本申请公开了一种飞行器防热层的温度测量装置及厚度设计方法，涉及飞行器测试技术领域，所述温度测量装置包含测量组件，所述测量组件穿透承力壳体和防热层，且测量组件外端面平齐于防热层的外表面；所述测量组件内部设置若干用于测量温度的热电偶丝，所述热电偶丝平行于测量组件外端面，且各个热电偶丝距离测量组件外端面的尺寸不同；所述测量组件的材质与防热层的材质相同。本申请的温度测量装置及厚度设计方法，不仅适用于高热流情形，还能避免发生冷点效应。发生冷点效应。发生冷点效应。
【技术实现步骤摘要】
一种飞行器防热层的温度测量装置及厚度设计方法
[0001]本申请涉及飞行器测试
，具体涉及一种飞行器防热层的温度测量装置及厚度设计方法。
技术介绍
[0002]随着飞行器朝着高超声速、续航时间长、临近空间和机动飞行方向发展，飞行器面临的气动加热问题越来越严重。保守的热防护设计，在飞行器外表面尽量加厚设置热防热层，导致飞行器冗余质量大，有效载荷小，影响飞行器的总体性能；而冒进的热防护设计，尽量减薄热防热层，可能导致飞行中热防护结构的破坏，导致飞行失利。因此进行合适的热防护设计至关重要，而热流作为飞行器热环境重要参数，是影响热防护设计的关键，其影响防热材料的选型，防热层的厚度等。
[0003]相关技术中，对热流的获取主要通过试验测试的方法，试验测试方法主要包含地面试验方法和飞行试验方法。其中，地面试验方法一般利用激波风洞模拟飞行相似参数，通过模型上安装热流计的方式进行热流的测试，但是由于地面设备能力的限制，地面试验并不能完全反映真实飞行的情况，个别参数模拟不到位，因此导致地面测试的结果容易失真。飞行试验方法测量的数据真实有效，其采用热流传感器或者热流辨识装置进行测量，常用的热流传感器一般采用铜做敏感元件，测量短时间内的温度变化确定热流，但是针对一些高热流的情况，当温度超过材料熔点时，该类传感器则不能适用；更为重要的是，使用铜等高导热材料，会导致传感器及周边温度有很大不同，形成相对附近防热层高温区的低温区，称为冷点效应，进而影响防热层表面的热流分布，达不到准确测试防热层表面热流的目的。
技术实现思路
<br/>[0004]针对现有技术中存在的缺陷，本申请的目的在于提供一种飞行器防热层的温度测量装置及厚度设计方法，不仅适用于高热流情形，还能避免发生冷点效应。
[0005]为达到以上目的，采取的技术方案是：一种飞行器防热层的温度测量装置，所述温度测量装置包含测量组件，所述测量组件穿透承力壳体和防热层，且测量组件外端面平齐于防热层的外表面；所述测量组件内部设置若干用于测量温度的热电偶丝，所述热电偶丝平行于测量组件外端面，且各个热电偶丝距离测量组件外端面的尺寸不同；所述测量组件的材质与防热层的材质相同。
[0006]在上述技术方案的基础上，所述测量组件包含测量芯和保护套，所述保护套贯穿承力壳体和防热层，保护套过盈配合于防热层，且保护套周向表面与承力壳体之间预留一定余量间隙；所述测量芯过盈穿设于保护套中央；所述热电偶丝穿设于测量芯内。
[0007]在上述技术方案的基础上，若干热电偶丝中的最外侧热电偶丝距离测量芯的外端面为设定距离，其余热电偶丝由外至内等间距排布。
[0008]在上述技术方案的基础上，所述测量芯设置若干用于容纳热电偶丝的径向穿透孔，且热电偶丝的敏感部位位于径向穿透孔的长度方向中央。
[0009]在上述技术方案的基础上，所述径向穿透孔的直径大于热电偶丝的直径，且径向穿透孔在安装热电偶丝后的其余空隙填充树脂。
[0010]在上述技术方案的基础上，所述温度测量装置还包含压紧盖板，所述压紧盖板通过紧定螺钉固定于承力壳体的内表面，且压紧盖板紧贴于测量芯的内端面；所述压紧盖板的中央开设引线孔；所述测量芯在径向穿透孔的两端开设连通至其内端面的集线槽，所述测量芯的两端通过集线槽引出至内端面，并从引线孔穿出。
[0011]本申请还公开了一种基于上述温度测量装置的厚度设计方法，包含以下步骤：
[0012]在承力壳体和防热层开设安装孔；同时，将若干热电偶丝安装于测量组件内部，且热电偶丝平行于测量组件外端面；所述防热层为设计厚度；
[0013]飞行器进行飞行试验，热电偶丝测量飞行时的温度数据；
[0014]根据温度数据采用反演算法计算表面热流，将计算得到表面热流与表面热流的预测值进行对比分析，根据分析结果加厚或减薄防热层的设计厚度。
[0015]在上述技术方案的基础上，所述测量组件包含测量芯和保护套，所述保护套贯穿承力壳体和防热层，保护套过盈配合于防热层，且保护套周向表面与承力壳体之间预留一定余量间隙；所述测量芯过盈穿设于保护套中央；所述热电偶丝穿设于测量芯内。
[0016]在上述技术方案的基础上，所述测量芯设置若干用于容纳热电偶丝的径向穿透孔，且热电偶丝的敏感部位位于径向穿透孔的长度方向中央；所述径向穿透孔的直径大于热电偶丝的直径，且径向穿透孔在安装热电偶丝后的其余空隙填充树脂。
