大容積溫度和壓力可同步連續(xù)調(diào)節(jié)的高溫熱輻射試驗裝置及方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明設(shè)及大容積溫度和壓力可同步連續(xù)調(diào)節(jié)的高溫熱福射試驗裝置及方法，屬 于熱真空試驗技術(shù)領(lǐng)域，用于地面模擬飛行器由太空環(huán)境再入大氣層飛行過程中外層防/ 隔熱材料和結(jié)構(gòu)所經(jīng)受的真實氣動熱載荷和真空環(huán)境。所述的大容積是指能夠容納1:1尺 寸飛行器整體或局部結(jié)構(gòu)的體積為100-130m3真空試驗艙。
【背景技術(shù)】
[0002] 飛行器再入熱環(huán)境地面模擬試驗是研究氣動加熱和防/隔熱問題的重要手段之 一，相對飛行試驗而言，地面試驗具有成本低、可靠性高等優(yōu)點。一方面，飛行器在飛行試驗 前必須經(jīng)過地面試驗的考核，并W考核結(jié)果作為是否能夠開展飛行試驗的判據(jù)。另一方面， 為建立正確的數(shù)學物理模型，需要W試驗為基礎(chǔ)，用試驗結(jié)果檢驗和驗證理論計算的準確 性，為設(shè)計者提供依據(jù)。同時，地面試驗也是篩選防/隔熱材料種類、確定防/隔熱材料和 結(jié)構(gòu)性能和檢驗防/隔熱產(chǎn)品質(zhì)量的重要手段，是檢驗氣動加熱和防熱設(shè)計可靠性和合理 性的重要途徑。
[0003] 近年來，隨著飛行器飛行馬赫數(shù)、軌道機動性和在軌飛行時間的不斷提高，世界各 航空航天大國為了提高熱防護材料和組件的防/隔熱性能，都在不斷發(fā)展和提高地面模擬 試驗技術(shù)和能力，W便為新型飛行器熱防護評價系統(tǒng)提供更為有效和可靠的技術(shù)支持。
[0004] 自上世紀60年代起，國外許多試驗室均開始研制地面高溫福射式防/隔熱試驗系 統(tǒng)，該時期所研制的加熱器尺寸較小，多為"材料級"（長X寬外形尺寸lOOmmX100mm)，一 般只能用于進行材料的篩選，在對飛行器局部結(jié)構(gòu)進行熱密封性能和熱結(jié)構(gòu)性能考核時， 將導致飛行器結(jié)構(gòu)內(nèi)部產(chǎn)生較大的溫度梯度，無法獲得準確的溫度數(shù)據(jù)，尤其對飛行器局 部連接處的熱結(jié)構(gòu)、熱密封性能考核試驗的誤差更大。 陽0化]上世紀90年代至今，隨著飛行器飛行馬赫數(shù)的不斷提高和外層防/隔熱材料與結(jié) 構(gòu)的不斷更新，包括我國在內(nèi)的世界各航空航天大國開始著眼于建設(shè)新型地面試驗平臺， 將試驗件尺寸從"材料級"增大至"縮比結(jié)構(gòu)級"（長X寬外形尺寸lOOOmmX1000mm或 OSOOmmX1500mm)，W便能夠考核飛行器局部連接處的熱結(jié)構(gòu)、熱密封性能，隨著空氣動力 學的不斷發(fā)展，現(xiàn)有飛行器的氣動外形不斷更新，使得飛行器的整體尺寸不斷增大，為了獲 得更真實有效的試驗數(shù)據(jù)，有試驗者開始研制1:1尺寸的飛行器整體或局部結(jié)構(gòu)的試驗條 件。
