專利名稱：高超聲速飛行器材料1800度有氧環(huán)境下單側(cè)面高溫試驗裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及高超聲速飛行器材料1800度有氧環(huán)境下單側(cè)面高溫試驗裝置。特別是在模擬高馬赫數(shù)導(dǎo)彈飛行試驗的輻射加熱時，能夠復(fù)現(xiàn)真實的有氧條件下高超聲速飛行器的單側(cè)面飛行熱環(huán)境，獲得高超聲速飛行器材料在極端氧化高溫環(huán)境下的隔熱特性等性能參數(shù)。為研制高速航天航空器提供重要的熱試驗測試手段。
背景技術(shù)：
由于高超聲速飛行器能夠?qū)崿F(xiàn)全球遠距離快速到達，實施有效的高空高速突防及快速精確打擊，因此具有極為重要的應(yīng)用價值和戰(zhàn)略意義，高超聲速飛行器已經(jīng)成為當今世界各主要航天航空大國研究的熱點。
隨著高超聲速飛行器設(shè)計飛行速度大幅度提高，由氣動加熱產(chǎn)生的高溫熱環(huán)境變得極為嚴酷。由文獻記載美國航天飛機穿越大氣層時各部位的溫度分布知，機翼、機體、垂尾等大部分區(qū)域的溫度在750°C 1500°C之間，飛行器前錐端部和進氣道等部位甚至?xí)霈F(xiàn)1800°C的高溫區(qū)。如此極端惡劣的高溫熱環(huán)境，使得高超聲速飛行器材料和結(jié)構(gòu)的熱防護和熱強度問題成為事關(guān)研制成敗的關(guān)鍵問題。高馬赫數(shù)飛行時出現(xiàn)嚴重氣動加熱所產(chǎn)生的高溫，會顯著降低高超聲速飛行器材料的強度極限和飛行器結(jié)構(gòu)的承載能力，使結(jié)構(gòu)產(chǎn)生熱變形，破壞部件的氣動外形并影響飛行器結(jié)構(gòu)的安全性能。為保證高速飛行器的安全，確認飛行器的材料和結(jié)構(gòu)是否能經(jīng)得起高速飛行時所產(chǎn)生的熱沖擊及高溫熱應(yīng)力破壞，須對高超聲速飛行器材料和結(jié)構(gòu)進行靜態(tài)或動態(tài)的氣動熱環(huán)境模擬試驗。模擬飛行材料和結(jié)構(gòu)在高速飛行時的真實受熱狀況，分析試驗過程中飛行器各部分的熱應(yīng)力、熱變形、結(jié)構(gòu)膨脹量等高溫力學(xué)性能參數(shù)的變化對飛行器結(jié)構(gòu)強度的影響，以及在高溫下的承載能力、使用壽命以及安全可靠性，該項工作對于高超聲速飛行器的熱防護與安全設(shè)計具有非常重要的實際意義。在大于1500°C溫度環(huán)境下的高溫試驗比較困難(如鎳基不銹鋼的熔點為1450°C，1500°C時已熔化)，極端高溫試驗往往需要在真空或惰性氣體全封閉條件下進行，而該種試驗環(huán)境與飛行時的有氧熱環(huán)境條件不一致。另外，使用真空設(shè)備做高溫試驗試驗裝置非常復(fù)雜，試驗成本昂貴，且試驗尺寸受到限制。國家自然科學(xué)基金委2012年最新發(fā)布的“近空間飛行器的關(guān)鍵基礎(chǔ)科學(xué)問題”重大研究計劃項目指南中提出，要“發(fā)展測量與表征耐1500°C以上的各種新型超高溫材料與結(jié)構(gòu)的力一變形曲線以及力/熱/氧化關(guān)鍵參量和性能，提升極端高溫氧化環(huán)境下超高溫材料與結(jié)構(gòu)實驗方法和技術(shù)的創(chuàng)新能力。”