专利名称：导弹高温气动热试验弹体前表面温度的非接触式红外测量装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及导弹高温气动热试验弹体前表面温度的非接触式红外测量装置。
背景技术：
出于突防、反导、高空高速侦察等方面的需要，导弹等飞行器的飞行速度越来越快， 飞行马赫马赫数为8-9的高超音速巡航导弹弹翼前缘温度将超过120(TC，由于钛合金和 高温合金等金属材料在超过80(TC时其变形量明显增大，金属外壳的变形会严重影响导 弹弹体的气动外形和飞行轨迹。解决这一问题的新的发展方向为采用高温下变形量较小
的高温陶瓷或碳纤维复合材料作为导弹弹头或战斗部的外壳材料。导弹高速飞行时，其 壳体外表面温度的动态变化量是研究壳体材料是否能抵抗高速飞行时的高温瞬态热冲 击的关键参数，测量与记录在高速热流场中，导弹外表面温度的瞬变过程的工作，对于 导弹飞行器的热防护与安全设计具有非常重要的实际意义。
使用测温传感器热电偶测量导弹表面温度时，测温传感器热电偶须焊接或粘接在导 弹壳体表面。由于高温陶瓷和碳纤维复合材料导弹外壳是由非金属材料制成，不能像金 属材料那样能将测温热电偶直接点焊在壳体表面上。而是要将测温热电偶粘接在非金属 材料壳体表面上，由于粘接层覆盖在测温热电偶的前端感温部上，并且粘接层具有一定 的厚度，影响热传导速度，测温热电偶不能立即反应出壳体表面温度的急速变化。另外， 金属材料的测温传感器与非金属材料的高温陶瓷和碳纤维复合材料导弹外壳的热膨胀 系数相差很大，在受到高温时，因膨胀量的巨大差异，若采用粘接方式，高温热冲击试 验中经常出现测温传感器与非金属碳纤维复合材料外壳脱胶分离的情况，以至造成表面 温度测量不准确的情况。
高温陶瓷和碳纤维复合材料导弹弹头或战斗部外壳的价格非常昂贵，在上千度的高 温条件下，由于存在热烧蚀、热变形和热损坏，对同一导弹外壳往往不能重复进行多次 高温试验，每次试验得到的测试数据都极为宝贵。因此，必须设计使用新的非接触式温 度测量方式，来测量与记录导弹高温热冲击试验过程中，高温陶瓷或碳纤维复合材料等 非金属材料导弹外壳表面温度场的高速变化情况。
非接触式红外测温方式通过红外瞄准镜头接收物体表面发射的红外光波，可以测量 高达至300(TC的温度环境。由于不与被测物体直接接触，能够避免高温条件下粘接测温 热电偶与试验件表面脱胶分离造成的试验失败。但是，在进行导弹外壳高温气动热模拟试验时，由密集排列的红外辐射热源阵列给导弹外壳前表面加热，而红外辐射热源阵列 的温度要高于被加热的导弹外壳前表面的温度。若要使用非接触式红外测温仪器测量导 弹外壳前表面的温度，由于在导弹外壳前表面和红外测温仪的光学镜头之间隔着温度更 高的红外辐射热源阵列，导弹外壳前表面发出的红外信号被温度更高的红外辐射热源阵 列信号干扰或遮蔽，此时非接触式红外测温仪器接收的不是单纯的导弹外壳前-表面发出 的红外光线，造成非接触式红外测温装置测不准导弹外壳前表面温度的结果。要想将非 接触式红外测量应用于导弹气动热模拟试验弹体前表面温度的测量，就必须设法解决试 验中导弹外壳前表面红外光波能够直接传递到测温镜头这一的关键问题。