[0006] 早期的再入飛行器多為慣性再入彈道條件，其主要特點為再入時間短，飛行器外 層防/隔熱材料和結(jié)構(gòu)不受總加熱量的熱累積效應影響，無需對其再入過程中的氣壓條件 進行精確模擬，因此現(xiàn)有設(shè)備不具備試驗艙艙壓連續(xù)精確調(diào)節(jié)能力。而隨著新一代飛行器 再入過程中彈道條件的改變，需要做長時間在軌飛行和變軌機動飛行。飛行軌道高度的不 斷變化，使得飛行器所處環(huán)境的真空度也在連續(xù)變化，最終導致飛行器外層防/隔熱材料 的熱物性參數(shù)和防/隔熱結(jié)構(gòu)的熱傳導性能也隨真空度的變化而實時改變。因此想要在地 面高溫福射式防/隔熱試驗系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，更為準確地模擬地面至距地面100km臨近空間 內(nèi)不同軌道高度條件下的空間效應，必須要實現(xiàn)試驗艙艙壓隨飛行器飛行軌道高度升降時 的連續(xù)精確加載和調(diào)節(jié)功能。
[0007] 由于距地面100km至地面空間內(nèi)大氣密度的不斷增加，飛行器外層防/隔熱材料 和結(jié)構(gòu)在變軌飛行過程所承受的氣動熱載荷大小將與軌道高度的升降呈正相關(guān)趨勢。并且 在長時間在軌飛行時受總加熱量的熱累積效應影響，想要更為真實地模擬長時間再入過程 中飛行器所處的熱環(huán)境條件，必須要對熱環(huán)境（溫度）進行真空環(huán)境下的精確調(diào)節(jié)。
[0008] 因此，要高質(zhì)量完成飛行器再入熱環(huán)境地面模擬試驗，必須同時完成真空度（艙 壓）和熱載荷（溫度）的實時精確加載和調(diào)節(jié)，即隨時間變化的同步調(diào)節(jié)。尤其是復合材 料制作的飛行器外層防/隔熱產(chǎn)品在受熱過程中內(nèi)部填充物W氣體形式從基體中揮發(fā)導 致的放氣量較大時，將對真空度的精確控制產(chǎn)生較大影響。必須通過技術(shù)創(chuàng)新保證一定放 氣量條件下的大容積試驗艙內(nèi)熱載荷（溫度）和真空度（壓力）的同步連續(xù)調(diào)節(jié)效果，W 更真實的模擬飛行器再入熱環(huán)境。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0009] 本發(fā)明的技術(shù)解決問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提出大容積溫度和壓力可同步 連續(xù)調(diào)節(jié)的高溫熱福射試驗裝置及方法，該系統(tǒng)能夠?qū)?:1尺寸飛行器整體或局部結(jié)構(gòu) (含材料）的試驗艙艙壓及真空環(huán)境下高溫熱載荷（1000°cw上）隨飛行器飛行軌道高度 升降時的連續(xù)精確加載和同步調(diào)節(jié)。
[0010] 為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：
[0011] 大容積溫度和壓力可同步連續(xù)調(diào)節(jié)的高溫熱福射試驗裝置，該試驗裝置包括控制 系統(tǒng)、真空抽氣系統(tǒng)、加熱系統(tǒng)、冷卻系統(tǒng)、補氣系統(tǒng)、測量系統(tǒng)和真空試驗艙，加熱系統(tǒng)和 冷卻系統(tǒng)均位于真空試驗艙內(nèi)，控制系統(tǒng)、補氣系統(tǒng)、真空抽氣系統(tǒng)和測量系統(tǒng)位于真空試 驗艙外；
