独的调节角度与伸出距离，增加试验件上气压分布模拟真实性。

26、3.本发明系统中试验舱主体内的试验台中动平台采用六自由度动平台，能够有效的模拟试验件的各种飞行姿态。