專利名稱：大型高速飛行器圓殼體結構內壁非分段式高溫熱試驗裝置的制作方法
技術領域：
本發明涉及大型高速飛行器圓殼體結構內壁非分段式高溫熱試驗裝置，特別是在模擬導彈等高速飛行器殼體內部的高溫熱環境時，可有效提高大型彈體內艙結構試驗溫度分布的均勻性和真實性，為研制高速導彈及高速航空航天器提供良好的高溫熱環境試驗手段。
背景技術：
導彈等航空航天器艙體內部安裝有作為動力源的發動機，發動機在點火和飛行過程中將產生很高的溫度，由于艙體空間狹小，靠近發動機的艙內溫度環境非常惡劣，嚴酷的高溫會顯著降低飛行器材料的強度極限和結構的承載能力，影響飛行器結構的安全性能。并且還會對戰斗部以及附近的電子設備等產生破壞性影響。為保證導彈等高速飛行器的安全，確認飛行器的材料和結構是否能經得起高溫熱應力的破壞，須對高超聲速飛行器材料和結構進行熱強度試驗。通過熱環境模擬試驗的方法，來觀察分析在高溫熱環境下材料的力學性能及結構的受力狀況，從而進一步研究分析結構在高溫下的承載能力、使用壽命以及安全可靠性，還需要通過高溫熱環境試驗來檢驗相關部位的熱防護性能。因此高溫熱試驗對于導彈飛行器的安全設計具有非常重要的實際意義。由于石英燈輻射加熱方式具有熱慣性小，電控性能優良，發熱功率大、體積小，可組成不同尺寸和形狀的加熱裝置，既適合于小型的材料熱試驗，也適用于大型全尺寸的結構熱試驗等優于高溫風洞的特點，在模擬飛行器熱環境的試驗方法中占有很重要的地位。因此目前美國，俄羅斯，德、英、法等國家都將其作為高速飛行器氣動加熱試驗模擬中主要的試驗方法在使用。石英燈管的直徑很細，僅為十幾個毫米，長度大了則很脆弱，極易損壞。因此現有技術是在模擬大型高速飛行器圓殼體結構內壁的高溫氣動熱模擬試驗中，采用短管分段組合聯接方式進行高溫環境模擬。一般單根石英加熱管兩端各有約5cm長的包括銅電極、鑰片等在內的非發熱部分，兩個串聯的加熱區的結合部會出現約IOcm的非發熱區域，當采用分段組合方式聯接時，由于有多個非發熱區的存在，會使試驗時整個長殼體軸向溫度場的熱均勻性受到很大影響，殼體軸向溫度將出現高低起伏的波浪形變化，影響試驗的模擬準確性。若要實現長達2米殼體結構非分段方式內壁高溫熱環境模擬時，如果選擇長50cm的石英加管，完全覆蓋2米長的區域需要分成5段以后再聯接成一體，艙段內部會有四個各為長達IOcm不發熱的聯接結合部，使得加熱時艙段內壁軸向溫度呈現非線性波浪形變化，溫度場的均勻性和一致性不好，熱試驗模擬效果不理想。另外經計算可知2米艙段內的四個非發熱聯接區的串接長度會達到40cm，非發熱段長度尺寸占到總加熱長度的接近20%，因此會對長結構熱環境模擬的真實性和有效性產生非常不利的影響。另外模擬發動機產生的熱環境要在導彈艙體內部進行加熱，由于銅制石英燈加熱管電極的熱膨脹系數大，在高溫下銅制石英燈加熱管電極受熱產生的軸向大變形易引起石英燈加熱管內的惰性氣體外泄而燒毀，因此需要對石英燈電極部分進行水冷降溫處理。即要在內壁的高溫環境下以及內腔有限空的間內設置很多路大電流導線和水冷通道，不但試驗裝置復雜，熱均勻性差，高溫環境下的復雜水電結構容易出現安全事故，這使得模擬長內壁高溫加熱比起外壁加熱要困難得多，因此大型彈體結構的非分段整體加熱技術的研究非
