一种飞行器控制舵尖化前缘主动式热疏导试验系统及方法技术方案

本发明专利技术涉及一种飞行器控制舵尖化前缘主动式热疏导试验系统及方法，尤其是针对钠钾合金工质的飞行器控制舵尖化前缘主动式热疏导试验系统及方法，属于飞行器控制舵的热防护技术领域。该系统包括加热器、温度测量系统、温度控制系统、风冷降温设备和电源。利用该飞行器控制舵尖化前缘主动式热疏导试验系统及方法成功开展了基于钠钾合金工质的飞行器控制舵尖化前缘主动式热疏导性能考核试验，解决了特殊气动外形产品的长时间高温、高热流持续稳定加载问题。该系统和方法可推广至各类工质、各种外形的主动式热疏导产品性能考核试验，具有较好的通用性。

An active thermal dredging test system and method for the tip leading edge of the aircraft control rudder

The invention relates to a vehicle control rudder sharp leading edge active thermal transmission test system and method, especially for the sodium potassium alloy refrigerant control of aircraft rudder sharp leading edge active thermal transmission test system and method, which belongs to the technical field of thermal protection aircraft rudder control. The system includes the heater, the temperature measurement system, the temperature control system, the air cooling and cooling equipment and the power supply. The aircraft rudder control of sharp leading edge active thermal transmission test system and method to carry out a successful sodium potassium alloy refrigerant control of aircraft rudder sharp leading edge active thermal transmission performance test based on the solution of special gas long time high temperature dynamic shape product flow continued stability of loading problem. The system and method can be extended to the performance test of active thermal dredging products of various types of working materials and various shapes, and it has good generality.

【技术实现步骤摘要】
一种飞行器控制舵尖化前缘主动式热疏导试验系统及方法
本专利技术涉及一种飞行器控制舵尖化前缘主动式热疏导试验系统及方法，尤其是针对钠钾合金工质的飞行器控制舵尖化前缘主动式热疏导试验系统及方法，属于飞行器控制舵的热防护

技术介绍
具有高超声速飞行、高机动变轨和快速响应能力的飞行器在临近空间长航时高速飞行或再入大气层时，舵、翼前缘及头锥等局部区域所经受的气动热环境较其他位置更为恶劣，尤其位于飞行器外表面的空气舵是调整飞行姿态和飞行轨迹的重要部件，必须保证其在长时间飞行过程中的气动维形和结构安全。主动式热疏导概念的提出，能够快速有效地将热量从舵、翼前缘及头锥等气动加热严重的高温区输运至飞行器背风面的大面积低温区，在此基础上通过防热、热控及结构一体化设计，可在提高低温区散热效果的同时缓解高温区材料和结构的热承载负担，使高超声速飞行器的可重复使用结构防热一体化技术有望得以实现。目前国内外针对飞行器控制(空气)舵尖化前缘的试验方法多依赖于激波风洞，其特点是能够模拟高速、高焓、高雷诺数和高马赫数，但试验时间很短，一般只有几毫秒至几十毫秒。而对于具有主动式热疏导功能的钠钾合金工质而言，其从受本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞行器控制舵尖化前缘主动式热疏导试验系统，所述的飞行器控制舵尖化前缘主动式热疏导的试验模型包括吸热段和散热段，其特征在于：该系统包括加热器、温度测量系统、温度控制系统、风冷降温设备和电源；所述的加热器用于对试验模型进行加热；所述的温度测量系统用于对试验模型进行温度测量；所述的温度控制系统用于对试验模型进行温度控制；所述的风冷降温设备用于对试验模型进行降温；所述的电源用于对加热器提供实时电压。

【技术特征摘要】
1.一种飞行器控制舵尖化前缘主动式热疏导试验系统，所述的飞行器控制舵尖化前缘主动式热疏导的试验模型包括吸热段和散热段，其特征在于：该系统包括加热器、温度测量系统、温度控制系统、风冷降温设备和电源；所述的加热器用于对试验模型进行加热；所述的温度测量系统用于对试验模型进行温度测量；所述的温度控制系统用于对试验模型进行温度控制；所述的风冷降温设备用于对试验模型进行降温；所述的电源用于对加热器提供实时电压。2.根据权利要求1所述的一种飞行器控制舵尖化前缘主动式热疏导试验系统，其特征在于：所述的加热器为仿形石英灯加热器，加热器包括灯阵、水冷反光板和底板；底板的内表面形状与试验模型的吸热段的外形相匹配，灯阵嵌入到底板的内表面，水冷反光板嵌入到底板的外表面。3.根据权利要求2所述的一种飞行器控制舵尖化前缘主动式热疏导试验系统，其特征在于：当电源的额定功率为100kW时，当灯阵中灯管的排列间距为1-2mm，同时水冷反光板与灯阵的间距为3-5mm时，试验模型上吸热段的尖前缘中心位置处的热流密度的加载能力不低于1000kW/m2，试验模型上吸热段的尖前缘中心位置处的温度的加载能力不低于1500℃；当电源的额定功率为100kW时，当灯阵中灯管的排列间距为3-5mm，同时水冷反光板与灯阵的间距为6-9mm时，试验模型上吸热段的尖前缘中心位置处的热流密度的加载能力不低于750kW/m2，试验模型上吸热段的尖前缘中心位置处的温度的加载能力不低于1100℃。4.根据权利要求3所述的一种飞行器控制舵尖化前缘主动式热疏导试验系统，其特征在于：所述的灯阵中灯管的排列间距d以及水冷反光板与灯阵的间距h的确定方法为：利用石英灯阵的热辐射与试验模型各受热面间的辐射换热量计算方法，其中参数Ai、Ti、εi、αi和ρi分别为各个表面的面积、温度、黑度、吸收率和反射率；为建立石英灯阵辐射到试验模型的计算模型，假定石英灯丝温度均匀，石英玻璃透过率为100％，即忽略对辐射热的吸收，各表面为漫射-灰表面，有效辐射J和投射辐射G都是均匀的，当空腔中各个表面进行辐射换热时，其有效辐射为本身辐射及反辐射之和，即：Ji＝Ei+ρiGi＝εiEbi+(1-αi)Gi(1)i表面与空腔中其它表面间的辐射换热量，即它净得的或净失去的热流量Фi，应等于该表面在单位时间内收、支辐射能的差额，表示为：φi＝Ai(Ji-Gi)(2)式中，投射辐射Gi由前面的有效辐射Ji表达式解得，即：Gi＝(Ji-εEbi)/(1-εi)(3)因此式(4)为计算一个表面净辐射换热量提供了一个公式，计算值为正时，净辐射热流从该表面传出，反之则传入该表面；G为i表面的总投射辐射，它等于系统内所有n个表面对i表面的辐射之和，即：因此对于此式，应用关系式AiFi-j＝AiFj-i消去Ai，得到下式：对于由n个表面构成的封闭系统，得到下列n个方程的方程组：式(7)可以整理成矩阵的形式：

【专利技术属性】
技术研发人员：夏吝时，杨凯威，田宁，邹样辉，齐斌，赵玲，张凯，李红亮，岳晖，张利嵩，那伟，杨驰，曹知红，李彦良，张昕，曹宇清，姜一通，李文浩，鲁宇，朱广生，李建林，孟刚，周岩，水涌涛，张嵒，陈卫国，黄凯，王树信，
申请(专利权)人：北京航天长征飞行器研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11