高超声速飞行器非金属防热材料平面试验件表面高温测量装置

摘要

高超声速飞行器非金属防热材料平面试验件表面高温测量装置包括高温陶瓷框架、测温热电偶、非金属防热材料平板试验件、硅钼红外辐射加热管与计算机。高温陶瓷框架上有一圆孔，将套有陶瓷绝缘套管的测温热电偶插入高温陶瓷框架的圆孔内，测温热电偶的前部弯成向上的弓形，非金属防热材料平板试验件靠自重压在高温陶瓷框架上，压住测温热电偶最前部焊成圆珠状的感温部位，由于非金属防热材料平板试验件向下的压力和测温热电偶前部弓形向上的弹力之间相互作用，以及采用施加预变形增加预应力的双重技术措施，确保了在1000℃-1400℃的高温环境下非金属防热材料平板试验件和热电偶前端感温部能够紧密接触，使得导弹、航天飞机等高超声速飞行器非金属防热材料平面试验件表面高温测试结果准确和可靠。

说明书

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器非金属防热材料平面试验件表面高温测量装置，特别是用于模拟导弹、航天飞机等高超声速飞行器用非金属平面轻质隔热材料的高温试验环境中，对非金属隔热材料表面高达1000℃-1400℃的高温动态变化进行实时测量和记录。

背景技术

随着世界航天航空技术的发展，远程机动飞行器的设计速度在大幅度提高，目前美、俄、欧盟等发达国家正竞相开展高超声速飞行器的研制工作。我国也正在努力开展新一代高超音速远程机动飞行器的研究，国家自然科学基金项目指南中指出高超音速远程机动飞行器的研究“涉及国家安全和和平利用空间，是目前国际竞相争夺空间技术的焦点之一，是综合国力的体现”。导弹等高速飞行器以高马赫数飞行时，由气动加热引起的“热障”问题极为严重。当飞行马赫数接近4时，导弹前端驻点温度可达700℃，以6个马赫数飞行的高超声速飞行器，其翼前缘和天线罩锥部的驻点温度将超过1200℃。因此高温结构材料的研究和防隔热结构设计是高超声速飞行器整体安全可靠性设计的关键技术和核心技术。

当温度将超过1000℃时，即便采用镍基高温合金或钛合金等耐高温金属材料，在也会出现变形、软化、刚性下降的现象，严重影响高速飞行器的气动外形和安全飞行。另外安装有精密电子设备的仪器舱内的温度一般不允许超过80℃，必须设计安装防热结构或铺设隔热材料，以降低导弹表面热量向内部的传导速度，因此，新一代的高超音速飞行器一般都采用碳纤维复合材料、多孔泡沫型高温陶瓷瓦、高硅氧玻璃纤维等非金属轻质材料制做飞行器的外壳或作为防隔热材料。

在进行导弹等高超声速飞行器的安全可靠性设计时，需要预先对所使用的非金属轻质材料的表面温度进行测量，以检验其耐温性能，烧蚀性能和隔热性能。由于非金属材料不能像金属材料那样能将测温热电偶丝直接点焊在材料表面上，所以一般采用粘接或压接的方法测量表面温度。若采用粘接方式，由于金属材料的测温传感器与非金属材料的的热膨胀系数差别极大，在高于1000℃的热环境下，经常出现金属测温传感器与非金属材料表面脱胶分离现象，造成表面温度测量不准确的情况。

若能保证在高温环境下金属测温传感器与非金属材料表面始终处于紧密结合状态，从原理上来说能够实现高温环境下非金属材料表面的温度测量。但是，要使测温热电偶前端在试验过程中对非金属材料表面始终保持紧密接触，必须使热电偶前端附近的部分与非金属材料表面之间不能有大的相对位移，否则必然连带热电偶前端感温部翘曲和错位，特别是其要在大于1000℃的高温环境下还能够保持稳定状态，这是关系到压接测温方式成败的关键和技术难点。

另外，由于在大于1000℃的高温环境下，试验件表面会出现热烧蚀和热损毁，对同一试验件一般不能重复进行多次高温试验，并且高速飞行器的防热试件都非常昂贵，如美国格伦比亚航天飞机的防热瓦单片造价就超过5万美金，所以每次试验得到的测试数据都极为宝贵。因此，必须开发能够在高温环境下可靠工作的高速飞行器非金属防热材料平面试件表面高温测量装置，来记录高温热试验过程中，防热材料表面温度的变化情况。该项工作对于导弹、航天飞机等高超声速飞行器的热防护与安全可靠性设计具有非常重要的实际意义。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种高超声速飞行器非金属防热材料平面试验件表面高温测量装置，该装置能够准确和可靠地测量与记录高超声速飞行器热试验过程中，非金属防热材料平面试验件表面温度场高达1000℃-1400℃的动态高温变化，且结构简单，使用方便，为导弹、航天飞机等高超声速飞行器的热强度校核与安全防护设计提供可靠的试验依据。