高超聲速飛行器在大氣層中飛行時，外表面與空氣(單側(cè)面)的摩擦產(chǎn)生極高的溫度，該溫度相當于單側(cè)面加熱狀態(tài)。因此需要模擬飛行過程中飛行器外表面的單側(cè)面氣動加熱環(huán)境，以檢驗和測試防熱材料和防熱結(jié)構(gòu)的熱防護性能。上述單側(cè)面熱試驗中防熱材料和防熱結(jié)構(gòu)試驗件需要有熱面和冷面的區(qū)別，因此不能將防熱材料和防熱結(jié)構(gòu)整體放在高溫加熱爐中加熱。目前高超聲速飛行器設(shè)計部門極為希望在高達1800°C的極端高溫有氧環(huán)境下，對高馬赫數(shù)飛行器防熱材料和防熱結(jié)構(gòu)進行單側(cè)面高溫加熱性能試驗測試。為此設(shè)計了一種高超聲速飛行器材料1800°C有氧環(huán)境下單側(cè)面高溫試驗裝置。為飛行速度更快的高超聲速飛行器和高速導(dǎo)彈的研制提供必要的熱試驗手段。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的技術(shù)解決問題是克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種高超聲速飛行器材料1800°C有氧環(huán)境下單側(cè)面高溫試驗裝置，能夠?qū)崿F(xiàn)有氧環(huán)境中高超聲速飛行器耐高溫材料隔熱試件的單側(cè)面飛行熱環(huán)境，獲得高超聲速飛行器材料在極端有氧高溫環(huán)境下的隔熱特性參數(shù)。為研制高速航天航空器提供重要的試驗手段。本發(fā)明的技術(shù)解決方案是高超聲速飛行器材料1800度有氧環(huán) 境下單側(cè)面高溫試驗裝置，包括硅鑰加熱器陣列、高溫陶瓷支座、隔熱基座、硅鑰加熱器中部支撐架、高溫陶瓷平板、高超聲速飛行器平面試驗件材料、高溫隔熱材料、熱電偶溫度傳感器、導(dǎo)線與計算機；所述硅鑰加熱器陣列固定在高溫陶瓷支座的圓孔中，形成一個水平放置的密集排列平面加熱陣列，硅鑰加熱器陣列通電后可生成高達1800°C的有氧高溫熱環(huán)境，高溫陶瓷支座放置在隔熱基座上，硅鑰加熱器支撐架放置在硅鑰加熱器陣列的中部，高溫陶瓷支座上安放有開有方形透熱孔的高溫陶瓷平板，高超聲速飛行器平面試驗件材料放置在高溫陶瓷平板的上面，硅鑰加熱器陣列產(chǎn)生的高溫通過高溫陶瓷平板上的方形透熱孔對高超聲速飛行器平面試驗件材料進行輻射加熱，在高超聲速飛行器平面試驗件材料的四周填放高溫隔熱材料防止水平方向的熱泄漏，高超聲速飛行器平面試驗件材料的下表面的中間部位和上表面的中間部位安裝有熱電偶溫度傳感器，熱電偶溫度傳感器通過導(dǎo)線與計算機連接。通過計算機自動記錄極端高溫環(huán)境下高超聲速飛行器平面試驗件材料上、下表面的溫度變化數(shù)據(jù)，測試得到高超聲速飛行器平面試驗件材料的隔熱性能。所述熱電偶溫度傳感器使用可在高達1850°C有氧高溫環(huán)境中工作的貴金屬鉬銠絲制成。所述安裝在硅鑰加熱器陣列中部的硅鑰加熱器支撐架由可耐1800°C的高溫陶瓷制成，用于避免硅鑰加熱器陣列在1800 V高溫環(huán)境下的中部下垂變形。