[0012] 所述的真空試驗艙為試驗件提供所需的試驗環(huán)境，真空試驗艙下游通過真空管路 A和閥口與真空抽氣系統(tǒng)連接，真空試驗艙的上游通過真空管路D和閥口與補氣系統(tǒng)連接；
[0013] 所述的控制系統(tǒng)與真空抽氣系統(tǒng)、補氣系統(tǒng)通過線纜連接，用于控制真空抽氣系 統(tǒng)和補氣系統(tǒng)對真空試驗艙內(nèi)的壓力調(diào)節(jié)，當需要真空試驗艙內(nèi)的壓力降低時，通過增大 真空抽氣系統(tǒng)的抽氣量同時減小補氣系統(tǒng)的補氣量來調(diào)節(jié)，當需要真空試驗艙內(nèi)的壓力增 加時，通過減小真空抽氣系統(tǒng)的抽氣量同時增大補氣系統(tǒng)的補氣量來調(diào)節(jié)；
[0014] 所述的控制系統(tǒng)與加熱系統(tǒng)、冷卻系統(tǒng)通過線纜連接，用于控制加熱系統(tǒng)和冷卻 系統(tǒng)對真空試驗艙內(nèi)的溫度調(diào)節(jié)；
[0015] 所述的補氣系統(tǒng)包括補氣主閥、補氣球閥和減壓閥，補氣主閥的一端與真空試驗 艙之間通過真空管路連接，補氣主閥的另一端與補氣球閥的一端通過真空管路連接，補氣 球閥的另一端與減壓閥的一端通過真空管路連接，減壓閥的另一端與外界高壓氣源的輸入 端通過真空管路連接；
[0016] 所述的真空抽氣系統(tǒng)包括閩板閥A、閩板閥B、換熱器、電磁閥A、電磁閥B、電磁閥 C、主抽閥A、主抽閥B、粗抽機組和分子累組；粗抽機組包括兩臺羅茨累；分子累組包括一臺 分子累和一臺前級累；
[0017] 閩板閥A的一端與真空試驗艙通過真空管路A連接，閩板閥A的另一端與換熱器 的一端通過真空管路A連接，換熱器的另一端與電磁閥A的一端通過直徑為a的真空管路 連接，換熱器的另一端同時與電磁閥B的一端通過直徑為b的真空管路連接，換熱器的另一 端同時還與電磁閥C的一端通過直徑為C的真空管路連接，a>b>C ;電磁閥A的另一端 與主抽閥A的一端、主抽閥B的一端通過真空管路B連接，電磁閥B的另一端與主抽閥A的 一端、主抽閥B的一端通過真空管路B連接，電磁閥C的另一端與主抽閥A的一端、主抽閥 B的一端通過真空管路B連接；真空管路A的直徑與真空管路B的直徑相同，管徑a、b、c= 者的和不小于真空管路A的值；主抽閥A和主抽閥B的下游各連接一臺羅茨累；
[0018] 閩板閥B的一端與真空試驗艙通過真空管路C連接，閩板閥B的另一端與分子累 的一端通過真空管路C連接，分子累的另一端與前級累通過真空管路C連接；
[0019] 所述的加熱系統(tǒng)包括調(diào)功設(shè)備和加熱器，調(diào)功設(shè)備根據(jù)控制系統(tǒng)發(fā)出的控制信號 輸出功率給加熱器，加熱器根據(jù)調(diào)功設(shè)備輸入的功率給試驗件進行加熱；
[0020] 冷卻系統(tǒng)用于對真空試驗艙進行冷卻；
[0021] 所述的測量系統(tǒng)通過溫度傳感器、線纜與加熱系統(tǒng)連接，測量系統(tǒng)通過液體流量 傳感器、線纜與冷卻系統(tǒng)連接，測量系統(tǒng)用于測量和記錄真空試驗艙內(nèi)的溫度和冷卻系統(tǒng) 中冷卻水的流量；
[0022] 所述的測量系統(tǒng)通過壓力傳感器、線纜與真空抽氣系統(tǒng)連接，測量系統(tǒng)通過氣體 流量傳感器、線纜與補氣系統(tǒng)連接，用于測量和記錄真空試驗艙內(nèi)的壓力、真空抽氣系統(tǒng)的 抽氣量和補氣系統(tǒng)的補氣量；
