一种全尺寸高超声速飞行器多温区结构热试验方法及系统

本发明涉及航天航空地面模拟试验，特别是一种全尺寸高超声速飞行器多温区结构热试验方法及系统。

背景技术：

1、高超声速飞行器作为新一代军事作战平台，突显其高空、高超速、全球化等优势。高超声速飞行器具有超过5马赫数的飞行速度，伴随高超声速流动，从而造成气动热、气动力等综合载荷问题。

2、高超声速飞行器因气动布局、飞行攻角的差异，使得其热环境具有非均匀性。另外，无指向性温度因素和时间历程的存在，需满足全尺寸的要求。因此，如何正确设计高超声速飞行器地面模拟试验成为难题，需要满足模拟环境的复杂性、非均匀、天地等效等要求。

技术实现思路

1、鉴于上述全尺寸高超声速飞行器多温区结构热试验方法及系统中存在的问题，提出了本发明。

2、因此，本发明所要解决的问题在于如何提高高超声速飞行器地面模拟试验的模拟精度。

3、为解决上述技术问题，本发明第一个目的是提供一种全尺寸高超声速飞行器多温区结构热试验方法，其包括，根据飞行器的气动布局和飞行环境，通过有限元仿真对所述飞行器的气动热环境进行预示；根据所述气动热环境的预示结果确定加热元件及其结构布局；根据所述气动热环境的预示结果和所述加热元件的结构布局对所述飞行器表面进行温区划分；根据划分的所述温区确定所述温区中传感器的种类和安装位置，进而搭建飞行器多温区结构热试验平台进行试验。

4、作为本发明所述全尺寸高超声速飞行器多温区结构热试验方法的一种优选方案，其中：所述飞行器的气动布局的种类包括升力体、翼身组合体、乘波体、轴对称旋成体。

5、作为本发明所述全尺寸高超声速飞行器多温区结构热试验方法的一种优选方案，其中：所述飞行环境包括所述飞行器的飞行海拔高度、飞行时间、飞行攻角、飞行马赫数、环境温度、环境声速、环境压强，以及环境密度。

6、作为本发明所述全尺寸高超声速飞行器多温区结构热试验方法的一种优选方案，其中：所述气动热环境的参数包括所述飞行器表面各区域的峰值温度、温度区间，以及温度变化速率。

7、作为本发明所述全尺寸高超声速飞行器多温区结构热试验方法的一种优选方案，其中：所述加热元件的确定方法包括对不同规格的石英灯进行单一电热特性测试，选取峰值温度最高和升温速率最大的石英灯作为所述加热元件。

8、作为本发明所述全尺寸高超声速飞行器多温区结构热试验方法的一种优选方案，其中：所述加热元件的结构布局方式包括圆周型和平板型，将所述圆周型布置在所述飞行器的高温区域，将所述平板型布置在所述飞行器的低温区域。

9、作为本发明所述全尺寸高超声速飞行器多温区结构热试验方法的一种优选方案，其中：在进行所述飞行器表面温区划分时，在所述飞行器无攻角的情况下根据所述飞行器自身的不同区域将温区划分为驻点温区、弹头部温区、过渡段温区以及弹体部温区，在所述飞行器有攻角的情况下根据所述飞行器的迎风面和背风面将温区划分为第一迎风温区、第二迎风温区、第三迎风温区、第一背风温区、第二背风温区、第三背风温区。

10、作为本发明所述全尺寸高超声速飞行器多温区结构热试验方法的一种优选方案，其中：根据所述有限元仿真的温度云图，确定不同温区的峰值温度位置，将所述传感器安装在所述峰值温度位置。

11、本发明的另一个目的是提供一种全尺寸高超声速飞行器多温区结构热试验系统，该系统基于飞行器多温区结构热试验，包括飞行器；加热单元，包括加热元件，所述加热元件用于对所述飞行器进行加热；采集单元，包括温度传感器，布置在所述飞行器的各个表面，用于采集所述飞行器各个表面的温度；控制单元，包括耦合模块，所述耦合模块用于耦合所述飞行器各个表面的温度。