所述硅鑰加熱器支撐架上有與硅鑰加熱器陣列直徑匹配的半圓形凹槽，由于硅鑰加熱器陣列在高溫下不但會產(chǎn)生下垂變形，還會出現(xiàn)基于非均勻熱應(yīng)力引起的橫向不規(guī)則變形，硅鑰加熱器支撐架上部的與硅鑰加熱器陣列直徑相匹配的半圓形凹槽，可進行間距定位，防止硅鑰加熱器的高溫橫向變形，保證密集排列的鑰加熱棒之間的等間距和溫度場的均勻性。所述硅鑰加熱器陣列中的硅鑰加熱棒采用串聯(lián)方式連接，以提升硅鑰加熱器陣列的供電驅(qū)動電壓。本發(fā)明的原理由于高超聲速飛行器在大氣層中飛行時，其外表面與空氣摩擦產(chǎn)生的高溫屬于單側(cè)面加熱狀態(tài)。因此不能將防熱材料和防熱結(jié)構(gòu)整體放在高溫加熱爐中加熱。本發(fā)明設(shè)計一種高超聲速飛行器材料1800°C有氧環(huán)境下單側(cè)面高溫試驗裝置，使用硅鑰加熱器陣形成一個密集排列的水平放置的平面加熱陣列，形成均勻的水平溫度場，列通電后可產(chǎn)生高達1800°C的單側(cè)面有氧高溫熱環(huán)境，在水平放置的硅鑰加熱器陣列中間部位安放硅鑰加熱器中部支撐架，防止極端高溫環(huán)境下硅鑰加熱器陣列的中部下垂，本發(fā)明可復(fù)現(xiàn)有氧環(huán)境下高超聲速飛行器耐高溫材料隔熱試件的單側(cè)面飛行熱環(huán)境，獲得對熱防護系統(tǒng)的安全可靠性設(shè)計具有極為重要意義的高超聲速飛行器材料和結(jié)構(gòu)極端高溫環(huán)境下的隔熱特性參數(shù)。本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果是(I)現(xiàn)有技術(shù)對于1800°C的極端高溫熱環(huán)境使用真空、惰性氣體或高溫封閉爐中的整體加熱方式，與高超聲速飛行器在大氣層中飛行時，外表面與空氣單側(cè)面摩擦產(chǎn)生的高溫環(huán)境不同，且高溫熱試驗中防熱材料試驗件有熱面和冷面的區(qū)別，因此不能將防熱材料和防熱結(jié)構(gòu)整體放在高溫加熱爐中進行整體加熱。本發(fā)明使用硅鑰加熱器陣形成一個密集排列的平面加熱陣列，通電后生成高達1800°C的單側(cè)面有氧高溫熱環(huán)境，對高超聲速飛行器平面試驗件單側(cè)面進行加熱，通過計算機控制并自動記錄極端高溫環(huán)境下高超聲速飛行器平面試驗件材料上、下表面的溫度和溫度差，由此得到高超聲速飛行器平面試驗件材料在1800°C高溫下與飛行環(huán)境相符的單側(cè)面熱環(huán)境下的隔熱性能參數(shù)。 (2)本發(fā)明將硅鑰加熱器陣列設(shè)計成水平放置，由于傳統(tǒng)的垂直放置硅鑰加熱器陣列在生成大面積溫度環(huán)境時，熱向上聚集，在垂直方向上會產(chǎn)生較大的溫度差別，本發(fā)明將硅鑰加熱器陣列水平放置后其加熱部位處于同一高度，產(chǎn)生的溫度場比垂直放置硅鑰加熱器陣列方式具有溫場均勻性好的優(yōu)點。(3)由于1800°C極端高溫會造成硅鑰加熱器陣列中部下垂變形，這也是傳統(tǒng)方式將硅鑰加熱器陣列垂直吊放的原因所在，本發(fā)明在水平放置的硅鑰加熱器陣列的中間部位安放可耐1800°C高溫的硅鑰加熱器中部支撐架，防止了高溫環(huán)境下硅鑰加熱器陣列的中部下垂。(4)本發(fā)明裝置結(jié)構(gòu)簡潔，使用方便，為高超聲速飛行器材料和結(jié)構(gòu)在極端熱環(huán)境下隔熱性能研究和的安全設(shè)計提供了有效的地面試驗手段。具有重要的工程應(yīng)用價值。


