空天飞机测试实验的全方程热流密度测控系统及测控方法与流程

1.本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及空天飞机测试实验的全方程热流密度测控系统及测控方法。


背景技术：

2.飞机热强度测试中，需进行地面热强度模拟试验，在该试验进行时，往往需要通过划分多个温区来模拟飞机不同结构的热场分布，而多个温区间通常会存在耦合干扰现象，同时由于飞机本身的高速机动性能，其地面模拟试验系统需要具备快速时变的特点。
3.热流密度作为试验飞机热强度试验需要模拟的重要物理参数，其准确程度直接决定了地面热强度模拟试验的精度和效果，而地面热强度模拟试验中热流密度施加条件的确定通常需要经过理论分析计算得出。
4.在进行理论分析时缺少被测试飞机在真实情况下的响应状态，因此会与飞机真实飞行状态下的热流条件存在偏差，影响了实际地面热强度模拟试验中的热流密度控制精度。
5.因此，亟需一种热流密度测控系统及方法克服或减轻现有技术至少一个上述缺陷。


技术实现要素：

6.本发明解决的技术问题是：现有的空天飞机热强度测试中的热强度试验对于热流条件的计算与飞机真实飞行状态下的热流条件存在偏差。
7.为解决上述问题，本发明的技术方案如下：空天飞机测试实验的全方程热流密度测控系统，包括：用于生成快速时变热载荷极端热场的极端热场生成装置，用于测量极端热场中真实热流密度和试验飞机真实温度响应的热参量测量装置，用于完成试验飞机热强度试验控制运算和系统硬件控制的试验控制装置，试验控制装置与极端热场生成装置、热参量测量装置电性连接，试验控制装置基于试验控制方程完成试验飞机热强度试验控制运算，试验控制方程为：式中，为使能系数，为辐射系数，为不考虑试验飞机响应状态的热流命令值，为温度焓值，，为试验飞机温度，为试验飞机热损失量，为试验飞机的恢复焓值，为热流密度控制目标值，用于将交流电转换成直流电、同时对控制信号进行放大的电功率调节装置，电功率调节装置与试验控制装置、极端热场生成装置电性连接。
8.进一步地，热参量测量装置包括：布设在极端热场内的热流计、布设在热参量测量装置表面及试验飞机表面的温度传感器，热流计、温度传感器与试验控制装置电性连接，热参量测量装置能够保证在试验飞机热强度试验中，实时获取极端热场内的热流密度和实验飞机表面温度，为试验控制方程提供数据支持。
9.本发明还提供空天飞机测试实验的全方程热流密度测控方法，基于上述的空天飞机测试实验的全方程热流密度测控系统，包括以下步骤：s1、构建试验控制方程根据气动加热原理建立地面热强度模拟试验的试验控制方程，试验控制方程为：式中，为使能系数，为辐射系数，为不考虑试验飞机响应状态的热流命令值，为温度焓值，，为试验飞机温度，为试验飞机热损失量，为试验飞机的恢复焓值，为热流密度控制目标值；s2、确立试验控制方程的使能系数和辐射系数在试验飞机热强度试验前，通过热流密度测控系统进行调试试验，获取使能系数和辐射系数，将使能系数与辐射系数代入试验控制方程，得到系数确定的试验控制方程，使能系数的获取方法包括以下步骤：s2-1、在试验飞机热强度试验前进行调试试验，在试验场地内布置极端热场生成装置，在极端热场生成装置生成的极端热场区域内布置热参量测量装置、热参量测量装置，s2-2、设定热参量测量装置到极端热场生成装置之间的安装距离为，热参量测量装置到极端热场生成装置之间的安装距离为，同时也是试验飞机热强度试验中试验飞机表面与极端热场生成装置之间的距离，通过测量得到、，s2-3、按照热流条件进行逐步改变热流的调试试验，记录热参量测量装置测得的极端热场热流值和热参量测量装置测得的极端热场热流值，s2-4、令，得到；s3、基于试验控制方程测控试验飞机热强度试验启动试验飞机热强度试验，在试验飞机热强度试验过程中，按照试验控制装置控制周期将气动加热参数代入系数确定的试验控制方程，计算得到热流密度控制目标值