本发明的技术解决方案是：高超声速飞行器非金属防热材料平面试验件表面高温测量装置，包括：高温陶瓷框架、测温热电偶、非金属防热材料平板试验件、绝热支撑架、加热源和计算机；高温陶瓷框架平放在绝热支撑架上，高温陶瓷框架上有一圆孔，将测温热电偶插入圆孔内，并使测温热电偶的前部弯成向上的弓形，非金属防热材料平板试验件压在高温陶瓷框架上，使高温陶瓷框架压住测温热电偶最前部的焊成圆珠形的热电偶前端感温部，通过非金属防热材料平板试验件向下的重力和测温热电偶前部弓形部位向上的弹性力之间的相互作用，使得在高温环境下非金属防热材料平板试验件和热电偶前端感温部能够在1000℃-1400℃的高温环境下始终保持紧密接触，确保测温结果的准确性和可靠性；将能够产生高达1600℃高温的硅钼红外辐射加热源放置在非金属防热材料平板试验件的下方，通电发热对非金属防热材料平板试验件的下表面进行辐射加热；压接在非金属防热材料平板试验件下表面的测温热电偶将输出信号通过导线传送至计算机，计算机记录并计算出导弹、航天飞机之类高超声速飞行器非金属防热材料平板试验件表面的高温变化数据。

高温陶瓷框架和测温热电偶不采用传统的粘接固定方式，而是通过非金属防热材料平板试验件向下的压力和测温热电偶前部弓形部位向上的弹性力之间的相互作用，使高温环境下非金属防热材料平板试验件和热电偶前端感温部始终保持紧密接触。

为了确保高温热试验过程中热电偶前端感温部和非金属防热材料平板试验件不会出现相互接触不良的现象，在安装非金属防热材料平板试验件前，先将测温热电偶的前部向上的弓形位移做的比较大，使热电偶前端感温部高于高温陶瓷框架上平面5mm-6mm，形成一个向上的初始预变形，当非金属防热材料平板试验件压在高温陶瓷框架上时，热电偶前端感温部将会出现相下5mm-6mm的位移，热电偶前部的这5mm-6mm变形被强制压回后，会产生比较大的向上的弹性力，使得热电偶前端感温部和非金属防热材料平板试验件表面能够保持紧密接触，采用这种预变形加力方法保证了1000℃-1400℃高温环境下测温工作的可靠性和稳定性。

本发明的工作原理是：制作一个与平面试件边界尺寸相等的高温陶瓷框架结构，该陶瓷框架采用能耐1800℃的氧化铝含量高达99％的刚玉高温陶瓷材料烧制而成，因此，该陶瓷框架能够确保在1000℃至1400℃高温环境下稳定工作。高温陶瓷框架结构内有一圆孔，将测温热电偶安装在高温陶瓷框架结构的中孔内，测温热电偶前部向上弯成弓形形状。在进行高超声速飞行器非金属防热材料平面试件表面高温测量时，将非金属防热材料平面试件压在高温陶瓷框架结构上，由平面试件的自重产生向下的压力和热电偶前部向上弯成的弓形形状之间相互作用，形成非金属防热材料平面试件表面和热电偶感温部之间的紧密接触。使热电偶前端测温部在高温下也能够始终保持向上的接触力。当按照热流曲线或温度曲线给非金属防热材料平面试件表面加温时，由于温热电偶前端向上的弓形形状和热电偶丝本身具有的刚度，以及刚玉高温陶瓷框架结构具有在1800℃高温下都不易变形得优点，即使当温度高达1000℃至1400℃时，试件表面和热电偶感温部之间也可以紧密接触，热电偶前端感温部，可迅速感知试件表面的温度变化，通过计算机记录、并计算出热试验过程中非金属防热材料试件表面的动态温度变化曲线。

