辐射加热方法在结构热试验中的作用与地位

高超声速飞行器经受着严酷的气动加热环境,为验证飞行器整体设计、考核热结构耐热性能,需要开展大量的结构热试验研究,如辐射加热、气流加热方法等。其中辐射加热方法具有加热时间长、加热能力强、多温区控制等特点,是有效的结构全尺寸热试验方法;气流加热方法受试验空间、加热时间等限制,在特定问题上发挥着重要作用。给出了高超声速飞行器防热区和高温区的热结构设计理念,总结了国外结构热试验方法的发展和应用,指出用辐射加热模拟气动热环境仍将是新型飞行器热结构优化设计和性能考核的重要手段。

结构热试验石英灯电热特性研究

针对飞行器结构热试验常用辐射加热元件石英灯,利用比电阻法和热辐射法获得了典型石英灯的电压-灯丝温度曲线,并对两种方法进行了误差分析,表明两种方法都可用于灯丝温度的预测。讨论了石英玻璃的频谱特性,根据灯丝的辐射光谱得出了灯管的工作温度。预测了石英灯的潜在破坏模式。

结构热试验中冷壁热流边界模拟方法研究

在结构热试验中,由于受试验手段的限制,对于热载荷一般只能模拟热壁热流边界,而无法模拟冷壁热流边界。文章讨论了在结构热试验中进行冷壁热流边界模拟的试验方法,并使该方法在结构热试验的控制算法中加以实现,对结构热试验是一个有效的补充。

结构热试验技术的新发展

结构热试验技术是为解决飞行器跨越声速后出现的热障问题而发展起来的一种地面模拟试验技术。出现结构热试验近 50年来其加热技术、测试技术、热分析技术以及以热环境为主的综合环境试验技术都得到了发展 ,从而使结构热试验技术逐渐趋于成熟。对结构热试验技术的最新发展动态作了概述。

飞行器结构热试验中极值控制方法的应用

在飞行器结构热试验过程中,可能会出现个别温区的超温现象,试验件的热不均匀性带来的超温现象可能会对试验件产生过严考核的情况。文章主要介绍在飞行器结构热试验过程中为避免试验件出现超温现象而采用的极值控制方法。

结构热试验中模式切换控制方法介绍

高超声速飞行器制造采用大量的新型材料,其中烧蚀材料的使用比例较高。针对具有烧蚀材料的结构热试验没有可重复性的特点,开发了模式切换控制技术,在正式试验中出现传感器失效等故障时启用模式切换技术,可以有效避免试验的意外中止。

基于MTS的PWM技术在飞行器结构热试验中的应用

利用MTS的系统功能,使用PI控制算法和PWM相结合的控制方式进行某结构热试验。通过Simulink仿真,分析了各参数对系统功能的影响。试验表明,该控制方式控制误差较小,满足试验要求,可为相关热结构试验提供参考。

结构热试验中的加载技术

结构热试验是为了解决飞行器在高速飞行时出现的“热障”问题而发展起来的地面模拟试验技术，通过模拟飞行器在飞行中的热环境和气动载荷来检验其对飞行器结构的影响。针对结构热试验中的几种加载方式进行了探讨，并在头锥热载联合试验及仪器舱热在联合试验中进行应用。

飞行器气动加热环境与结构响应耦合的热结构试验方法

阐述了将结构热试验和气动加热计算相结合,实现气动热分析与热试验相耦合的试验控制方法。为飞行器的气动加热和结构热响应耦合分析提供了一个解决思路,同时为结构热试验热载荷条件的制定提出了新的方法,对应用复杂防热结构的飞行器的气动热分析和结构热试验具有重要的意义。

结构热强度虚拟试验平台技术研究

简要描述了通过对地面热试验的各个环节进行数字化建模,构建结构热试验虚拟试验平台的技术途径。数学仿真的过程也就是确定模块特征参数的过程,模块的标准化也是虚拟试验技术的发展趋势。热环境虚拟试验验证平台的建立对热环境地面模拟试验具有预示和指导作用,可以提高热环境地面模拟试验质量、缩短试验周期,加快热环境地面模拟试验的发展速度。