圖I為本發(fā)明的結(jié)構(gòu)側(cè)視示意圖；圖2為本發(fā)明的硅鑰加熱器陣列頂視示意圖；圖3為本發(fā)明的硅鑰加熱器陣列中部支撐架示意圖。
具體實施例方式如圖I、圖2和圖3所示，本發(fā)明由硅鑰加熱器陣列I、高溫陶瓷支座2、隔熱基座3、硅鑰加熱器中部支撐架4、高溫陶瓷平板5、高超聲速飛行器平面試驗件材料6、高溫隔熱材料7、熱電偶溫度傳感器8、導(dǎo)線9與計算機10組成。硅鑰加熱器陣列I固定在高溫陶瓷支座2的圓孔中，形成水平放置的密集排列的平面加熱陣列，硅鑰加熱器陣列I通電后可生成高達1800°C的有氧高溫熱環(huán)境，高溫陶瓷支座2固定在隔熱基座3上，硅鑰加熱器支撐架4放置在硅鑰加熱器陣列I的中部，高溫陶瓷支座2上安放有開有方形透熱孔的高溫陶瓷平板5，高超聲速飛行器平面試驗件材料6放置在高溫陶瓷平板5的上面，硅鑰加熱器陣列I產(chǎn)生的高溫通過高溫陶瓷平板5上的方形透熱孔對高超聲速飛行器平面試驗件材料6加熱，在高超聲速飛行器平面試驗件材料6的四周填放高溫隔熱材料7，如使用可耐1800°C的輕質(zhì)耐高溫陶瓷纖維板，防止高超聲速飛行器平面試驗件材料6在水平方向的熱泄漏，高超聲速飛行器平面試驗件材料6的下表面(受熱面)中部和上表面(冷面)中部安裝有熱電偶溫度傳感器8，并通過導(dǎo)線9與計算機10連接。計算機10自動記錄下極端高溫環(huán)境下的高超聲速飛行器平面試驗件材料6上、下表面的溫度變化數(shù)據(jù)，得到高超聲速飛行器平面試驗件材料6的隔熱性能參數(shù)。本發(fā)明中熱電偶溫度傳感器8由可在高達1850°C有氧高溫環(huán)境中工作的貴金屬鉬銠絲制成。本發(fā)明中放置在硅鑰加熱器陣列I的中部的硅鑰加熱器支撐架4由可耐1800°C的高溫陶瓷制成，用于避免硅鑰加熱器陣列I在1800°C高溫環(huán)境下其中部的下垂變形。本發(fā)明中硅鑰加熱器支撐架4上有與硅鑰加熱器陣列I直徑匹配的半圓形凹槽。本發(fā)明中硅鑰加熱器陣列I中的硅鑰加熱棒以串聯(lián)方式連接，以提升硅鑰加熱器陣列I的供電驅(qū)動電壓。 本發(fā)明未詳細闡述部分屬于本領(lǐng)域公知技術(shù)。
權(quán)利要求
1.高超聲速飛行器材料1800度有氧環(huán)境下單側(cè)面高溫試驗裝置，其特征在于包括硅鑰加熱器陣列(I)、高溫陶瓷支座(2)、隔熱基座(3)、硅鑰加熱器中部支撐架(4)、高溫陶瓷平板(5)、高超聲速飛行器平面試驗件材料(6)、高溫隔熱材料(7)、熱電偶溫度傳感器(8)、導(dǎo)線(9)與計算機(10);硅鑰加熱器陣列(I)固定在高溫陶瓷支座(2)的圓孔中，形成一個水平放置的密集排列的平面加熱陣列；硅鑰加熱器陣列(I)通電后能夠生成高達1800°C的有氧高溫熱環(huán)境；高溫陶瓷支座(2)放置在隔熱基座(3)上，硅鑰加熱器支撐架(4)放置在硅鑰加熱器陣列(I)的中部，高溫陶瓷支座(2)上安放有開有方形透熱孔的高溫陶瓷平板(5)，高超聲速飛行器平面試驗件材料(6)放置在高溫陶瓷平板(5)的上面，高超聲速飛行器平面試驗件材料(6)的下表面中部和上表面中部安裝有熱電偶溫度傳感器(8),熱電偶溫度傳感器(8)輸出通過導(dǎo)線(9)與計算機(10)連接；計算機(10)自動記錄極端高溫環(huán)境下高超聲速飛行器平面試驗件材料(6 )上、下表面的溫度變化數(shù)據(jù)和溫度差，通過熱電偶溫度傳感器(8)測量得到高超聲速飛行器平面試驗件材料(6)的隔熱性能參數(shù)。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的高超聲速飛行器材料1800度有氧環(huán)境下單側(cè)面高溫試驗裝置，其特征在于所述硅鑰加熱器陣列(I)由生成1800°C有氧高溫環(huán)境的硅鑰棒組成。
3.根據(jù)權(quán)利要求I所述的高超聲速飛行器材料1800度有氧環(huán)境下單側(cè)面高溫試驗裝置，其特征在于所述熱電偶溫度傳感器(8)由在高達1850°C有氧高溫環(huán)境中工作的貴金屬鉬銠絲制成。
4.根據(jù)權(quán)利要求I所述的高超聲速飛行器材料1800度有氧環(huán)境下單側(cè)面高溫試驗裝置，其特征在于所述硅鑰加熱器陣列(I)中部的硅鑰加熱器支撐架(4)由耐1800°C的高溫陶瓷制成，用于避免硅鑰加熱器陣列(I)在1800°C高溫環(huán)境下其中部的下垂變形。
5.根據(jù)權(quán)利要求I所述的高超聲速飛行器材料1800度有氧環(huán)境下單側(cè)面高溫試驗裝置，其特征在于所述硅鑰加熱器支撐架(4)上有與硅鑰加熱器陣列(I)直徑匹配的半圓形凹槽。
6.根據(jù)權(quán)利要求I所述的高超聲速飛行器材料1800度有氧環(huán)境下單側(cè)面高溫試驗裝置，其特征在于所述硅鑰加熱器陣列(I)中的硅鑰加熱棒以串聯(lián)方式連接，以提升硅鑰加熱器陣列(I)的供電驅(qū)動電壓。
7.根據(jù)權(quán)利要求I所述的高超聲速飛行器材料1800度有氧環(huán)境下單側(cè)面高溫試驗裝置，其特征在于在所述高超聲速飛行器平面試驗件材料(6)的四周填放高溫隔熱材料(7)，以防止水平方向的熱泄漏。
全文摘要
高超聲速飛行器材料1800度有氧環(huán)境下單側(cè)面高溫試驗裝置，包括硅鉬加熱器陣列、高溫陶瓷支座、隔熱基座、高溫陶瓷平板、高超聲速飛行器平面試驗件材料、高溫隔熱材料、熱電偶溫度傳感器與計算機。本發(fā)明能夠在進行高超聲速飛行器材料輻射加熱試驗研究時，實現(xiàn)有氧環(huán)境下的高馬赫數(shù)飛行器單側(cè)面飛行熱環(huán)境，測量高超聲速飛行器材料在極端有氧高溫環(huán)境下的隔熱特性參數(shù)。為研制高速航天航空器提供重要的極端熱環(huán)境試驗測試手段。
文檔編號G01N25/20GK102879423SQ20121038058
公開日2013年1月16日 申請日期2012年10月9日 優(yōu)先權(quán)日2012年10月9日
發(fā)明者吳大方, 潘兵, 劉華, 楊嘉陵, 高鎮(zhèn)同 申請人:北京航空航天大學(xué)