在导弹高温热辐射试验中为了使弹体前表面温度场分布均匀，弹体外围的红外辐射 热源阵列需要密集排列，发热元件之间的间距很小。而非接触式红外测温的光线接收镜 头的直径较大， 一般有20mm-50咖粗。若将密集排列红外辐射热源阵列空出一个大的通 光区域，势必会影响到被辐射的弹体前表面温度场的均匀性。因此，新设计的水冷式弹 体前表面红外光线抗混叠引导装置的前端在穿过红外辐射热源阵列时的尺寸要尽量小， 以保证其红外辐射热源阵列不出现大的空缺，保证被辐射的弹体前表面温度场的均匀 性。同时红外光线抗混叠引导装置的穿过红外辐射热源阵列的部位要能抗受并隔离红外 辐射热源阵列发出的130(TC-150(TC的高温。
但目前国内外尚未发现有相关技术的报道。
发明内容
本发明的技术解决问题是克服现有技术的不足，提供一种确定导弹气动热模拟试 验弹体前表面温度的非接触式红外测量装置，该装置能够使弹体前表面温度发出的红外
光波穿过温度更高的高达1300。C-150(TC的高温辐射加热区域，直接达到非接触式红外 测温仪的接收镜头，避免比弹体温度更高的红外辐射热源阵列光场对导弹前表面发出的 红外光线造成混叠干扰，使红外测温仪能够对弹导弹壳体前表面的高温动态变化进行测 量。
本发明的技术解决方案是导弹高温气动热试验弹体前表面温度的非接触式红外测 量装置包括镍基不锈钢锥型水冷式红外光线抗混叠引导管、钨基锥型红外光线引导头、 水冷管入口、水冷管出口、红外测温仪和计算机；镍基不锈钢锥型水冷式红外光线抗混 叠引导管上焊接有水冷管入口和水冷管出口；钨基锥型红外光线引导头与镍基不锈钢锥 型水冷式红外光线抗混叠引导管由镍基焊口连接成一体，使镍基不锈钢锥型水冷式红外 光线抗混叠引导管和钨基锥型红外光线引导头的中心线处于同一轴线上；钨基锥型红外
光线引导头和镍基不锈钢锥型水冷式红外光线抗混叠引导管的内部构成一可通过红外光线的锥型通光管道；镍基不锈钢锥型水冷式红外光线抗混叠引导管由第一调整支架支 撑，红外测温仪通过第二支架支撑，调整第一调整支架和第二支架的高度，使红外测温 仪中的红外测温镜头和镍基不锈钢锥型水冷式红外光线抗混叠引导管的中心线同轴；钩 基锥型红外光线引导头穿过比导弹弹体前表面温度更高的红外辐射热源阵列，使得导弹 弹体前表面的红外光线可直接通过钨基锥型红外光线引导头与镍基不锈.#1锥型水冷式 红外光线抗混叠引导管内部构成的锥型通光管道照射到红外测温仪的红外测温镜头上， 再由计算机的实时处理，得到导弹气动热模拟试验中导弹弹体前表面的高温动态变化 量。
本发明的原理在模拟导弹等飞行器高速飞行的高温气动热冲击试验中，当由密集 排放的石英加热管组成的红外辐射热源阵列按照热流曲线对导弹弹体前表面进行辐射
加热时，导弹弹体前表面会被加热到上千度。由导弹弹体前表面一个直径约2nim的很小 区域发出的红外光线可通过钨基锥型红外光线引导头和镍基不锈钢锥型水冷式红外光 线抗混叠引导管中心线处的锥型通光管道直接照射到红外测温镜头，屏蔽了温度更高的 红外辐射热源阵列对导弹弹体前表面发出的红外光线的混叠干扰。导弹弹体前表面的红 外温度信号经过红外测温仪与计算机的实时处理，得到导弹气动热模拟试验中导弹弹体 前表面的高温动态变化量。
