大功率管型氙灯加热元件特性研究

随着高速飞行器的发展,对地面结构热试验提出了长时间高加热率的试验能力需求,常规加热元件已无法满足需求,为提升试验加热能力,对大功率管型氙灯加热元件进行了研制。针对新研制的管型氙灯的启动特性、加热特性等方面进行了测试分析,结果表明该加热元件性能优良,可以替代国外的同类产品,应用于结构热试验中。

箭上电缆防热设计及试验研究

对箭上电缆热环境进行总结,从对电缆热防护机理的分析着手,依据传热模式建立复合传热网络。调查并评价目前常用的防热材料和防护结构,提出了一体化系统结构设计理念。设计针对电缆防热考核系统的地面热结构试验,通过试验数据分析典型防护结构的温度响应。通过上述分析和总结,形成一套完善的设计、分析和验证流程。

地面结构热试验自然对流换热数值研究

基于ANSYS CFX,发展了一种自然对流换热数值仿真计算方法。应用该方法对地面热试验中的自然对流换热进行了数值研1究。分别给出了大空间自然对流、平板型热试验真实工况下的换热热流密度大小,并将其与大空间自然对流工程经验公式计算结果、地面试验结果进行对比。结果表明,数值仿真结果具有一定的合理性和准确性,可作为地面热试验自然对流损失项补偿的依据,从而提高地面热试验的准确度和有效性。

大型火箭增压管路试验空气内加热温度场数值研究

大型增压管路试验是在地面上对管路真实工况下的热、压力和力学环境进行模拟,从而对管路结构强度、刚度及密封性能等进行综合考核。现阶段,管路高温工况试验均采用空气内加热。本文分别对真实工况下和试验工况下的管路流动换热情况进行了分析,以某型号火箭一级增压管路为例,计算得出了真实工况和试验工况下加热空气不同流量、不同进口温度下的管路结构温度分布,将计算结果进行对比,优选出较理想的空气加热参数,从而为管路地面试验空气加热设计提供指导。

高速飞行器大型地面低气压环境热试验技术

临近空间高速飞行器飞行过程中,在低气压环境下将经受非常高的气动热载荷。对低气压环境下防隔热结构的传热特性影响因素进行了梳理,说明了气压环境对临近空间飞行器的防隔热性能的影响。为准确模拟飞行器在热载荷作用下的温度分布,建立了大型地面低气压环境热试验系统,提出了一套低气压环境热试验方法,解决了气压环境下大面积高热流长时间加热的问题,并成功应用于临近空间高速飞行器大型地面低气压环境热试验。

陶瓷导弹天线罩力热性能试验技术综述

本文概述了陶瓷导弹天线罩的结构、力热承载形式、以及失效模式,并从无损检测、材料级和结构级试验角度,综述了当前陶瓷天线罩材料和结构力热性能的各种检测与试验方法。其中,无损检测主要包括基于光学、声学、热学、射线等的方法;材料级试验包括材料热学、力学性能测试;结构级试验包括充压筛选、燃气流加热和静热试验。上述检测和试验手段共同组成了陶瓷天线罩力热性能测试系统。

陶瓷基双层天线罩简化模型隔热试验与仿真

对某纤维增强陶瓷基复合材料双层天线罩结构开展隔热性能分析,将双层天线罩结构简化为三层平板模型,采用石英灯辐射加热方法分别对双层天线罩结构及其简化模型开展隔热试验,对比试验结果并分析差异原因,进一步采用计算方法对简化模型进行隔热性能仿真评估,对比分析热对流效应对内部温度场产生的影响,为纤维增强陶瓷基复合材料双层天线罩的隔热性能分析及结构优化设计提供指导。

陶瓷导弹天线罩静热试验失效分析方法

针对陶瓷导弹天线罩静热试验中失效评估的技术难点,本文介绍了基于宏观断裂形貌分析、断裂过程的声发射和高速摄像监测、陶瓷罩体表面位移/应变测试,以及失效形式的仿真分析等多种失效分析方法、分析流程及其试验应用案例,并指出了各种分析技术的发展方向。

