一种高速飞行器舱内精细热考核试验系统及方法与流程

本发明属于热环境考核试验技术领域，尤其涉及一种高速飞行器、舱内有高温发热源的精细热考核试验系统及方法。

背景技术：

目前高速飞行器舱内环境呈现以下特点：(1)防热/隔热材料轻、薄，舱内热问题突出；(2)舱内设备承受多重热源，包括飞行器表面气动加热、电池/发动机喷管等高温热源对各设备的辐射热、各设备自身发热等，在气动加热、舱内辐射、对流、三维传热现象相互耦合，共同影响承载结构、舱内设备的温度；(3)舱内空间十分狭小，设备、电缆等排布十分紧凑，部分设备、电缆与高温热源间的距离仅有几毫米，超温风险极大。随着飞行马赫数提高、飞行时间增长、舱内设备/电池/发动机工作时间加长，整个飞行器舱内热环境十分严酷，很多部件的温度都卡在许用边界上。为了释放风险，不仅需要对高速飞行器开展舱段级热考核试验，而且迫切需要精细热考核。

飞行器设计时为了降低舱内热的风险，通常通过增加防热/隔热材料的厚度，给设备创造最高80℃的环境温度保障，此时舱内热的问题并不突出，结构承载、设备、热源间的耦合影响很小，因此在开展舱段级热考核试验时，通常利用石英灯加热设备，可直接采用解耦的结构承载温度进行闭环控制的方式，解耦的结构承载温度通常采用以下方式获取：利用一维传热分析方法，将结构承载内表面设置为绝热边界条件，不考虑结构承载与舱内部件间的耦合换热。但是目前高速飞行器追求结构轻量化、舱内空间利用最大化，要求防热/隔热材料既轻又薄，这样造成舱内不但热环境严酷，而且结构承载与热源间温度耦合影响大，此时在开展热考核试验时若再利用解耦的结构承载温度，就会出现过考核的情况，不满足真实性覆盖性的要求。另外，现有热考核试验主要是在真实舱段中进行，采用真实舱段成本高，而且烧蚀性热防护材料的舱段在试验过程中有大量黑烟排出，不能在模拟飞行压力的低压舱内开展精细考核，若在常压环境下开展试验，会引入额外的对流加热效应，试验出现过考核的情况。

基于以上情况，迫切需要发展一种高速飞行器舱内精细热考核的试验方法。

技术实现要素：

本发明的目的在于克服现有技术不足，提供了一种高速飞行器舱内精细热考核试验系统及方法，试验系统结构简单、成本低，高温环境模拟准确，通过开展空舱闭环温控调试，确定来自舱外的热量，再采用“开环定功率加热+舱内设备工作”的方式，模拟实际高热环境下设备按照既定剖面工作，解决在地面试验精细考核飞行状态舱内高温热环境的难题。

本发明解决上述技术问题采用的技术方案如下：

一种高速飞行器舱内精细热考核试验系统，包括至少一块高温热源壁面模拟件和石英灯加热器，所述高温热源壁面模拟件为薄壳结构，其内壁面与模拟的外围高温结构内壁面结构一致，且每个高温热源壁面模拟件包含至少一个加热面；所述石英灯加热器与加热面个数一致，每个石英灯加热器通过支架布置于一个高温热源壁面模拟件加热面外围；所述高温热源壁面模拟件的每个加热面中间位置设置控温点，所述高温热源壁面模拟件表面上还设置多个测量点。