需要穿过高达130CTC-1500'C的红外辐射热源阵列的钨基锥型红外光线引导头使用 了耐温320(TC的金属钨制做，其高温变形量很小。使用金属钨制做钨基锥型红外光线引 导头可以长时间、安全地应用于周围高达1300'C-150(TC的高温热环境。使非接触式红 外测温方式能够在模拟8-9的高飞行马赫数条件下产生的高温环境中对弹体前表面的温 度进行准确的测量。为了降低锥型水冷式红外光线抗混叠引导管的温度以确保在高温环 境下工作的可靠性，镍基不锈钢锥型水冷式红外光线抗混叠引导管被设计成双层管状 壁结构，通过水冷管入口和水冷管出口使锥型水冷式红外光线抗混叠引导管在工作时内 部流过循环冷却水，以保证镍基不锈钢锥型水冷式红外光线抗混叠引导管在高温下不产 生大变形。
鸽基锥型红外光线引导头和镍基不锈钢锥型水冷式红外光线抗混叠引导管使用镍 基焊缝连接成同心体，其内部构成的锥型通光管道为中空的直径一端小、另一端大的锥 型通光管道，直径大的一端对着的红外测温镜头的光路焦点正好汇聚到导弹弹体前表面 上，导弹弹体前表面上红外光发射区域的有效直径可以小到2mm。
钩基锥型红外光线引导头较大的一端的外径可以小于9mm,使钨基锥型红外光线引
导头穿过红外辐射热源阵列(14)的空缺部很窄小，减少由于安装钨基锥型红外光线引导头对被辐射的弹体前表面温度场均匀性的影响。 本发明与现有技术相比的有益效果是
(1) 在模拟导弹高超音速飞行的高温瞬态气动热冲击试验中，设计了在弹体表面和 红外测温仪接收镜头之间安装由耐高温、小直径钨基锥型红外光线引导头与锥型水冷式 红外光线抗混叠引导管构成锥型通光管道，使导弹外壳前表面的小尺寸点状区域发出的
红外光线直接穿越温度更高的130CTC-150(TC的红外辐射热源阵列加热区域到达红外测 温仪的接收镜头，避免温度更高的红外辐射热源阵列对导弹前表面的红外光线产生混叠 干扰，使红外测温仪能够对弹导弹壳体前表面的高温动态变化进行准确的测量。
(2) 为了使弹体前表面红外光线在穿过红外辐射热源阵列时的尺寸尽量小，使红 外輻射热源阵列不出现大的空缺，钨基锥型红外光线引导头和锥型水冷式红外光线抗混 叠引导装置设计成中空的一端小、 一端大的锥型光路透射域，调整红外测温仪接收镜头 与导弹前表面之间的距离，使红外测温仪的直径较粗的接收镜头(20mm-50mm)的光路焦 点正好汇聚到导弹前表面上，同样也形成一端小、 一端大的锥型接收光路。导弹前表面 上红外光发射区域的有效直径可以小到2mm。因此，穿过红外辐射热源阵列的钨基锥型 红外光线引导头的直径可以做得很小，使红外辐射热源阵列的空缺部很窄小，减少了由 于要安装钨基锥型红外光线引导头对被辐射的弹体前表面温度场均匀性的影响。
(3) 像耐高温的钛合金、高温合金钢、镍基不锈钢等金属材料一般能够在80(TC的 环境下工作，但高温时变形量很大。而金属钨可以在320(TC的高温下使用，其高温变形 量很小。使用金属钨制做钨基锥型红外光线引导头可以长时间、安全地应用于周围高达 130(TC-150(TC的高温红外辐射热源阵列环境。使本发明的非接触式红外测温方式能够 在模拟8-9的高飞行马赫数条件下产生的高温环境中可靠地工作。
(4)本发明装置结构简洁，使用方便，为导弹等高速飞行器的高温热强度校核与安 全防护设计提供可靠的依据。
图l为本发明的结构示意图2为本发明的的结构侧视示意图3为本发明的结构顶视示意图。
具体实施例方式