[0023] 所述的測量系統(tǒng)通過線纜與控制系統(tǒng)連接，用于實時將真空試驗艙內(nèi)的溫度、壓 力、冷卻水流量、真空抽氣系統(tǒng)的抽氣量和補氣系統(tǒng)的補氣量反饋給控制系統(tǒng)。
[0024] 該試驗裝置還包括檢漏設(shè)備和監(jiān)視系統(tǒng)，監(jiān)視系統(tǒng)位于真空試驗艙內(nèi)，檢漏設(shè)備 位于真空試驗艙外；所述的檢漏設(shè)備通過管路與真空試驗艙相連，用于檢測真空試驗艙的 泄漏率和尋找真空試驗艙和真空管路上的泄漏點位置；所述的監(jiān)視系統(tǒng)通過線纜與測量系 統(tǒng)連接，用于記錄真空試驗艙內(nèi)的試驗狀態(tài)和過程。
[00巧]直徑為C的真空管路的直徑根據(jù)飛行器外表面上的防隔熱材料受熱過程中的放 氣量確定，由于防隔熱材料試驗時的放氣量不大于lOOg/s，c= 1.13、^，其中，C為真空管 V V 路的直徑，《為直徑為C的真空管路中的介質(zhì)的體積流量，V為直徑為C的真空管路中的介 質(zhì)的流速。
[00%] 在連接分子累和前級累的真空管路中間由帶有KF25型快速接頭的真空管路E連 接檢漏儀。
[0027] 所述的加熱系統(tǒng)中的加熱器包括加熱元件和水冷板，調(diào)功設(shè)備為10臺可控娃類 電源，單臺lOOkW，每臺調(diào)功設(shè)備對應一個加熱器；加熱器中的加熱元件使用3000W石英燈， 每個加熱器中由33支石英燈組成加熱平面；水冷板位于加熱元件所形成的加熱平面的兩 側(cè)；
[0028] 水冷板為夾層結(jié)構(gòu)，包括兩端的金屬板和位于兩個金屬板中間的蛇形水冷通道， 水冷通道為與金屬板同材質(zhì)的肋片；試驗件固定在加熱元件所照射的水冷板上；控制系統(tǒng) 接收溫度傳感器傳回的試驗件的測量溫度，控制系統(tǒng)將測量溫度與試驗件表面的設(shè)定溫度 進行比較后，得到控制信號，控制系統(tǒng)將控制信號傳送給調(diào)功設(shè)備，調(diào)功設(shè)備向加熱元件輸 出所需的功率，加熱元件向試驗件提供福射熱能，形成試驗件表面溫度的閉環(huán)控制。
[0029] 所述的冷卻系統(tǒng)包括水冷碳鋼管路、調(diào)節(jié)閥和過濾器，過濾器安裝在水冷碳鋼管 路的上游，調(diào)節(jié)閥安裝在水冷碳鋼管路的下游。
[0030] 試驗裝置進行溫度和壓力同步連續(xù)調(diào)節(jié)的高溫熱福射試驗方法，步驟為：
[0031] (1)將1 :1尺寸的試驗件固定在加熱元件所照射的水冷板上，將試驗件和加熱器 一起放置于真空試驗艙內(nèi)；
[0032] (2)將目標壓力曲線和目標溫度曲線輸入到控制系統(tǒng)內(nèi)；
[0033] (3)運行真空抽氣系統(tǒng)、補氣系統(tǒng)、加熱系統(tǒng)、冷卻系統(tǒng)和控制系統(tǒng)，由控制系統(tǒng)完 成對真空試驗艙壓力和試驗件表面溫度的同步連續(xù)調(diào)節(jié)；
[0034] (4)關(guān)閉真空抽氣系統(tǒng)、補氣系統(tǒng)、加熱系統(tǒng)、冷卻系統(tǒng)，試驗結(jié)束。
[0035] 控制系統(tǒng)對真空試驗艙的壓力調(diào)節(jié)的方法為：控制系統(tǒng)將真空試驗艙內(nèi)的壓力傳 感器實測值與目標壓力值進行實時運算比較后，得到壓力控制量輸