[发明专利]一种飞行器表面烧蚀后退量测量方法、计量装置及飞行器

说明书

本发明提供了一种飞行器表面烧蚀后退量测量方法，所述飞行器表面包括防热层，所述防热层内设置测量元件，所述测量元件厚度与防热层相同，所述测量元件包括多个测量位置；所述测量方法包括步骤：距离信息获取、到达时间获取、烧蚀速度计算，根据所述距离信息和到达时间计算烧蚀速度。所述测量元件包括有多个测量位置，分别获取烧蚀至各个测量位置的到达时间，通过烧蚀量与到达时间能够推算烧蚀速度，提高获得信息的精确度；本发明提供了一种飞行器表面烧蚀后退量计量装置，根据输入电压与输出电压的比值能够判断哪个测试线断开，精确监控烧蚀量，获取烧蚀进度；本发明还提供了一种飞行器，搭载所述计量装置。

技术领域

本发明涉及航天飞行器技术领域，尤其涉及一种飞行器表面烧蚀后退量测量方法、计量装置及飞行器。

背景技术

航天飞行器再入大气层时，结构外表面承受高速飞行带来的高温环境，最高温度可超过2000℃。一般金属结构难以承受此高温，因此一般需要在金属结构外部覆盖一层耐高温的复合材料结构，称为防热层。在高温作用下，防热层外表面会发生燃烧，燃烧会带走表面物质，从而使得防热层表面产生后退现象，称为表面烧蚀后退量。航天飞行器在大气层内飞行，需要控制防热层的表面后退烧蚀量，避免内部结构和仪器设备暴露在高温环境下，以确保航天飞行器能够正常工作。由于高温下防热层的烧蚀是一个涉及物理、化学变化的复杂过程，目前需要通过地面风洞试验的方法模拟航天飞行器进入大气层过程，并实际测量防热层表面烧蚀后退量，以便对防热层方案的合理性进行评估。

不论是航天飞行器进入大气层还是在地面采用风洞试验进行模拟，航天飞行器结构表面的温度都非常高，因此测量表面烧蚀后退量非常困难。目前采用的方法主要是在地面风洞试验前测量结构的初始厚度，然后进行风洞模拟试验，使得结构表面产生烧蚀后退，待试验结束之后，结构冷却到室温，再测量结构的剩余厚度，用初始厚度减去剩余厚度，得到总的表面烧蚀后退量。目前的方法只能得知总的烧蚀量，无法获得试验过程中的表面烧蚀后退量，进而也无法得知烧蚀速度，获得的信息十分有限。

因此，本领域亟需一种飞行器表面烧蚀后退量测量方法、计量装置及飞行器。

有鉴于此，提出本发明。

发明内容

本发明的目的在于提供一种飞行器表面烧蚀后退量测量方法、计量装置及飞行器，以解决上述至少一个技术问题。

本发明提供了一种飞行器表面烧蚀后退量测量方法，所述飞行器表面包括防热层，所述防热层内设置有测量元件，所述测量元件包括多个测量位置，多个所述测量位置与防热层外表面的距离不相等，所述测量方法包括步骤：

距离信息获取，获取每个测量位置与防热层外表面的距离信息；

到达时间获取，分别获取烧蚀至各个测量位置的到达时间；

烧蚀速度计算，根据所述距离信息和到达时间计算烧蚀速度。

采用上述方案，所述测量元件内有多个测量位置，当烧蚀至任一个测量位置时，即可得知烧蚀至任一个测量位置的烧蚀量，对每个测量位置进行监控，分别获取烧蚀至各个测量位置的到达时间，通过烧蚀量与到达时间能够推算烧蚀速度，提高获得信息的精确度，同时提高信息获取的丰富度。

进一步地，所述测量位置上设置有测试线，所述测试线之间不相交，所述测试线数量与测量位置数量相等，多条所述测试线由防热层外层向内侧均匀排布，相邻所述测试线之间距离相等。

采用上述方案，当烧蚀至测试线时，可知已经烧蚀至该位置，多条所述测试线由防热层外表面向内表面分层设置，在保证测试精确度的前提下降低测试线数量，降低测量元件设置难度，减低监测难度。