12、作为本发明所述全尺寸高超声速飞行器多温区结构热试验系统的一种优选方案，其中：所述加热元件为石英灯，采用圆周型和/或平板型布置在所述飞行器的各个区域。

13、本发明有益效果为：本发明首先解决了常规高超声速飞行器结构热试验存在单一变量设计问题，无法实现高超声速飞行器非均匀热环境的精确模拟；其次解决了结构热试验温区划分，无法满足试验要求，容易造成欠试验的后果。

技术特征：

1.一种全尺寸高超声速飞行器多温区结构热试验方法，其特征在于：包括，

2.如权利要求1所述的全尺寸高超声速飞行器多温区结构热试验方法，其特征在于：所述飞行器的气动布局的种类包括升力体、翼身组合体、乘波体、轴对称旋成体。

3.如权利要求2所述的全尺寸高超声速飞行器多温区结构热试验方法，其特征在于：所述飞行环境包括所述飞行器的飞行海拔、飞行时间、飞行攻角、飞行马赫数、环境温度、环境声速、环境压强，以及环境密度。

4.如权利要求3所述的全尺寸高超声速飞行器多温区结构热试验方法，其特征在于：所述气动热环境的参数包括所述飞行器表面各区域的峰值温度、温度区间，以及温度变化速率。

5.如权利要求4所述的全尺寸高超声速飞行器多温区结构热试验方法，其特征在于：所述加热元件的确定方法包括对不同规格的石英灯进行单一电热特性测试，选取峰值温度最高和升温速率最大的石英灯作为所述加热元件。

6.如权利要求5所述的全尺寸高超声速飞行器多温区结构热试验方法，其特征在于：所述加热元件的结构布局方式包括圆周型和平板型，将所述圆周型布置在所述飞行器的高温区域，将所述平板型布置在所述飞行器的低温区域。

7.如权利要求6所述的全尺寸高超声速飞行器多温区结构热试验方法，其特征在于：在进行所述飞行器表面温区划分时，在所述飞行器无攻角的情况下根据所述飞行器自身的不同区域将温区划分为驻点温区、弹头部温区、过渡段温区以及弹体部温区，在所述飞行器有攻角的情况下根据所述飞行器的迎风面和背风面将温区划分为第一迎风温区、第二迎风温区、第三迎风温区、第一背风温区、第二背风温区、第三背风温区。

8.如权利要求7所述的全尺寸高超声速飞行器多温区结构热试验方法，其特征在于：根据所述有限元仿真的温度云图，确定不同温区的峰值温度位置，将所述传感器安装在所述峰值温度位置。

9.一种全尺寸高超声速飞行器多温区结构热试验系统，其特征在于，基于如权利要求1~8任一所述的全尺寸高超声速飞行器多温区结构热试验方法所搭建，包括：

10.如权利要求9所述的全尺寸高超声速飞行器多温区结构热试验系统，其特征在于：所述加热元件为石英灯，采用圆周型和/或平板型布置在所述飞行器的各个区域。

技术总结
本发明公开了一种全尺寸高超声速飞行器多温区结构热试验方法及系统，涉及航天航空地面模拟试验领域，全尺寸高超声速飞行器多温区结构热试验方法包括根据飞行器的气动布局和飞行环境，通过有限元仿真对所述飞行器的气动热环境进行预示；根据所述气动热环境的预示结果确定加热元件及其结构布局；根据所述气动热环境的预示结果和所述加热元件的结构布局对所述飞行器表面进行温区划分；根据划分的所述温区确定所述温区中传感器的种类和安装位置，进而搭建飞行器多温区结构热试验平台进行试验。本发明解决了常规飞行器结构热试验存在单一变量设计问题，无法实现飞行器非均匀热环境的精确模拟；解决了结构热试验温区划分，无法满足试验要求的问题。

技术研发人员：吕筱东,张广明,陆超,周小熊,史志寒
受保护的技术使用者：南京工业大学
技术研发日：
技术公布日：2024/5/8