进一步的，所述石英灯加热器与高温热源壁面模拟件外壁面保持3～10cm。

进一步的，所述高温热源壁面模拟件为2～4mm的金属薄壳。

进一步的，所述金属薄壳材料为铝合金、不锈钢或高温合金。

进一步的，所述多个高温热源壁面模拟件连接位置设置有隔热材料。

本发明还提供了一种高速飞行器舱内精细热考核试验方法，该方法包括以下步骤：

s1、准备试验模型，试验模型包括高温热源壁面模拟件和舱内设备；

s2、设置试验加热装置，在高温热源壁面模拟件加热面外设置石英灯加热器；

s3、在模拟飞行状态的低气压环境中，开展闭环温度调试试验；

调试模型为高温热源壁面模拟件组成的外围高温结构；

控温点位于高温热源壁面模拟件加热面中心区域，同时布置多个测量点；

利用石英灯加热器加热，使石英灯加热时控温点实际温度与飞行状态低气压环境的空舱温度一致，确定石英灯的加热功率；

s4、在模拟飞行状态的低气压环境中，采用开环定功率加热和舱内设备工作开展正式试验；

试验模型包含高温热源壁面模拟件、舱内设备；

保留高温热源壁面模拟件上的控温点、测量点，同时在控温点附近的设备及其它关注部位布置温度测点；

利用试验模型，在高温热源壁面模拟件上加载调试试验确定的石英灯加热功率，同时各舱内设备正常工作，测量高温热源壁面模拟件及各设备的温度；

s5、判断设备是否通过舱内高温热环境考核；

各设备若在高温环境下正常工作，各方面性能指标都满足飞行器上使用要求，则判断设备通过舱内高温热环境的考核，否则不通过舱内高温热环境考核。

进一步的，所述步骤s1中，舱内设备布局与飞行器上布局完全一致，高温热源壁面模拟件和舱内设备发射率与飞行器上完全一致；所述步骤s3中调试模型放置方向与飞行器上一致；所述步骤s4中试验模型放置位置与飞行器上一致。

进一步的，所述舱内设备布局包括设备安装位置、设备与高温热源壁面模拟件连接型式、设备与设备空气间隙、设备与高温热源壁面模拟件空气间隙、设备电缆出线。

进一步的，所述步骤s4还包括确保试验系统正常工作的步骤，调试试验采用的高温热源壁面模拟件上控温点、测量点的温度均记为t调试，正式试验测量的控温点、测量点的温度均为t正式，正式试验测量的设备表面温度t设备，当t设备＞t调试，t正式＞t调试时，试验系统正常工作。

本发明的有益效果：

(1)本发明提供的高速飞行器舱内精细热考核试验系统主要包括高温热源壁面模拟件、石英灯加热器，结构简单、成本低，高温环境模拟准确，适用于不同类型飞行器舱内环境热考核试验。

(2)本发明提供的高速飞行器舱内精细热考核试验方法，通过调试试验预先确定来自舱外的能量，结合正式试验确保耦合条件下设备在高温环境下工作，解决在地面试验精细考核飞行状态舱内高温热环境的难题，实现了飞行状态高温环境下对舱内系统的精细考核。

附图说明

所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例中高温热源壁面模拟件示意图；

图2为本发明实施例中高速飞行器舱内精细热考核试验系统示意图；

图3为本发明实施例中高速飞行器舱内精细热考核试验系统剖面图；

图4为本发明实施例中飞行状态低气压环境的空舱温度曲线，包括舱体和喷管；

图5为本发明实施例中温度测点温度曲线；

图6为本发明实施例中电池性能曲线。

其中，1为高温热源壁面模拟件，2为舱内设备，3为电缆，4为石英灯加热器，5为隔热材料。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的具体实施例进行详细说明。在下面的描述中，出于解释而非限制性的目的，阐述了具体细节，以帮助全面地理解本发明。然而，对本领域技术人员来说显而易见的是，也可以在脱离了这些具体细节的其它实施例中实践本发明。

在此需要说明的是，为了避免因不必要的细节而模糊了本发明，在附图中仅仅示出了与根据本发明的方案密切相关的舱内布置和/或处理步骤，而省略了与本发明关系不大的其他细节。

如图1～3所示，本发明提供的一种高速飞行器舱内精细热考核试验系统，包括至少一块高温热源壁面模拟件1和石英灯加热器4，所述高温热源壁面模拟件1为薄壳结构，其内壁面与模拟的外围高温结构内壁面结构一致，用于模拟舱体、喷管等放置舱内设备的外围高温结构，且每个高温热源壁面模拟件1包含至少一个加热面，加热面为接收石英灯辐射能量的壁面，对应高速飞行器真实的高温面；所述石英灯加热器4与加热面个数一致，每个石英灯加热器4通过支架对应布置于一个高温热源壁面模拟件加热面周围，且与模拟件外壁面保持3～10cm，保证加热面均匀；所述高温热源壁面模拟件1的每个加热面中间位置设置控温点，所述高温热源壁面模拟件1表面上还设置多个测量点，对温度进行测量。