常重要。為此設計一種大型高速飛行器圓殼體結構內壁非分段式高溫熱試驗裝置，單區加熱長度能夠達到2米。該裝置不但能夠提高大型彈體結構試驗溫度分布的均勻性和真實性，又能夠提高試驗的安全可靠性。為研究大型高速飛行器內艙結構的高溫特性和熱防護提供良好的熱試驗手段。
發明內容
本發明的技術解決問題是:克服現有技術的不足，提供一種大型高速飛行器圓殼體結構內壁非分段式高溫熱試驗裝置，該裝置能夠在大型高速飛行器內艙結構熱試驗時，避免分區拼接加熱方式造成的彈體表面溫度的非均勻性峰谷變化，提高大型彈體結構試驗溫度分布的均勻性、真實性和安全可靠性。為研制大型導彈及航空航天器提供良好的高溫試驗手段。本發明的技術解決方案是:大型高速飛行器圓殼體結構內壁非分段式高溫熱試驗裝置，包括:L型電極支座、環狀扁銅支架、石英燈管、電極、金屬壓片、水冷銅管、大型高速飛行器圓殼體結構、環形陶瓷定位架與定位圓孔。L型電極支座由緊固螺絲固定在環狀扁銅支架上，石英燈管兩端的電極由金屬壓片和鎖緊螺栓緊壓在L型電極支座上，環狀扁銅支架的內側焊有中空的水冷銅管，在高速飛行器高溫氣動熱模擬試驗時流過冷卻水，通過流動的冷卻水降低電極的溫度。大型高速飛行器圓殼體結構套裝在由石英燈管和環狀扁銅支架組成的非分段式環形加熱裝置的外部，石英燈管通電發熱后給大型高速飛行器圓殼體結構的內壁加熱，石英燈管穿過環形陶瓷定位架上的定位圓孔，防止試驗過程中石英燈管中部的下垂變形。所述金屬壓片由不銹鋼片制成，厚度為0.3-0.5mm，具有一定的彈性力，通過鎖緊螺栓將電極緊壓在L型電極支座上，由于設計成彈性壓緊方式的非完全鎖緊結構，允許電極出現小范圍的轉動和平移。在高溫加熱過程中長達2.5米的石英燈管會出現一定的熱膨脹變形，本發明允許電極5出現小范圍的轉動和平移的特點，避免了如果電極和L型電極支座之間采用剛性連接設計時常會發生的脆弱的石英燈管開裂漏氣現象，提高了試驗裝置的可靠性。所述石英燈管的電極做成矩形截面形狀，有利于增大電極和L型電極支座的接觸面積，提高電極的導電性和散熱效果。所述L型電極支座、環狀扁銅支架、電極、水冷銅管、均由高溫導熱性能良好的紫銅材料制成。通過氧焊將水冷銅管與環狀扁銅支架焊接在一起，高溫試驗中通過流動的冷卻水和各紫銅部件的快速導熱特性給石英燈管的電極降溫，以避免由高溫弓丨起石英燈管的真空密閉損壞，提高了高速飛行器高溫試驗的可靠性和安全性。所述環形陶瓷定位架由可耐1400°C高溫的輕質陶瓷纖維硬板制成，該材料重量輕、機械加工性能良好，可方便地制成帶孔的環形陶瓷定位架的形狀。環形陶瓷定位架安裝在大型高速飛行器圓殼體結構的中部。由輕質陶瓷纖維板制成的環形陶瓷定位架在高溫下不易變形，可保持環形加熱結構在高溫試驗中的幾何穩定性。所述石英燈管的長度比大型高速飛行器圓殼體結構長出0.5米，即大型高速飛行器圓殼體結構的長度為2米，石英燈管的長度為2.5米。安裝時石英燈管比大型高速飛行器圓殼體結構兩端各長0.25米，使得工作時大型高速飛行器圓殼體結構的邊界區域也能充分受熱，避免了試驗件邊界溫度場的不均勻性。