本发明与现有技术相比的有益效果是：由于本发明采取了将测温热电偶安装在高温陶瓷框架结构的中孔内，测温热电偶前部向上弯成弓形形状，通过平面试件的自重产生向下的压力和热电偶前部向上弯成的弓形形状产生的向上的压力之间相互作用，确保了非金属防热材料平面试件表面和热电偶感温部的紧密接触。由于测温热电偶支撑部位不使用粘接剂，避免了传统粘接支撑固定方法在大于1000℃高温环境下，测温热电偶支撑部位极易出现开胶引起的试验失败。另外，由于热电偶前端感温部也没有粘接层，试件表面和热电偶感温部之间是靠压力而不是靠粘接接触，在1000℃-1400℃的高温环境下，即使由于高温热变形产生少量横向位移，因为两者之间有比较大的相互作用的预应力，可以保证试件表面和热电偶感温部之间始终是处于紧密接触的状态。使测量结果更加准确、可靠。以上发明解决了在1000℃-1400℃的极高温度环境下，关系到压接测温方式成败的关键技术难点。另外，在需要对不同隔热效果、不同厚度的大量试验件测温时，由于没有粘接层，不需要清理粘接点，仅需换上新的非金属防热材料平面试件，因此本发明还具有安装简捷，使用方便的优点。

附图说明

图1为本发明的结构侧视图；

图2为本发明的高温陶瓷框架的立体结构示意图；

图3为使用本发明测得的某导弹碳纤维复合材料平面试验件在1000℃高温下试验件表面的温度变化曲线图；

图4为使用本发明测得的某导弹碳纤维复合材料平面试验件在1400℃高温下试验件表面的温度变化曲线图。

具体实施方式

如图1和图2所示，本发明由高温陶瓷框架1、测温热电偶2、非金属防热材料平板试验件6、绝热支撑架7、加热源8(本实施例采用能形成1600℃高温环境的硅钼红外辐射加热管)、导线9和计算机10组成。高温陶瓷框架1采用能耐1800℃的氧化铝含量99％的刚玉高温陶瓷材料烧制，测温热电偶2采用测量范围高达1800℃的双铂銠热电偶。高温陶瓷框架1安放在绝热支撑架7上，高温陶瓷框架1上有一圆孔5，将套有陶瓷绝缘套管4的测温热电偶2插入高温陶瓷框架1的圆孔5内，测温热电偶2前部弯成向上的弓形，非金属防热材料平板试验件6压在高温陶瓷框架1上，使其压住测温热电偶2最前部焊接成圆珠状的热电偶前端感温部3，通过非金属防热材料平板试验件6向下的重力和测温热电偶2前部弓形部位向上的弹性力之间的相互作用，使得非金属防热材料平板试验件6和热电偶前端感温部3能够始终保持紧密接触。

本发明中的圆孔5的直径为5mm；测温热电偶2的前部向上弓，并使热电偶前端感温部3高于高温陶瓷框架1的上平面5mm-6mm，形成向上5mm-6mm的初始预变形。当非金属防热材料平板试验件6压在高温陶瓷框架1上时，固定在高温陶瓷框架1上的测温热电偶2最前部的热电偶前端感温部3被非金属防热材料平板试验件6强制向下压回5mm-6mm，即热电偶前端感温部3被强制压下并回到原来的初始位置，由于金属热电偶丝具有的刚性，强制压下时会产生非常大的向上的弹性力，这种施加预应力的技术方法保证了热电偶前端感温部3和非金属防热材料平板试验件6之间的接触更加紧密和可靠。

在模拟导弹等高超声速飞行器的高达1000℃-1400℃的高温气动热试验过程中，当加热源8按照加热温度曲线给非金属防热材料平板试验件6的表面进行辐射加热时，与非金属防热材料平板试验件6表面紧密接触的测温热电偶前端感温部3，检测到非金属防热材料平板试验件6表面的温度变化，并将温度变化转变为电信号，经导线9送入计算机10进行存储与计算，得出非金属防热材料平板试验件6表面温度的动态变化曲线如图3(稳态温度1000℃)和图4(稳态温度1400℃)所示。

从图3和图4可以看到，高超声速飞行器非金属防热材料平板试验件6的表面温度在150秒钟内分别上升至1000℃和1400℃高温，之后保持到600秒钟时加热过程结束。由图3和图4还可以看到，在整个试验全过程中，设定温度曲线和测控温度曲线重合性良好，跟踪误差非常小，测控温度曲线平滑，没有抖动现象。证明了本发明在1000℃-1400℃非常高的温度环境下，也能够准确有效地对高超声速飞行器非金属防热材料平板试验件6表面温度的动态变化进行实时测量与记录。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。