一种高超声速飞行器热防护结构的热考核试验系统技术方案

本发明专利技术涉及一种高超声速飞行器热防护结构的热考核试验系统。所述的试验系统包括密闭试验舱、燃料储藏罐、进气管道和燃气发生器，所述的燃气发生器通过燃气管道将高温燃气输送至密闭试验舱内；所述的密闭试验舱包括舱体、多个直焰烧嘴和多个观察窗组件；所述的多个直焰烧嘴设置在舱体内并连接外部燃气管道，所述的多个观察窗组件分别设置在舱体上。本发明专利技术以天然气为加热热源，利用直焰烧嘴产生的高温气体对航空器材试验件进行全场加热，最高加热温度可达1500K，本试验系统具有试验成本低、试验结构尺寸大、适用性广、试验准备周期短等优点，可满足对航天飞行器高频次、低成本热考核试验的需要。的需要。的需要。

【技术实现步骤摘要】
一种高超声速飞行器热防护结构的热考核试验系统


[0001]本专利技术涉及一种高超声速飞行器热防护结构的热考核试验系统。

技术介绍

[0002]高超声速飞行器在大气层中高速飞行时，热防护系统受到如高焓气动加热、机械载荷、气动剪力、温度梯度产生的热应力等多重热
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力耦合作用，防热材料在高温作用下会发生烧蚀剥落，机械载荷、气动剪力和热应力会破坏材料基底产生微裂纹，加速防热材料的烧蚀剥落过程，这些都将造成飞行器的材料结构变形和强度变化，影响飞行器的精确控制或危及飞行器的安全。
[0003]目前，国内用于试验航天器材高温试验领域大多采用电加热的方式，电加热方式大多为石英灯加热、石墨加热或电弧加热等多种静态加热方式。其中，石英灯或石墨加热方式具有热惯性小、适用性广、便于控制等特点，但由于直接使用电能生热，耗电量巨大，使用成本高；电弧加热方式具有加热焓值高，气流介质组分简单的优点，但由于其加热时间短、可用于试验的产品尺寸小、应用范围受到很大限制。因此，需要一种新的加热方式来用于高超声速飞行器的高温试验，尤其是热防护结构的高温热考核。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的在于提供一种节能减耗、热惯性小、加热速度快、升温稳定的高超声速飞行器热防护结构的热考核试验系统，以解决现有技术中的问题。
[0005]本专利技术的技术方案是：一种高超声速飞行器热防护结构的热考核试验系统，所述的试验系统包括密闭试验舱、燃料储藏罐、进气管道和燃气发生器，所述的燃料储藏罐通过输气管道连通至燃气发生器，所述的燃气发生器通过燃气管道将高温燃气输送至密闭试验舱内；所述的密闭试验舱包括舱体、舱门、多个直焰烧嘴和多个观察窗组件；所述的多个直焰烧嘴设置在舱体内并连接外部燃气管道，所述的多个观察窗组件分别设置在舱体上。
[0006]进一步的，所述的舱体为方形舱体，所述的舱体由顶板、底板和四面侧墙构成；所述的观察窗组件为多组观察窗，所述的多组观察窗分别设置在顶板和四面侧墙上，所述的观察窗包括透明材质制成的大玻璃圆片和小玻璃圆片，所述的小玻璃圆片设置在侧墙的外板面上，所述的大玻璃圆片设置在侧墙的内板面上，所述的小玻璃圆片与大玻璃圆片之间设有内腔，所述的内腔上设有冷气进口。
[0007]进一步的，所述的内腔呈喇叭状，朝向小玻璃圆片的一端小，朝向大玻璃圆片的一端大，所述的小玻璃圆片和大玻璃圆片与内腔的结合部分别设置耐高温密封件一。
[0008]进一步的，多个所述直焰烧嘴分别设置在四面侧墙上，直焰烧嘴与侧墙的结合部设置耐高温密封件二，每面侧墙上的直焰烧嘴的数量相同。
[0009]进一步的，所述的每面侧墙上的多个直焰烧嘴自上而下设置，所述多组直焰烧嘴
在每面侧墙上的位置相一致，所述四面侧墙上的直焰烧嘴呈顺时针周向布置。
[0010]进一步的，所述的舱体的底板中心设有可拆卸盖板，所述的可拆卸盖板中心为测试线缆通道连通至舱体外，所述的可拆卸盖板用于固定放置试验件测试平台。
[0011]进一步的，所述的可拆卸盖板包括圆柱形安装座和方形安装座，所述的圆柱形安装座和方形安装座为一体式结构，所述的圆柱形安装座顶部外圈设有倒角，所述的圆柱形安装座与方形安装座之间设有密封槽用于放置耐高温密封件三。
[0012]进一步的，所述的试验件测试平台用于放置航天飞行器组件试验件，所述的试验件测试平台外设置密封罩，所述的密封罩放置在可拆卸盖板上。
[0013]进一步的，所述的舱体的侧墙上设有余热回收管道。
[0014]进一步的，所述的试验系统还包括PLC智能控制器和多个红外测温记录仪，所述的多个红外测温记录仪任意设置在舱体外，所述的燃气管道上设有调压阀。