所述石英燈管的直徑為14-16mm，相對于2.5米長的石英燈管，其“直徑/長度”t匕很小，因此可以制成由大量石英燈管密集平行排列的非分段式環形加熱裝置，提高了溫場的均勻性。本發明的原理:為了提高整個長殼體內壁軸向溫度場的熱均勻性，設計一種大型高速飛行器圓殼體結構內壁非分段式高溫熱試驗裝置，克服大型高速飛行器圓殼體結構內壁采用短管分段拼接組合方式生成高溫熱環境時，殼體軸向溫度出現的高低起伏的波浪形變化。石英燈加熱管設計為長度2.5米，直徑14-16_的小“直徑/長度”比結構，在大型高速飛行器圓殼體結構的中部安裝耐高溫的環形陶瓷定位架，避免由2.5米長的石英燈組成的環形加熱結構在高溫下的中部下垂和變形。提高了大型高速飛行器圓殼體結構內壁軸向溫度場的均勻性和安全可靠性，為研究大型高速飛行器內艙結構的高溫特性和熱防護性能提供重要的試驗手段。本發明與現有技術相比的有益效果是:(I)現有技術是在模擬大型高速飛行器圓殼體結構內壁的高溫氣動熱模擬試驗中，采用短管分段式組合聯接方式進行高溫環境模擬。由于聯接結合部存在多個非發熱區，會使試驗時整個長殼體軸向溫度場的熱均勻性受到很大影響，殼體軸向溫度將出現高低起伏的波浪形變化，影響熱試驗的準確性。為了避免分區拼接方式造成的內腔波浪形熱環境，提高大型結構溫度場的均勻性，本發明設計了長達2.5米的石英燈管，并組成圓弧陣列對2米長的圓型艙體內壁實施軸向非分段方式加熱，由于在艙體長軸方向采用了由2.5米長的單根管石英管并聯連接成加熱陣列的方式，艙體長軸方向上可視為完整的單一加熱溫區，因此取得了長溫區溫度場良好的熱均勻性。(2)石英燈管的電極由薄壁石英玻璃包裹固定，十分脆弱，受到外力后極易損壞。本發明中的不銹鋼金屬壓片通過鎖緊螺栓將電極緊壓在L型電極支座上，屬于彈性壓緊方式，但不是完全鎖緊結構，允許電極出現小范圍的轉動和平移。在高溫加熱過程中長達2.5米的石英燈管出現熱膨脹變形時，本發明允許電極出現小范圍的轉動和平移的特點，避免了剛性連時會發生的脆弱的石英燈管損壞，提高了試驗裝置的可靠性。(3)石英燈管的電極制成矩形截面形狀，有利于增大電極和L型電極支座的接觸面積，提高電極的導電效果和散熱效果。(4)陶瓷定位架由可耐1400°C高溫的輕質陶瓷纖維硬板制成，該材料重量輕、機械加工性能良好，可方便地加工成帶有帶有定位圓孔的環形陶瓷定位架的形狀。(5)陶瓷定位架安裝在大型高速飛行器圓殼體結構的中部，耐高溫的陶瓷定位架在高溫下不會變形，可保持石英燈管之間的間距和環形加熱裝置的幾何穩定性。(6)本發明裝置結構簡潔，使用方便，提高了大型彈體結構試驗溫度分布的均勻性、真實性和安全可靠性。為研究大型高速飛行器內艙結構的高溫特性和熱防護性能提供了重要的試驗手段。具有重要的軍事工程應用價值。
圖1為本發明的結構示意圖(為了能觀察到內部結構，在圖1中的大型高速飛行器圓殼體結構中部剖開了 一部分)。
具體實施例方式如圖1所示，本發明由L型電極支座1、緊固螺絲2、環狀扁銅支架3、石英燈管4、電極5、金屬壓片6、鎖緊螺栓7、水冷銅管8、大型高速飛行器圓殼體結構9、環形陶瓷定位架