；s4、基于热流密度控制目标值对热流密度测控系统进行闭环控制将步骤s3计算得到的热流密度控制目标值作为试验控制装置的目标值，得到试验控制装置的电压输出值，并对热流密度测控系统进行闭环控制，电压输出值的计算公式为：式中，为整合系数，为控制参数矩阵，为热参量测量装置实际测得的极端热场热流密度值，，其中为控制参数，为温区数量；s5、试验飞机热强度试验安全控制试验控制装置实时读取热参量测量装置获取的极端热场生成装置温度和通过极端热场生成装置的电流，调整输出最大电压值，保证施加给极端热场生成装置的最大电压和电流在安全范围内。
10.进一步地，步骤s2中辐射系数的获取方法包括以下内容：使用发射率标定装置对试验飞机进行温度标定，得到试验飞机发射率，令，得到，使得试验控制方程能够根据具体试验飞机发射率进行调整，使求得的热流命令值更贴近试验飞机真实的响应状态。
11.进一步地，步骤s3中试验控制装置控制周期小于1ms，以满足试验飞机热强度试验快速时变的性能要求。
12.更进一步地，步骤s3中气动加热参数包括：不考虑试验飞机响应状态的热流命令值、试验飞机热损失量、温度焓值、试验飞机的恢复焓值、试验飞机温度，为试验控制方程提供数据支持。
13.优选地，步骤s4中闭环控制包括以下步骤：s4-1、将试验控制装置的电压输出值输出至电功率调节装置，电功率调节装置将进行放大处理后输出电压至极端热场生成装置；s4-2、极端热场生成装置在接收到电功率调节装置输出的电压后生成对
应的功率，将作为输出功率对试验飞机进行加热；s4-3、试验控制装置实时读取热参量测量装置获取的试验飞机温度和热参量测量装置实际测得的极端热场热流密度值，调整试验控制装置的电压输出值，以达到热流密度控制目标值。
14.优选地，所述步骤s4-1中，，满足试验飞机热强度试验对于热流密度的要求。
15.优选地，上述全方程热流密度测控方法中的试验飞机可以替换为其他空天飞行器。
16.进一步优选地，步骤s5中，选择输出最大值的标准为：施加给极端热场生成装置的工作电压小于，工作电流小于，其中和为极端热场生成装置的设计性能参数，实现对于极端热场生成装置的主动保护功能，防止全方程热流密度测控系统因超压、超温工作造成的损坏。
17.本发明的有益效果是：（1）本发明提供的全方程热流密度测控系统可以通过控制参数矩阵来实现多温区控制，实现热强度试验中多个加热温区精确协同快速的控制，热流密度控制目标值采用考虑试验飞机真实响应的试验控制方程计算得出，其真实性优于理论计算得出的目标值，能够更加真实地模拟试验飞机的服役状态，为空天飞机结构热强度测试提供更加真实有效的数据；（3）本发明提供的空天飞机测试实验的全方程热流密度测控方法可以实现试验飞机的飞行历程中真实对流换热的状态模拟，该控制方法的控制精度和验证效果优于传统的热流密度反馈控制方法，能够将试验飞机的真实响应状态添加到控制过程中，还可以实现对于极端热场生成装置的主动保护功能，防止极端热场生成装置因超压、超温工作造成的损坏；（2）由于试验飞机热强度试验需要根据试验飞机的具体形态对热参量测量装置进行安装，从而获取试验飞机对应部位的热流密度，但人为摆放无法实现热参量测量装置在与试验飞机表面平齐的位置上无损安装，本发明通过使能系数获取试验飞机热强度试验中热流密度随距离变化的比例，从而规避了多个热参量测量装置无法完全平齐的问题，可以等效实现任意位置安装热参量测量装置，使得热流密度计算更加精准。
附图说明
18.图1是实施例1空天飞机测试实验的全方程热流密度测控系统的系统架构及工作原理图；图2是实施例2的全方程热流密度测控方法流程图；
图3是实施例2调试试验中极端热场生成装置与热参量测量装置的摆放位置图；图4是实施例2中闭环控制原理图。
具体实施方式
19.为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明作进一步地详细描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
20.在本发明实施例中使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本发明。在本发明实施例和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义，“多种”一般包含至少两种。