待考核的舱内设备2置于至少一块高温热源壁面模拟件1组成的结构内，设备布局与飞行器上布局完全一致。

高温热源壁面模拟件为2～4mm的金属薄壳，金属材料可根据温度选择铝合金、不锈钢或高温合金材料等。高温热源壁面模拟件可以是多个，多个不同的模拟件共同组成完整的外围结构。当多个高温热源壁面模拟件之间不需要热传导时，多个高温热源壁面模拟件连接位置可以设置隔热材料5。

高温热源壁面模拟件用于模拟舱内壁面的温度，为舱内设备提供高温环境，一方面，其厚度越薄越能保证模拟件内外温差小，在试验过程中可以直接将控温点、测温点布置在模拟件外壁面，便于试验操作；另一方面，高速飞行器舱内温升速率大，模拟试验中对石英灯加热的功率要求较高，减少高温热源壁面模拟件的壁厚，能够降低石英灯加热功率。

石英灯加热器4包括多个均匀布置的石英灯，多个石英灯能够对加热面进行均匀加热。

本发明提供的一种高速飞行器舱内热环境考核试验方法，该方法通过模拟舱内设备面临的实际高温环境，设备在该高温环境下按照既定剖面工作，解决考核飞行状态舱内高温热环境下设备能否正常工作的难题，在飞行试验前提前释放风险，具有很好的科学意义与工程应用前景。

本发明一种用于高速飞行器舱内精细热考核试验方法，该方法包括以下步骤：

s1、准备试验模型，包括正式试验模型和调试模型。

正式试验模型包括高温热源壁面模拟件和舱内设备。高温热源壁面模拟件用于模拟舱体、喷管等放置舱内设备的外围高温结构，其内壁面与外围高温结构内壁面型面一致。舱内设备布局与飞行器上布局完全一致，包括设备安装位置、设备与高温热源壁面模拟件连接型式、设备与设备空气间隙、设备与高温热源壁面模拟件空气间隙、设备电缆出线等。并且高温热源壁面模拟件、舱内设备发射率与飞行器上完全一致。试验模型放置位置与飞行器上一致。

调试模型为不含设备的空舱，即由高温热源壁面模拟件组成的外围高温结构。

s2、设置试验加热装置，在高温热源壁面模拟件加热面外通过支架设置石英灯加热器，利用石英灯加热器对高温热源壁面模拟件加热面进行加热。

s3、在模拟飞行状态的低气压环境中，开展闭环温度调试试验。

调试模型放置方向与飞行器上一致。控温点位于高温热源壁面模拟件加热面中心区域，控温点用于确定石英灯加热功率；可同时布置多个测量点，测量点测量石英灯加热的温度均匀性。利用石英灯加热器加热，使控温点实际温度与飞行状态低气压环境的空舱温度一致，确定石英灯加热器的相关加热参数及加热功率，即来自舱外的热量。

由于模拟件比较薄，控温点、测量点设置在高温热源壁面模拟件内、外表面均可。

s4、在模拟飞行状态的低气压环境中，采用开环定功率加热和舱内设备工作开展正式试验。

试验模型包含高温热源壁面模拟件、舱内设备；保留高温热源壁面模拟件上的控温点、测量点，同时在控温点附近的设备及其它关注部位布置温度测点。设备上的温度测点优先焊接热电偶，若实际情况不允许采用焊接热电偶，可采用其它热电偶固定方式，但要求测温精度尽量高。利用正式试验模型，在高温热源壁面模拟件上加载调试试验确定的石英灯加热功率，同时各舱内设备正常工作，测量高温热源壁面模拟件及各舱内设备的温度。

同时确保试验系统正常工作：调试试验采用的高温热源壁面模拟件上控温点、测量点的温度均记为t调试，正式试验测量的控温点、测量点的温度均为t正式，正式试验测量的设备表面温度t设备，当t设备＞t调试，t正式＞t调试时，试验系统正常工作。

s5、判断设备是否通过舱内高温热环境考核：各设备在高温环境下正常工作，各方面性能指标都满足飞行器上使用要求，则判断设备通过舱内高温热环境的考核，否则不通过舱内高温热环境考核。

为了便于理解，下面通过一个具体实施例对上述试验方法进行说明：

步骤一：准备试验模型。

步骤1.1正式试验模型。

试验模型包括舱体模拟件、喷管模拟件、电池。要求：舱体、喷管模拟件为3mm的金属薄壳，根据温度舱体模拟件选用铝合金材料，喷管模拟件选用不锈钢材料。电池布局与飞行器上完全一致，包括安装位置、电池/电池空气间隙、电池/舱体空气间隙、电池/喷管空气间隙、电池电缆出线等，且电池与模拟件通过隔热垫连接；舱体、喷管模拟件、设备发射率与飞行器上完全一致；模型放置位置与飞行器上一致。

