一种飞行器内外热源耦合试验装置及试验方法

技术领域

本发明飞行器地面热试验技术领域，尤其涉及一种飞行器内外热源耦合试验装置及试验方法。

背景技术

飞行器在高速飞行时面临着非常严酷的热环境，严酷的热环境对飞行器的结构、舱内电子设备带来了严峻的考验。在工程实践中，通过开展地面热试验模拟天上飞行热环境，检验高速飞行器结构热防护及热匹配性能设计是否满足使用要求、检验电子设备是否能够正常工作。

飞行器在高速飞行时面临着非常严酷的热环境，主要包括外部气动热、舱内电子设备发热及发动机工作温度，只有通过地面较准确模拟飞行器天上承受的热环境载荷，才能使地面试验验证合理和有参考价值。

现有的热实验模拟方法主要有两种：一是高温结构风洞，试验时使高温高速气流快速流过结构表面，实现强迫对流换热。对于“对流方式”的高温结构风洞而言，其优点是可以比较真实地模拟飞行过程中由气流相对运动产生的气动加热环境和气流对飞行器外表面的剪切效应。可是由于采用台阶式热功率升、降方式实现非稳态的热环境模拟，以平均热功率和平均热流密度进行整体评价，高温结构风洞难于模拟变化复杂的动态非线性热环境。另外，高温结构风洞的试验成本极为昂贵，并且单次运行时间短。

另外一种是地面热试车试验，地面热试车试验能够模拟外部气动热和发动机内流道发热，但是现有能力试验时间较短，只能模拟飞行中部分工作时间，与风洞试验一样，成本非常高，单次运行时间较短。

发明内容

鉴于上述分析，本发明旨在提供一种飞行器内外热源耦合试验装置及试验方法，用于解决现有的试验方法成本高、试验时间短，以及不能模拟整个飞行过程中的内外热源的问题。

本发明的目的主要是通过以下技术方案实现的：

一种飞行器内外热源耦合试验装置，包括气源、空气电加热器、舱内设备热源、舱体加热器和控制系统。

进一步地，所述舱体加热器布置在对被试件舱体外部，用于对被试件舱体加热，所述舱内设备热源设置在被试件舱体内部，用于模拟舱内电子设备发热。

进一步地，所述飞行器内外热源耦合试验装置还包括发动机内流道，所述空气电加热器位于所述发动机内流道与气源之间，气源处出来的压缩空气与空气电加热器的电加热管进行热交换后，进入发动机内流道，对试件发动机内流道进行加热。

进一步地，所述空气电加热器出口设有温度传感器。

进一步地，所述舱内设备热源为舱内电子设备。

进一步地，所述舱内设备热源为电阻丝。

进一步地，气源出口设有气动阀和流量计，用于控制压缩空气的总流量。

一种飞行器内外热源耦合试验方法，使用上述技术方案所述的飞行器内外热源耦合试验装置；

所述试验方法包括以下步骤：

步骤1：安装试件舱内设备热源，并布置连接电缆的走线；

步骤2：在被试件舱体及舱内设备热源上安装温度传感器，连接温度测量系统；

步骤3：搭建试验架，将被试件舱体装于试验架上，并用工装进行固定；

步骤4：根据被试件舱体外表面温度划分情况，布置舱体加热器；

步骤5：连接发动机内流道和空气电加热器；

步骤6：调节舱体加热器和空气电加热器，并将舱内设备热源通电以模拟被试件舱体的初始温度；

步骤7：调节舱体加热器和空气电加热器，并将舱内设备热源通电以模拟被试件舱体在实际飞行时的发热，检验飞行器的设计是否合格。

进一步地，步骤4中，每个温度区间分别布置舱体加热器，每个部分的舱体加热器单独控制。

进一步地，检验被被试件舱体的结构热防护及热匹配性能设计是否满足飞行器使用要求以及舱内电子设备工作温度是否超温。

进一步地，所述舱体加热器为石英灯加热器。

进一步地，所述飞行器内外热源耦合试验装置还包括电功率调节器，用于调节舱体加热器的加热功率。

本发明至少可实现如下有益效果之一：

(1)本发明能够同时模拟全程飞行过程中的气动热、发动机工作发热以及飞行器舱体内部设备发热，能够全面模拟高速飞行器飞行过程中的热环境，试验准确性好。

(2)本发明的气动热通过石英灯加热器进行模拟，石英灯能够长时间连续工作(如，30分钟)，相比于现有的试验方法只能连续加热10-20秒，极大的提高了工作时间。

(3)本发明的气动热通过石英灯加热器进行模拟，石英灯能够重复使用，相比于现有的试验方法使用高温压缩空气模拟，不需要每次都投入大量的高温压缩空气，成本较低。

本发明中，上述各技术方案之间还可以相互组合，以实现更多的优选组合方案。本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分优点可从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过说明书以及附图中所特别指出的内容中来实现和获得。