如图l、图2和图3所示，本发明由镍基不锈钢锥型水冷式红外光线抗混叠引导管 1、鸽基锥型红外光线引导头2、水冷管入口 3、水冷管出口 4、第一支架7、红外测温 镜头8、红外测温仪9、第二支架10与计算机11组成。镍基不锈钢锥型水冷式红外光线抗混叠引导管1上焊接有水冷管入口 3和水冷管出口 4。钩基锥型红外光线引导头2 与不锈钢锥型水冷式红外光线抗混叠引导管1由镍基焊口 5连接成一体，使镍基不锈钢 锥型水冷式红外光线抗混叠引导管1和钨基锥型红外光线引导头2的中心线处于同一中 轴线上。钨基锥型红外光线引导头2和镍基不锈钢锥型水冷式红外光线抗混叠引导管1 的内部有一可通过红外光线的锥型通光管道6。调整第一支架7和第二支架10的高度， 使红外测温镜头8和镍基不锈钢锥型水冷式红外光线抗混叠引导管1的中心线同轴，使 得导弹弹体13前表面的红外光线可直接通过钨基锥型红外光线引导头2与镍基不锈钢 锥型水冷式红外光线抗混叠引导管1内部的锥型通光管道6发射到红外测温仪9的红外 测温镜头8上，红外测温仪9可迅速感知导弹表面的高速温度变化信号，通过计算机ll
自动记录和计算出高速热冲击试验过程中导弹壳体前表面的高温动态变化曲线。
在模拟导弹等飞行器高速飞行的高温气动热冲击试验中，当由密集排列的石英加热
管组成的红外辐射热源阵列按照热流曲线对导弹弹体13前表面
进行辐射加热时，导弹弹体13前表面会被快速加热到上千度。由导弹弹体13前表面一 个很小的区域(直径约2mm)发出的红外光线可通过钨制锥型红外光线引导头2和镍基 不锈钢锥型水冷式红外光线抗混叠引导管l中心线处的锥型通光管道6直接发送到红外 测温镜头8上，避免了温度更高的红外辐射热源阵列14对导弹弹体13前表面发出的红 外光线的混叠干扰。导弹弹体13前表面的红外温度信号经过红外测温仪9与计算机11 的实时处理，得到气动热模拟试验中导弹弹体13前表面的高温动态变化量曲线。
为了降低镍基不锈钢锥型水冷式红外光线抗混叠引导管1的温度以确保在高温环境 下工作的可靠性，镍基不锈钢锥型水冷式红外光线抗混叠引导管l被设计成双层管状壁 结构，由镍基不锈钢薄板制成内外两层锥型管并焊接而成，形成一个中空夹层。通过水 冷管入口3和水冷管出口4使镍基不锈钢锥型水冷式红外光线抗混叠引导管1在工作时， 其夹层内部流过循环冷却水，以保证镍基不锈钢锥型水冷式红外光线抗混叠引导管l在 高温下不产生大的变形。
本发明能在模拟相当于飞行速度高达6-8个马赫数，红外辐射热源阵列产生1300 'C-1500'C的高温条件下工作，并有效地避免了温度狠高的红外辐射热源阵列对导弹前 表面的红外光线产生混叠干扰，使导弹高温气动热试验弹体前表面的测温结果准确、可 靠。
权利要求
1、导弹高温气动热试验弹体前表面温度的非接触式红外测量装置，其特征在于包括镍基不锈钢锥型水冷式红外光线抗混叠引导管(1)、钨基锥型红外光线引导头(2)、水冷管入口(3)、水冷管出口(4)、红外测温仪(9)和计算机(11)；镍基不锈钢锥型水冷式红外光线抗混叠引导管(1)上焊接有水冷管入口(3)和水冷管出口(4)；钨基锥型红外光线引导头(2)与镍基不锈钢锥型水冷式红外光线抗混叠引导管(1)由镍基焊口(5)连接成一体，使镍基不锈钢锥型水冷式红外光线抗混叠引导管(1)和钨基锥型红外光线引导头(2)的中心