[0015]本专利技术的有益效果是：（1）以往的加热舱上虽然也设置了观察窗，但大多为一个单片的玻璃窗，这种结构的玻璃窗存在的缺陷是，观察视野有限，无法清楚观察加热舱内的状态，由于加热舱内温度较高，观察窗在高温环境下容易损坏，本专利技术的观察窗由两片玻璃及之间的喇叭状内腔构成，可以设置在顶板以及四面侧墙上，这样不仅开阔了观察视野，可以清楚的观察到试验舱内试验件的状态，同时通过冷气进口往内腔中注入冷却气体，降低观察窗的温度，防止观察窗因高温而损坏；（2）直焰烧嘴设置在每面侧墙的相同位置，也就是四面侧墙上的直焰烧嘴呈顺时针周向布置，当多个烧嘴同时点火时，会迅速产生旋转式气流，不仅增强了高温气体在试验舱内的流动性，同时，使得试验舱内加热升温的效果也更加均匀，加热速度也更加快，提高试验的工作效率，还可以防止因快速升温不均匀而造成试验件的损坏；（3）大部分航天飞行器在热考核时都需要连接线缆，而且线缆一般情况下都较多，因此在试验舱内需要设置测试线缆通道连通至舱体外，该测试线缆通道可供工作人员通过，在本专利技术中将测试线缆通道设置在底板上，这样工作人员进入测试线缆通道后，工作人员由下向上连接线缆更加便于操作。
[0016]本试验系统以天然气为加热热源，在由耐火材料组成的密闭试验舱内，利用直焰烧嘴产生的高温气体对航空飞行器试验件进行全场加热，最高加热温度可达1500K，本试验系统具有试验成本低、试验结构尺寸大、适用性广、试验准备周期短等优点，可满足对航天航空器材高频次、低成本热考核试验的需要。
附图说明
[0017]图1是本专利技术的结构示意图。
[0018]图2是本专利技术的结构示意图。
[0019]图3是侧墙的结构示意图。
[0020]图4是观察窗组件的剖面示意图。
[0021]图中1是密闭试验舱，11是舱体，111是顶板，112是底板，113是侧墙；2是直焰烧嘴；3是观察窗组件，31是大玻璃圆片，32是小玻璃圆片，33是内腔，34是冷气进口；
4是可拆卸盖板，41是圆柱形安装座，42是方形安装座；5是测试线缆通道；6是试验件测试平台；7是密封罩；8是余热回收管道。
具体实施方式
[0022]一种高超声速飞行器热防护结构的热考核试验系统，所述的试验系统包括密闭试验舱1、燃料储藏罐、进气管道和燃气发生器，所述的燃料储藏罐通过输气管道连通至燃气发生器，所述的燃气发生器通过燃气管道将高温燃气输送至密闭试验舱1内；所述的密闭试验舱1包括舱体11、舱门、多个直焰烧嘴2和多个观察窗组件3；所述的多个直焰烧嘴2设置在舱体11内并连接燃气管道，所述的多个观察窗组件3分别设置在舱体11上。
[0023]所述的舱体11为方形舱体由耐火材料制成，所述的舱体由顶板111、底板112和四面侧墙113构成；所述的观察窗组件3为多组观察窗，所述的多组观察窗分别设置在顶板111和四面侧墙113上，所述的观察窗包括透明材质制成的大玻璃圆片31和小玻璃圆片32，所述的小玻璃圆片32设置在侧墙113的外板面上，所述的大玻璃圆片31设置在侧墙113的内板面上，所述的小玻璃圆32片与大玻璃圆片31之间设有内腔33，所述的内腔33上设有冷气进口34。
[0024]所述的内腔33呈喇叭状，朝向小玻璃圆片32的一端小，朝向大玻璃圆片31的一端大本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种高超声速飞行器热防护结构的热考核试验系统，其特征在于：所述的试验系统包括密闭试验舱（1）、燃料储藏罐、进气管道和燃气发生器，所述的燃料储藏罐通过输气管道连通至燃气发生器，所述的燃气发生器通过燃气管道将高温燃气输送至密闭试验舱（1）内；所述的密闭试验舱（1）包括舱体（11）、舱门、多个直焰烧嘴（2）和多个观察窗组件（3）；所述的多个直焰烧嘴（2）设置在舱体（11）内并连接外部燃气管道，所述的多个观察窗组件（3）分别设置在舱体（11）上。2.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器热防护结构的热考核试验系统，其特征在于：所述的舱体（11）为方形舱体，所述的舱体由顶板（111）、底板（112）和四面侧墙（113）构成；所述的观察窗组件为多组观察窗，所述的多组观察窗分别设置在顶板（111）和四面侧墙（113）上，所述的观察窗包括透明材质制成的大玻璃圆片（31）和小玻璃圆片（32），所述的小玻璃圆片（32）设置在侧墙（113）的外板面上，所述的大玻璃圆片（31）设置在侧墙（113）的内板面上，所述的小玻璃圆片（32）与大玻璃圆片（31）之间设有内腔（33），所述的内腔（33）上设有冷气进口（34）。3.根据权利要求2所述的一种高超声速飞行器热防护结构的热考核试验系统，其特征在于：所述的内腔（33）呈喇叭状，朝向小玻璃圆片（32）的一端小，朝向大玻璃圆片（31）的一端大，所述的小玻璃圆片（32）和大玻璃圆片（31）与内腔（33）的结合部分别设置耐高温密封件一。4.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器热防护结构的热考核试验系统，其特征在于：多个所述直焰烧嘴（2）分别设置在四面侧墙（113）上，直焰烧嘴（2）与侧墙（113）的结合部设置耐高温密封件二，每面侧墙（113）上的直焰烧嘴...

【专利技术属性】
技术研发人员：周明海，王健志，
申请(专利权)人：扬州睿炬科技有限公司，
类型：发明
国别省市：