复杂石墨阵列快速时变热耦合控制方法

为了在高超声速飞行器结构热试验中准确模拟真实服役热环境,用快速时变热耦合控制方法对复杂石墨阵列进行控制.采用热耦合控制方法将瞬态热损失与瞬态黑体辐射量代入控制方程,实时获取试验件的真实热响应状态;研究了结构热试验热载荷典型历程及石墨阵列控制响应特性,设计了基于结构热试验的专家PID控制策略,给出了复杂石墨阵列全历程分段控制参数;研究了石墨阵列的电特性,设计了时变限伏控制策略,提高了石墨阵列的可靠性;设计了一种多温区耦合补偿控制方法,减小了温区间的耦合干扰.结果表明:试验得到的温度曲线与理论计算曲线在快速升温段的最大误差为4.8%,平稳段的最大误差为1.4%,下降段的最大误差为2.3%;有效减小了控制系统的超调量,提高了系统响应速度;使用快速时变热耦合控制方法在某试验中对复杂石墨阵列进行控制,控制误差小于1.2%.

结构热试验中的加热功率预估

在飞行器结构地面热试验中,通常采用石英灯辐射加热对试验件进行加温,本文对石英灯加热系统设计需要关注的关键问题进行了研究。首先对试验件所需的加热功率进行了理论描述,然后对因试验件材料不同导致的加热器功率差异进行了研究,当试验件表面温度相同时,由于材料热沉不同,不同材料所需的加热功率差异很大。这些研究成果在结构热强度试验中具有较强的应用价值。

飞行器燃油系统气动热试验与数值分析研究

气动加热与结构热传递耦合问题在航空航天领域非常重要。指出耦合性在试验与分析过程中的必要性。针对存在的耦合性,阐述了将结构热试验和气动加热计算相结合,提出模拟全弹道的全方程热流密度控制方法,实现气动热分析与热试验相耦合的试验控制。为飞行器燃油系统的气动加热和结构热响应耦合分析提供了一个解决思路,同时为结构热试验热载荷条件的制定提出了新的方法,对应用复杂防热结构的飞行器的气动热分析和结构热试验具有重要的意义。数值仿真结果与试验结果进行了对比,两者吻合得较好。

基于PLC的热结构试验程序设计

介绍热结构试验程序块各FC子程序的功能,重点说明温度载荷曲线数据块的建立和热结构试验的基本流程,分析讨论循环中断程序各状态位逻辑关系,保证程序按控制要求正确可靠执行,为类似编程提供一种解决方案。

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。

超高速防空导弹结构防热技术

介绍了高超声速导弹结构防热技术的发展现状。根据新一代超高速防空导弹气动加热特征 ,讨论了防空导弹弹体结构 ,包括天线罩、弹身各舱段。

辐射加热器灯头盲区对热流场影响分析

石英灯已广泛应用于结构热试验辐射加热器中,但是由于石英灯灯头安装处工作温度较低,因此在两列石英灯连接部位形成灯头盲区,从而使试验件相应区域热流产生明显下降。通过蒙特卡罗方法开展了灯头盲区对热流场的影响分析,获得了灯头盲区尺寸、灯阵与试件距离对热流波谷的影响规律,提出并讨论了改善灯头盲区的方法。研究结果为指导加热器布局设计、提升结构热试验模拟精度具有积极意义。

材料性能对加热功率需求的研究

在飞行器结构地面热试验中,通常采用石英灯辐射加热对试验件进行加温,本文对石英灯加热系统设计需要关注的关键问题进行了研究。首先对试验件所需的加热功率进行了理论描述,然后对因试验件材料不同而导致的加热器功率差异进行了研究。当试验件表面温度相同时,由于材料热沉的不同,不同材料所需的加热功率差异很大。这些研究成果在结构热强度试验中具有较强的应用价值。

低速大尺寸传热风洞的研制

为进行航空发动机内特别是叶轮机械内的边界层、传热和气膜冷却研究，设计、建造了大尺寸低速回流式风洞。描述了风洞结构和设计中考虑的主要问题。风洞性能测试结果表明，试验段中的气流达到很高的均匀度，不用紊流发生器时可达到很低的紊流度，试验板上的边界层参数和换热系数都和公认的关系式符合良好。

飞航导弹舵系统热防护技术

介绍了飞航导弹结构热防护技术的发展现状。通过分析新一代飞航导弹舵系统热环境特征．讨论了舵系统结构热防护技术以及相关的热结构设计、分析与试验技术。