附图说明

附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。

图1为本发明实施例的飞行器内外热源耦合加热系统示意图。

附图标记：

1-舱体加热器，2-被试件舱体，3-舱内设备热源，4-发动机内流道，5-空气电加热器。

具体实施方式

下面结合附图来具体描述本发明的优选实施例，其中，附图构成本发明一部分，并与本发明的实施例一起用于阐释本发明的原理，并非用于限定本发明的范围。

在本发明实施例的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接或一体地连接，可以是机械连接，也可以是电连接，可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

实施例1

飞行器高速飞行时的热环境包括飞行器飞行时和空气摩擦所产生的气动热、舱内电子设备发热和发动机工作发热。为了检验飞行器在高速飞行时飞行器结构热防护及热匹配性能设计是否满足使用要求、检验电子设备是否能够正常工作，需要通过地面试验模拟飞行器在飞行时承受的热环境载荷。

现有的试验方法通过高温压缩空气与试验件的相对运动模拟飞行器的气动热，每次试验持续时间短，且需要大量的压缩空气，成本高。另外，现有的试验方法不能模拟舱内电子设备自身发热以及发动机工作发热，不能准确的模拟飞行器发行过程中的受热情况。

鉴于以上情况，本发明公开了一种飞行器内外热源耦合试验装置(以下称试验装置)，如图1所示，试验装置包括气源、空气电加热器5、舱内设备热源3、舱体加热器1和控制系统。本实施例的试验装置能够模拟飞行器飞行过程中的气动热、舱内电子设备发热和发动机工作发热，能够模拟整个飞行过程中的内外热源，检验高速飞行器结构热防护及热匹配性能设计是否满足试验要求，检验舱内电子设备是否能够正常工作。

具体地，本发明实施例的试验装置采用舱体加热器1对被试件舱体2加热，舱体加热器1布置在被试件舱体2外部，模拟飞行器飞行过程中的气动热。被试件舱体2内部设有舱内设备热源3，模拟舱内电子设备发热。舱内设备热源3可采用实际电子设备，对实际电子设备进行供电，也可以采用替代热源，例如电阻丝，模拟舱内电子设备的发热。

根据实际实用情况布置舱内设备热源3，舱内设备热源3与外部电源连接，试验过程中，外部电源对舱内设备热源3供电，模拟舱内电子设备在正常使用情况下的设备自身发热。

进一步地，被试件舱体2内设有发动机内流道4，发动机内流道4与气源之间设有供气系统，气源处出来的压缩空气通过供气系统进入空气电加热器5，与空气电加热器5的电加热管进行热交换后，进入发动机内流道4，对试件发动机内流道4进行加热，加热后的尾气排出室外。

本发明实施例中，空气电加热器5出口安装温度传感器，用来测量加热后的出口空气温度，并将测得的温度信号反馈至控制系统进行自动调节，以保证空气加热温度的准确性。

进一步地，本发明实施例中，舱体加热器1采用石英灯加热器。石英灯加热器发热功率大、体积小，可组成不同尺寸和形状的试验装置，因此既适合于小型的材料热试验，也适用于大型全尺寸的结构热试验，对于外形结构复杂的实验件，具有较好的适应能力。

另外，石英灯辐射加热试验的运行成本较低，实验设备的制作相对容易；而且，石英灯辐射加热器的热惯性小，电控性能优良，非常适合于高速变化的瞬态气动加热模拟，可以按照预先设定的温度或热流曲线对试验件进行加热。

石英灯加热器布置在被试件舱体2外，根据被试件舱体2的形状随形布置。

进一步地，本实施例的试验装置还包括电功率调节器，用于调节石英灯的加热功率，电功率调节器可实现多温区协调控制，按照给定的温度曲线或热流曲线对被试件舱体2进行加热。

进一步地，本实施例的试验装置还包括温度测量系统，被试件舱体2及舱内设备热源3上设有温度传感器，温度传感器连接温度测量系统，温度测量系统用于采集试件的各个测点温度，以检测被试件舱体2的加热温度是否满足要求，以及舱内电子设备的发热情况。