10、定位圓孔11組成。L型電極支座I由緊固螺絲2固定在環狀扁銅支架3上，石英燈管4兩端的電極5由金屬壓片6和鎖緊螺栓7緊壓在L型電極支座I上，環狀扁銅支架3的內側焊有中空的水冷銅管8，在高速飛行器高溫氣動熱模擬試驗時通過水冷銅管8中流動的冷卻水，來降低電極5的溫度。大型高速飛行器圓殼體結構9套裝在由石英燈管4和環狀扁銅支架3組成的非分段式環形加熱裝置的外面，石英燈管4通電發熱后給大型高速飛行器圓殼體結構9的內壁加熱，石英燈管4穿過環形陶瓷定位架10上的定位圓孔11，防止試驗過程中細長的石英燈管4的中部下垂和變形。本發明中的金屬壓片6由不銹鋼片制成，具有一定的彈性力，厚度為0.3-0.5mm,通過鎖緊螺栓7將電極5緊壓在L型電極支座I上，由于設計成彈性壓緊方式的非完全鎖緊結構，允許電極5出現小范圍的轉動和平移。在高溫加熱過程中長達2.5米的石英燈管4會出現一定的熱膨脹變形，本發明允許電極5出現小范圍的轉動和平移的特點，避免了如果電極5和L型電極支座I之間采用剛性連接設計時常會發生的脆弱的石英燈管開裂漏氣現象，提高了試驗裝置的可靠性。本發明中石英燈管4兩端的電極5做成矩形截面形狀，以利于增大電極5和L型電極支座I的接觸面積，提高電極5的導電性和散熱效果。本發明中的L型電極支座1、環狀扁銅支架3、電極5、水冷銅管8、均由高溫導熱性能良好的紫銅材料制成。將水冷銅管8通過氧焊與環狀扁銅支架3相連后，在高溫試驗中通過流動的冷卻水和各紫銅質部件的快速導熱特性給石英燈管4的電極5降溫，以避免由高溫引起石英燈管4的真空密閉損壞，提高了高速飛行器高溫試驗裝置的可靠性和安全性。本發明中的環形陶瓷定位架10由可耐1400°C高溫的輕質陶瓷纖維硬板制成，該材料重量輕、機械加工性能良好，可方便地制成帶有定位圓孔11的環形陶瓷定位架10的形狀。環形陶瓷定位架10安裝在大型高速飛行器圓殼體結構9的中部，由耐高溫輕質陶瓷纖維板制成的環形陶瓷定位架10在高溫下不會變形，可保持環形加熱結構在高溫試驗中的幾何穩定性。本發明中為石英燈管4的長度比大型高速飛行器圓殼體結構9的總長度長出0.5米，即大型高速飛行器圓殼體結構9的長度為2米，石英燈管4的長度為2.5米。安裝時石英燈管4比大型高速飛行器圓殼體結構9兩端各長0.25米，使得工作時大型高速飛行器圓殼體結構9的邊界區域也能充分受熱，避免了試驗件邊界溫度場的不均勻性。本發明中石英燈管4的直徑為14-16_，相對于石英燈管4的2.5米的總長度來說其“直徑/長度”比很小，因此可以制成由大量石英燈管4密集排列的非分段式環形加熱裝置，提高了溫場的均勻性。本發明中所述的大型高速飛行器內艙結構非分段式高溫熱試驗裝置，避免了分區拼接加熱方式造成的大型彈體溫度場的峰谷變化，提高了大型彈體結構試驗溫度分布的均勻性、真實性和安全可靠性。為研究大型高速飛行器內艙結構的高溫特性和熱防護性能提供了重要的試驗手段。該項技術具有重要的軍事工程應用價值。本發明未詳細闡述部分屬于本領域公知技術。
權利要求