[0017]在上述技术方案的基础上，所述温度测量装置还包含压紧盖板，所述压紧盖板通过紧定螺钉固定于承力壳体的内表面，且压紧盖板紧贴于测量芯的内端面；所述压紧盖板的中央开设引线孔；所述测量芯在径向穿透孔的两端开设连通至其内端面的集线槽，所述测量芯的两端通过集线槽引出至内端面，并从引线孔穿出。
[0018]本申请提供的技术方案带来的有益效果包括：
[0019]1.本申请的温度测量装置应用于飞行试验方法，测量组件外端面平齐于防热层的外表面，且测量组件的材质与防热层的材质相同，本申请的温度测量装置能够应用于高热流，而不用担心出现材料融化的情形，同时相同的材质和平整的外表面能够有效避免出现冷点效应，在测量组件和防热层的外表面形成稳定均衡的热流分布，测量结构准确，能够有效辅助完成防热层设计。本申请的温度测量装置，能够获取飞行过程中防热层不同深度处的温度数据，根据实测的温度数据对飞行器表面热流进行辨识，用于指导和修正热防热层设计。
[0020]2.本申请的温度测量方法，使用和防热层同样材料的测量组件，测量组件成圆柱塞状，紧密塞于防热层和承力壳体，将热电偶丝沿深度方向的不同位置布置，根据飞行过程中实测的温度历程，利用反演计算得到表面热流；该温度测量方法回避了传统热流计存在的冷点效应和结构热匹配问题，同时还能精确测量沿防热层壁厚方向的温度分布，对烧蚀和热物理化学效应作用下的真实传热具有重要意义，能够有力促进热防护设计的精细化程度，设计出不厚不薄的防热层，促进了防热层减重优化，提升飞行器的总体性能。
附图说明
[0021]为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使
用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0022]图1为本申请实施例提供的温度测量装置安装后的剖面示意图；
[0023]图2为本申请实施例提供的温度测量装置安装于飞行器舱段的局部切取示意图；
[0024]图3为本申请实施例提供的测量芯的结构示意图；
[0025]图4为图3的剖视图；
[0026]图5为本申请实施例提供的五根热电偶丝的实测时间温度曲线和预测时间温度曲线对比图；
[0027]附图标记：1、测量芯；2、保护套；3、防热层；4、承力壳体；5、压紧盖板；6、热匹配层；7、紧定螺钉；8、热电偶丝；11、径向穿透孔；12、集线槽；51、引线孔。
具体实施方式
[00本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种飞行器防热层的温度测量装置，其特征在于：所述温度测量装置包含测量组件，所述测量组件穿透承力壳体(4)和防热层(3)，且测量组件外端面平齐于防热层(3)的外表面；所述测量组件内部设置若干用于测量温度的热电偶丝(8)，所述热电偶丝(8)平行于测量组件外端面，且各个热电偶丝(8)距离测量组件外端面的尺寸不同；所述测量组件的材质与防热层(3)的材质相同。2.如权利要求1所述的一种飞行器防热层的温度测量装置，其特征在于：所述测量组件包含测量芯(1)和保护套(2)，所述保护套(2)贯穿承力壳体(4)和防热层(3)，且过盈配合于防热层(3)，保护套(2)周向表面与承力壳体(4)之间预留一定余量间隙；所述测量芯(1)过盈穿设于保护套(2)中央；所述热电偶丝(8)穿设于测量芯(1)内。3.如权利要求2所述的一种飞行器防热层的温度测量装置，其特征在于：若干热电偶丝(8)中的最外侧热电偶丝(8)距离测量芯(1)的外端面为设定距离，其余热电偶丝(8)由外至内等间距排布。4.如权利要求2所述的一种飞行器防热层的温度测量装置，其特征在于：所述测量芯(1)设置若干用于容纳热电偶丝(8)的径向穿透孔(11)，且热电偶丝(8)的敏感部位位于径向穿透孔(11)的长度方向中央。5.如权利要求4所述的一种飞行器防热层的温度测量装置，其特征在于：所述径向穿透孔(11)的直径大于热电偶丝(8)的直径，且径向穿透孔(11)在安装热电偶丝(8)后的其余空隙填充树脂。6.如权利要求4所述的一种飞行器防热层的温度测量装置，其特征在于：所述温度测量装置还包含压紧盖板(5)，所述压紧盖板(5)通过紧定螺钉(7)固定于承力壳体(4)的内表面，且压紧盖板(5)紧贴于测量芯(1)的内端面；所述压紧盖板(5)的中央开设引线孔(51)；所述测量芯(1)在径向穿透孔(11)的两端开设连通至其内端面的集线槽(12)，所述...
【专利技术属性】
技术研发人员：石磊，胡胜云，曾庆伟，赵海龙，李国正，林雪峰，
申请(专利权)人：湖北航天技术研究院总体设计所，
类型：发明
国别省市：
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