进一步地，气源出口设有气动阀和流量计，流量计通过气动阀来控制气体的总流量，从而根据不同的试验要求调节进入发动机内流道4的压缩空气的总流量。

实施例2

本发明的一个实施例，公开了一种飞行器内外热源耦合试验方法，使用实施例1的试验装置，试验方法包括以下步骤：

步骤1：安装试件舱内设备热源3，并布置连接电缆的走线：

根据飞行器实际使用时的舱内电子设备种类和数量，布置舱内设备热源3。布置完成后，布置舱内设备热源3的连接电缆，以给舱内设备热源3提供电源。

步骤2：在被试件舱体2及舱内设备热源3上安装温度传感器，连接温度测量系统：

根据测量需求在被试件舱体2上布置温度测点，安装温度传感器，布置温度传感器的地方为被试件舱体2需要重点考核的部位，例如，被试件舱体2表面结构改变的部位等。

在舱内设备热源3上布置温度传感器，以便时刻关注舱内设备热源3的发热情况。

温度传感器一边粘贴在被试件舱体2或舱内设备热源3表面，一边连接温度测量系统，通过温度测量系统采集温度传感器测量的温度数据。

步骤3：搭建试验架，将试件装于试验架上，用工装进行固定；

试验架用于支撑、固定试验件及试验装置，同时便于试验装置和电缆的布置。试件安装完成后，使用工装将试件固定在试验架上。

步骤4：根据被试件舱体2外表面温度划分情况，布置舱体加热器1：

飞行器在飞行过程中，各个部位受到的气动热的影响不同，根据飞行器受到的气动热的实际情况，在试验件表面划分温度区间。

温度区间的划分综合考虑被试件舱体2表面的温度差及温度区间的数量。例如，对于试验件舱体3表面温度差较大的情况(如，500K)，划分较多的温度区间(如，5个)，每个温度区间的温度差较大(如，100K)；对于试验件舱体3表面温度差较小的情况(如，200K)，划分较少的温度区间(如，3个)，每个温度区间的温度差较小(如，67K)。

每个温度区间分别布置舱体加热器1，每个部分的舱体加热器1单独控制，从而准确模拟被试件舱体2每个部分的受热情况。

步骤5：连接发动机内流道4和空气电加热器5：

将空气电加热器5分别与气源处出来的压缩空气管路及发动机内流道4连接，从而使得压缩空气经过空气电加热器5加热后进入发动机内流道4。

步骤6：调节舱体加热器1和空气电加热器5，并将舱内设备热源3通电以模拟被试件舱体2的初始温度：

根据飞行器所处的待飞环境，调节舱体加热器1和空气电加热器5，并对舱内设备热源3通电，模拟被试件舱体2的初始温度。

步骤7：调节舱体加热器1和空气电加热器5，并将舱内设备热源3通电以模拟被试件舱体2在实际飞行时的发热，检验飞行器的设计是否合格：

正式试验中，使用舱体加热器1按照给定的温度数据曲线对被试件舱体2加热，舱内设备热源3同步通电工作，模拟舱内电子设备的设备发热。同时，使用空气电加热器对常温空气进行加热，加热后的高温空气加热发动机内通道，模拟飞行过程中的发动机工作发热。

对被试件舱体2持续加热一段时间，检验被被试件舱体的结构热防护及热匹配性能设计是否满足飞行器使用要求以及舱内电子设备工作温度是否超温。

如果试件在试验过程中未发生破坏、舱内电子设备温度未超过工作温度，则认为通过试验；若没有通过试验，分析试验失败原因。

综上所述，本发明实施例提供的一种飞行器内外热源耦合试验装置及试验方法，本发明能够同时模拟飞行器全程飞行过程中的气动热、发动机工作发热以及飞行器舱体内部设备发热，能够全面模拟高速飞行器飞行过程中的热环境，试验准确性好。

本发明的气动热通过石英灯加热器进行模拟，石英灯能够长时间连续工作(如，30分钟)，相比于现有的试验方法只能连续加热10-20秒，极大的提高了工作时间；石英灯能够重复使用，相比于现有的试验方法使用高温压缩空气模拟，不需要每次都投入大量的高温压缩空气，成本较低。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。