21.实施例1本实施例为空天飞机测试实验的全方程热流密度测控系统，如图1所示，包括：用于生成快速时变热载荷极端热场的极端热场生成装置，用于测量极端热场中真实热流密度和试验飞机真实温度响应的热参量测量装置，热参量测量装置包括：布设在极端热场内的热流计、布设在热参量测量装置表面及试验飞机表面的温度传感器，用于完成试验飞机热强度试验控制运算和系统硬件控制的试验控制装置，试验控制装置与极端热场生成装置、热参量测量装置电性连接，热流计、温度传感器与试验控制装置电性连接，试验控制装置基于试验控制方程完成试验飞机热强度试验控制运算，试验控制方程为：式中，为使能系数，为辐射系数，为不考虑试验飞机响应状态的热流命令值，为温度焓值，，为试验飞机温度，为试验飞机热损失量，为试验飞机的恢复焓值，为热流密度控制目标值，用于将交流电转换成直流电、同时对控制信号进行放大的电功率调节装置，电功率调节装置与试验控制装置、极端热场生成装置电性连接。
22.实施例2本实施例为基于实施例1空天飞机测试实验的全方程热流密度测控系统的空天飞机测试实验的全方程热流密度测控方法，如图2所示，包括以下步骤：s1、构建试验控制方程根据气动加热原理建立地面热强度模拟试验的试验控制方程，试验控制方程为：式中，为使能系数，为辐射系数，为不考虑试验飞机响应状态的热流命
令值，为温度焓值，，为试验飞机温度，为试验飞机热损失量，为试验飞机的恢复焓值，为热流密度控制目标值；s2、确立试验控制方程的使能系数和辐射系数在试验飞机热强度试验前，通过热流密度测控系统进行调试试验，获取使能系数和辐射系数，将使能系数与辐射系数代入试验控制方程，得到系数确定的试验控制方程，辐射系数的获取方法包括以下内容：使用发射率标定装置对试验飞机进行温度标定，得到试验飞机发射率，令，得到，使能系数的获取方法包括以下步骤：s2-1、在试验飞机热强度试验前进行调试试验，如图3所示，在试验场地内布置极端热场生成装置，在极端热场生成装置生成的极端热场区域内布置热参量测量装置、热参量测量装置，s2-2、设定热参量测量装置到极端热场生成装置之间的安装距离为，热参量测量装置到极端热场生成装置之间的安装距离为，同时也是试验飞机热强度试验中试验飞机表面与极端热场生成装置之间的距离，通过测量得到、，s2-3、按照热流条件进行逐步改变热流的调试试验，记录热参量测量装置测得的极端热场热流值和热参量测量装置测得的极端热场热流值，s2-4、令，得到；s3、基于试验控制方程测控试验飞机热强度试验启动试验飞机热强度试验，在试验飞机热强度试验过程中，按照试验控制装置控制周期将气动加热参数代入系数确定的试验控制方程，计算得到热流密度控制目标值，试验控制装置控制周期为0.5ms，气动加热参数包括：不考虑试验飞机响应状态的热流命令值、试验飞机热损失量、温度焓值、试验飞机的恢复焓值、试验飞机温度；s4、基于热流密度控制目标值对热流密度测控系统进行闭环控制
将步骤s3计算得到的热流密度控制目标值作为试验控制装置的目标值，得到试验控制装置的电压输出值，并对热流密度测控系统进行闭环控制，电压输出值的计算公式为：式中，为整合系数，为控制参数矩阵，为热参量测量装置实际测得的极端热场热流密度值，，其中为控制参数，为温区数量，如图4所示，闭环控制包括以下步骤：s4-1、将试验控制装置的电压输出值输出至电功率调节装置，电功率调节装置将进行放大处理后输出电压至极端热场生成装置，，s4-2、极端热场生成装置在接收到电功率调节装置输出的电压后生成对应的功率，将作为输出功率对试验飞机进行加热，s4-3、试验控制装置实时读取热参量测量装置获取的试验飞机温度和热参量测量装置实际测得的极端热场热流密度值，调整试验控制装置的电压输出值，以达到热流密度控制目标值；s5、试验飞机热强度试验安全控制试验控制装置实时读取热参量测量装置获取的极端热场生成装置温度和通过极端热场生成装置的电流，调整输出最大电压值，保证施加给极端热场生成装置的最大电压和电流在安全范围内，选择输出最大值的标准为：施加给极端热场生成装置的工作电压小于，工作电流小于，其中和为极端热场生成装置的设计性能参数。
23.实施例3本实施例与实施例2的区别在于：步骤s3中，试验控制装置控制周期为0.8ms，步骤s4-1中，。