线处于同一轴线上；钨基锥型红外光线引导头(2)和镍基不锈钢锥型水冷式红外光线抗混叠引导管(1)的内部构成一可通过红外光线的锥型通光管道(6)；镍基不锈钢锥型水冷式红外光线抗混叠引导管(1)由第一调整支架(7)支撑，红外测温仪(9)通过第二支架(10)支撑，调整第一调整支架(7)和第二支架(10)的高度，使红外测温仪(9)中的红外测温镜头(8)和镍基不锈钢锥型水冷式红外光线抗混叠引导管(1)的中心线同轴；钨基锥型红外光线引导头(2)穿过比导弹弹体(13)前表面温度更高的红外辐射热源阵列(14)，使得导弹弹体(13)前表面的红外光线可直接通过钨基锥型红外光线引导头(2)与镍基不锈钢锥型水冷式红外光线抗混叠引导管(1)内部构成的锥型通光管道(6)照射到红外测温仪(9)的红外测温镜头(8)上，再由计算机(11)的实时处理，得到导弹气动热模拟试验中导弹弹体前表面的高温动态变化量。
2、 根据权利要求1所述的导弹高温气动热试验弹体前表面温度的非接触式红外测 量装置，其特征在于所述的钨基锥型红外光线引导头(2)的材料为可耐3200'C高温 的金属钨。
3、 根据权科要求1所述的导弹高温气动热试验弹体前表面温度的非接触式红外测 量装置，其特征在于所述的钨基锥型红外光线引导头(2)和镍基不锈钢锥型水冷式 红外光线抗混叠引导管(1)内部构成的锥型通光管道(6)为中空的直径一端小、另一 端大的锥型通光管道，直径大的一端对着的红外测温镜头(8)的光路焦点正好汇聚到 导弹弹体(13)前表面上，导弹弹体(13)前表面上红外光发射区域的有效直径可以小 至lj 2mm。
4、 根据权利要求1所述的导弹高温气动热试验弹体前表面温度的非接触式红外测 量装置，其特征在于所述的钨基锥型红外光线引导头(2)较大的一端的外径小于9mro。
5、 根据权利要求1所述的导弹高温气动热试验弹体前表面温度的非接触式红外测量装置，其特征在于所述的钨基锥型红外光线引导头(2)和不锈钢锥型水冷式红外 光线抗混叠引导管(1)使用镍基悍缝连接成同心体。
6、根据权利要求1所述的导弹高温气动热试验弹体前表面温度的非接触式红外测 量装置，其特征在于所述的不锈钢锥型水冷式红外光线抗混叠引导管(1)为双层管 状结构。
全文摘要
导弹高温气动热试验弹体前表面温度的非接触式红外测量装置，包括锥型水冷式红外光线抗混叠引导管、钨基锥型红外光线引导头、水冷管、红外测温仪与计算机、在模拟导弹高超音速飞行的高温瞬态气动热冲击试验中，设计了在弹体表面和红外测温仪接收镜头之间安装由耐高温、小直径钨基锥型红外光线引导头与锥型水冷式红外光线抗混叠引导管构成锥型通光管道，使导弹外壳前表面的小尺寸点状区域发出的红外光线直接穿越温度更高的红外辐射热源阵列加热区域到达红外测温仪的接收镜头。本发明能在红外辐射热源阵列产生1300℃-1500℃的高温条件下工作，并有效地避免了温度狠高的红外辐射热源阵列对导弹前表面的红外光线产生混叠干扰，使导弹高温气动热试验弹体前表面的测温结果准确、可靠。
文档编号G01J5/02GK101598602SQ20091008925
公开日2009年12月9日 申请日期2009年7月10日 优先权日2009年7月10日
发明者吴大方, 杨嘉陵, 飞 苏, 赵寿根, 高镇同 申请人:北京航空航天大学