本实施例中，舱体模拟件、喷管模拟件连接位置增加隔热材料，避免两个模拟件之间相互传热。

步骤1.2调试试验模型。

调试模型为不含设备的空舱，即多个高温热源壁面模拟件，同时包括舱体模拟件、喷管模拟件及两个模拟件之间的隔热材料。

步骤二：设置试验加热装置，利用石英灯加热器对高温热源壁面模拟件加热面进行加热。

本实施例中，石英灯加热器的石英灯为条形结构，多根石英灯构成一组并通过支架置于舱体模拟件、喷管模拟件加热面周围，且与外壁面保持5cm，保证加热面均匀。舱体模拟件包括一个加热面，其加热面外设置一个石英灯加热器，喷管模拟件包括平直段加热面和扩张段加热面，每个加热面外设置一个石英灯加热器，每个石英灯加热器单独控制。

步骤三：采用闭环温控调试试验，确定石英灯相关加热功率，即来自舱外的热量。

步骤3.1确定温度测点的位置。

控温点位于舱体模拟件、喷管模拟件内表面，在各个加热面中心区域，同时在其它位置布置多个温度测量点，测量石英灯加热的温度均匀性±15℃。控温点、测量点采用焊接热电偶。

步骤3.2确定飞行状态低气压环境空舱温度

考虑飞行状态低气压环境空舱内耦合换热确定飞行状态低气压环境的空舱温度，如图4所示，该温度为调试试验舱体模拟件、喷管模拟件的控温点温度输入。

步骤3.3开展闭环温控调试试验，确定石英灯的相关加热参数。

在低气压环境中，开展闭环温控调试：石英灯同时对舱体模拟件、喷管模拟件加热，把飞行状态空舱的舱体模拟件、喷管模拟件温度作为控温点的输入，确定石英灯的加热功率、电压、比例、积分、微分等相关参数。

步骤四：利用“开环定功率加热+舱内设备工作”开展正式试验。

步骤4.1确定温度测点的位置。

保留舱体模拟件、喷管模拟件上的控温点、测量点，同时在控温点附近的电池及其它关注部位布置温度测点。本实施例中，在电池壳体中间靠近喷管模拟件一侧、电池壳体中间靠近舱体模拟件一侧、电池端框、电缆上设置温度测点，温度测点采用焊接热电偶。

步骤4.2利用“开环定功率加热+舱内设备工作”开展正式试验。

在低气压环境中，利用正式试验模型，在舱体模拟件、喷管模拟件上加载调试试验确定的石英灯加热器加热参数，同时各设备按照飞行剖面正常工作，测量舱体模拟件、喷管模拟件、电池壳体、电池端框、电缆的温度，如图5所示。

步骤4.3确保试验系统正常工作。

调试试验采用的喷管模拟件、舱体模拟件控温点的温度记为t调试(喷管模拟件)、t调试(舱体模拟件)、，正式试验测量的喷管模拟件控温点温度为t正式(喷管模拟件)，正式试验测量的电池温度为t电池(朝向喷管模拟件一侧)，当t电池(朝向喷管模拟件一侧)＞t调试(舱体模拟件)，t正式(喷管模拟件)＞t调试(喷管模拟件)时，试验系统正常工作。本次试验结果见表1：

表1试验温度表

调试试验时，喷管模拟件和舱体模拟件相互辐射换热。

正式试验时，舱体模拟件被电池遮挡，电池朝向喷管模拟件一侧与喷管模拟件间相互辐射换热，测量结果t电池(朝向喷管模拟件一侧)＞t调试(舱体模拟件)，代表正式试验电池朝向喷管模拟件一侧的辐射能力比调试试验舱体模拟件的辐射能力强，因此t正式(喷管模拟件)＞t调试(喷管模拟件)，该规律正常，表明试验系统正常工作。

步骤五：设备通过舱内热环境考核的判断。

电池在高温环境下正常工作，如图6所示，放电电压和放电电流指标都满足飞行器上使用要求，电池通过舱内高温热环境的考核。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。