1.大型高速飛行器圓殼體結構內壁非分段式高溫熱試驗裝置，其特征在于包括:L型電極支座(I)、環狀扁銅支架(3)、石英燈管(4)、電極(5)、金屬壓片(6)、水冷銅管(8)、大型高速飛行器圓殼體結構(9)、環形陶瓷定位架(10)、和定位圓孔(11);所述L型電極支座(I)由緊固螺絲(2)固定在環狀扁銅支架(3)上，石英燈管(4)兩端的電極(5)由金屬壓片(6)和鎖緊螺栓(7)緊壓在L型電極支座(I)上；環狀扁銅支架(3)的內側焊有中空的水冷銅管(8)，在高速飛行器高溫氣動熱模擬試驗時水冷銅管(8)中流過冷卻水；大型高速飛行器圓殼體結構(9)套裝在由石英燈管(4)和環狀扁銅支架(3)組成的環形加熱裝置的外部，石英燈管(4)通電發熱后給大型高速飛行器圓殼體結構(9)的內壁加熱；石英燈管(4)穿過環形陶瓷定位架(10)上的定位圓孔(11)，防止試驗過程中石英燈管(4)中部的下垂變形。
2.根據權利要求1所述的大型高速飛行器圓殼體結構內壁非分段式高溫熱試驗裝置，其特征在于:所述金屬壓片(6)由不銹鋼片制成，厚度為0.3-0.5mm，具有彈性力，通過鎖緊螺栓(7)將電極(5)緊壓在L型電極支座(I)上，允許電極(5)出現小范圍的轉動和平移。
3.根據權利要求1所述的大型高速飛行器圓殼體結構內壁非分段式高溫熱試驗裝置，其特征在于:所述電極(5)做成矩形截面形狀，有利于增大電極(5)和L型電極支座(I)的接觸面積，提高電極(5)的導電性和散熱效果。
4.根據權利要求1所述的大型高速飛行器圓殼體結構內壁非分段式高溫熱試驗裝置，其特征在于:所述L型電極支座(I)、環狀扁銅支架(3)、電極(5)、水冷銅管(8)均由高溫導熱性能良好的紫銅材料制成。
5.根據權利要求1所述的大型高速飛行器圓殼體結構內壁非分段式高溫熱試驗裝置，其特征在于:所述水冷銅管(8)通過氧焊與環狀扁銅支架(3)相連，在高溫試驗中通過流動的冷卻水和各紫銅部件的快速導熱特性給石英燈管(4)的電極(5)降溫，以避免由高溫引起石英燈管(4)的真空密閉損壞。提高高速飛行器高溫試驗的可靠性和安全性。
6.根據權利要求1所述的大型高速飛行器圓殼體結構內壁非分段式高溫熱試驗裝置，其特征在于:所述環形陶瓷定位架(10)由可耐1400°C高溫的輕質陶瓷纖維硬板制成，環形陶瓷定位架(10)環向加工有等距的定位圓孔(11)。
7.根據權利要求1所述的大型高速飛行器圓殼體結構內壁非分段式高溫熱試驗裝置，其特征在于:所述石英燈管(4)的長度為2.5米，直徑為14-16mm。
全文摘要
大型高速飛行器圓殼體結構內壁非分段式高溫熱試驗裝置，包括L型電極支座、環狀扁銅支架、石英燈管、電極、金屬壓片、水冷銅管、大型高速飛行器圓殼體結構、環形陶瓷定位架、定位圓孔。本裝置可實現2米長大型高速飛行器內艙結構非分段式高溫熱試驗，避免了分區拼接加熱方式造成的大型彈體溫度場的波浪形峰谷變化，提高了大型彈體結構試驗溫度分布的均勻性、真實性和安全可靠性。為研究大型高速飛行器內艙結構的高溫特性和熱防護性能提供了重要的試驗手段。
文檔編號G01M13/00GK103163173SQ20131008414
公開日2013年6月19日 申請日期2013年3月15日 優先權日2013年3月15日
發明者吳大方, 趙壽根, 潘兵, 王杰, 吳爽 申請人:北京航空航天大學
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