[发明专利]一种可快速降温的飞行器地面热模拟试验装置

说明书

技术领域

本发明属于高速飞行器热模拟技术领域，涉及一种可快速降温的飞行器地面热模拟试验装置。

背景技术

高速飞行器(尤其是高超音速飞行器)飞行速度的提升恶化了飞行器所面对的热环境，其飞行过程中会产生剧烈的气动加热，机体表面温度会在气动加热的作用下升高至超过1000℃，而在飞行过程中因飞行器减速等因素影响，高温表面可能会经历一个快速降温的过程。高温表面的快速降温会引起热应力过大、密封失效、结构变形和破坏，对飞行器的安全和正常飞行造成严重影响。针对某些部件和材料，需要在地面模拟其快速降温的过程，观察材料和部件的具体变化情况并通过热模拟试验检测其可靠性。

为了降低试验成本，避免飞行试验和风洞试验，地面的热模拟试验装置成为了众多高速飞行器进行检测的必要手段，通过在试验件表面施加所需要的热流密度，可以在地面准确再现相关材料和部件在飞行过程中的受热和温度变化情况。

然而，目前国内外热模拟试验装置多为气动加热过程模拟，如以红外辐射加热器或者石墨加热器作为热源，模拟气动加热热流，检测材料和部件在气动热作用下的具体性能，无法满足降温过程模拟的试验要求，文献中也少有类似的降温模拟装置报道。降温模拟如何实现、如何与加热过程模拟进行衔接，这些问题均会影响新的高速飞行器的开发和测试。

为此，建设能满足高速飞行器热模拟试验要求的快速降温地面热模拟试验装置，是开发新的高速飞行器、保证其飞行安全的迫切需求，也是完善地面热模拟试验方法的重要手段。

发明内容

本发明解决的问题在于提供一种可快速降温的飞行器地面热模拟试验装置，满足不同尺寸、不同材料试验件的快速降温需求，并能够提供不同的降温速率。

本发明是通过以下技术方案来实现：

一种可快速降温的飞行器地面热模拟试验装置，该装置包括压缩空气系统、水/液氮供应系统、第一试验件加热-降温试验平台、第二试验件加热-降温试验平台和数据采集与控制系统；

所述的压缩空气系统向第一试验件加热-降温试验平台、第二试验件加热-降温试验平台提供压缩空气作为降温介质，在其提供降温介质的管路上设置数据采集与控制系统可控的阀门；

所述的水/液氮供应系统向第二试验件加热-降温试验平台提供水/液氮作为降温介质，在其提供降温介质的管路上设置数据采集与控制系统可控的阀门；

所述的第一试验件加热-降温试验平台、第二试验件加热-降温试验平台上分别设有红外辐射加热器、接纳降温介质的冷却装置和加热-降温位置转换的轨道，轨道上设有试验件基座；试验件放置在试验件基座上随其移动可在加热端与冷却端转换，在冷却热端的外侧还设有启动降温介质释放的行程开关，当基座移动至冷却端时触发行程开关，行程开关打开，降温介质进入到冷却装置中。

所述的压缩空气系统包括活塞式空气压缩机，其空气出口与油水分离器连接，通过过滤器与储气罐相连接，储气罐的出口与第一扩压段相连接，初步扩压后的压缩空气经流量计和空冷开闭电磁阀进入空气支路，空气支路与第一试验件加热-降温试验系统中作为冷却装置的阵列射流降温模块连接，压缩空气在阵列射流降温模块中经过进一步扩压和整流后产生阵列射流。

所述的油水分离器通过三级精密过滤器后分别与第一储气罐和第二储气罐相连接，精密过滤器与储气罐之间的管路上还设有第一截止阀；油水分离器还通过设有第二截止阀的管路与储气罐相连接；控制第一截止阀、第二截止阀的开闭可在过滤器堵塞工况下直接将压缩空气送入储气罐；

所述的第一储气罐的上游、下游管路上还分别设有第三截止阀、第四截止阀，可实现单个/两个储气罐的切换。

所述的空冷开闭电磁阀连接可触发的行程开关，在其被触发后将储气罐中的压缩空气释放到阵列射流降温模块中；所述的空气支路包括4通道受控分区降温金属软管和用于单通道降温金属软管，4通道受控分区降温软管上还分别设有电动调节阀，该电动调节阀受数据采集和控制系统的控制，对空气流量进行调节，进而控制降温过程；所述的流量计将采集的流量信号发送给数据采集与控制系统。

所述的阵列射流降温模块包括阵列射流降温模块上部、阵列射流降温模块中部和阵列射流降温模块下部；

所述的阵列射流降温模块上部为扩压段，包括口部和渐扩通道，在口部设有流量分配器，渐扩通道中还设有多孔铁板，多孔铁板间夹设有多孔填充物)；所述的口部个数与单通道空气支路或4通道空气支路相匹配；

所述的阵列射流降温模块中部为整流段，阵列射流降温模块中部的通道中设有蜂窝结构；