FSS天线罩辐射加热试验温度测试和控制方法研究

针对频率选择表面(Frequency Selective Surface,FSS)天线罩高温热匹配试验不允许涂黑和粘贴热电偶的技术需求,并考虑到结构表面高反射率的特点,通过设计辐射加热器并采用调试反控技术方案,建立了接触式与非接触式测温数据间的定量关系,实现了天线罩表面非接触式温度的准确测试和控制,以及对天线罩结构的有效辐射热匹配试验考核。本文研究工作可以为相关材料和结构的辐射加热试验和测试研究提供参考。

低气压环境火箭底部柔性防热材料隔热试验研究

文章针对飞行环境的压力变化,采用低气压环境复合瞬态热试验系统,在常压、20kPa、2kPa三种压力环境下模拟了火箭底部柔性防热材料在飞行过程中的瞬态热载荷。通过测试试件升温状态及表面烧蚀状态,研究压力环境对材料隔热性能的影响。通过试验结果对比分析,发现箭体底部柔性防热材料的升温幅度与烧蚀程度均随环境压力的下降而降低,20kPa、2kPa状态下的烧蚀量分别为常压状态下的87%和56%。

力热振联合试验静力加载技术研究

力热振联合试验是对全尺寸高速飞行器尾翼在加热、振动环境下进行静力加载的力学环境模拟试验,涉及多环境联合加载试验技术,其中静力加载是关键性的技术难题。本文根据热振联合试验环境特点,从柔性静力加载、载荷施加策略、静力及力矩平衡、静动耦合消除、加载控制技术、试验安全保护等方面,探讨了力热振联合试验中的静力加载技术,设计实现了静力加载系统,并成功应用于某大型力热振联合试验任务,该技术进一步拓展了多环境联合试验技术领域,可为此类尾翼联合环境试验提供更真实的试验技术平台。

某型C/SiC非金属高温转动摩擦副动态摩擦性能试验研究

操纵面外挂点转动摩擦副结构是飞行器飞行姿态控制的关键部件。文章介绍了外挂点摩擦副结构的应用背景,通过试验方法模拟了外挂点转动摩擦副结构气动力、热载荷环境下的工作状态,分别在常温和700℃高温状态下获得了某C/SiC非金属高温转动摩擦副结构的动态摩擦系数,对比分析了温度等因素对动态摩擦性能的影响,为该类型结构设计提供了参考。

整流罩热解锁试验加热方法研究

为了模拟整流罩在受日照和气动加热过程中的升温效应,通过计算后对整流罩进行分区,使用温度和热流联合控制的方式对整流罩进行辐射加热,完成了整流罩地面热解锁试验,获取了结构温度、位移等参数,验证了整流罩在经历一系列热环境后解锁的协调性。

基于Kollmorgen伺服运动控制的静力加载系统研究

不同于常规的静热复合试验静力加载需求,本文针对试验需求中响应速度快,位置控制精确,多点多域小载荷分布加载,按真实飞行历程实现静热同步加载,通过对多轴伺服运动控制技术的研究与应用,设计了基于Kollmorgen伺服运动控制的静力加载系统。进行了最小系统的搭建与调试,并在MOOG Smartest航空测试控制系统中,按正式试验给出飞行谱完成了试验控制,验证了系统设计的正确性,试验的安全保护、应急等功能,测控精度大大高于液压伺服加载,具有较高的可靠性和拓展性。

热振环境下钛合金薄壁结构疲劳寿命

由于钛合金薄壁结构长时间在飞行热振环境下结构内部产生不断变化的应力,可能引起结构疲劳失效,因此借助振动试验台搭建了高温振动疲劳测试系统,测定了20、150℃和300℃温度条件下钛合金悬臂薄板结构的随机振动S-N疲劳曲线,并建立了上述温度条件下钛合金悬臂薄板结构的疲劳寿命预测表达式,根据其计算得到的预测寿命与试验件的实际寿命相比误差较小,300℃、45.36 MPa应力水平下误差仅为3.76%。该方法可用于高温随机振动载荷作用下结构的疲劳性能和寿命预测研究。