【技术实现步骤摘要】
本申请属于热强度试验控制领域，特别涉及一种飞机热强度试验控制方法。
技术介绍
1、热强度试验是一种研究飞机结构或构件在热环境中的力学性态和抵抗破坏能力的常用方法。飞机飞行时，机体在气流摩擦下会产生高温，使其内外表面形成温度梯度，为确认热冲击及高温热应力破坏对飞机的影响，须对飞机进行热强度试验。
2、飞机热强度试验的温度载荷往往不是恒定的载荷值，而是随时间变化的载荷曲线，加温过程不存在稳态，而是始终处于动态调节的过程，结合外界环境温度扰动影响，试验要求加温全过程温度场保持均匀非常困难。现有技术的热强度试验控制方法不能满足对温度场均匀性的要求，还存在控制精度低、响应速度慢的问题。
3、因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
技术实现思路
1、本申请的目的是提供了一种飞机热强度试验控制方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。
2、本申请的技术方案是：
3、一种飞机热强度试验控制方法，包括：
4、步骤一、获取试验件以及热强度试验的热载荷数据；
5、步骤二、在所述试验件的热载荷加载区域布置呈阵列排布的温度反馈点，其中，多个所述温度反馈点围成一个温度控制区域；
6、步骤三、通过热加载单元对试验件的热载荷加载区域施加热载荷，获取每个所述温度反馈点的温度数据，其中，每个温度控制区域对应一个热加载单元；
7、步骤四、根据所述温度控制区域中各个所述温度反馈点的温度数据，确定该温
8、在本申请的至少一个实施例中，步骤二中，
9、所述温度反馈点在所述试验件的热载荷加载区域以正三角形阵列的方式进行布置，三个所述温度反馈点围成一个温度控制区域；或，
10、所述温度反馈点在所述试验件的热载荷加载区域以正四边形阵列的方式进行布置，四个所述温度反馈点围成一个温度控制区域；或，
11、所述温度反馈点在所述试验件的热载荷加载区域以正六边形阵列的方式进行布置，六个所述温度反馈点围成一个温度控制区域。
12、在本申请的至少一个实施例中，步骤三中，所述热加载单元的初始输出功率为p0，所述热加载单元的初始位置位于所述温度控制区域的中心位置的正上方。
13、在本申请的至少一个实施例中，步骤四中，根据所述温度控制区域中各个所述温度反馈点的温度数据，确定该温度控制区域的热加载单元的输出功率，包括：
14、计算所述温度控制区域中所有所述温度反馈点的平均温度
15、计算所述试验件的热载荷加载区域中所有所述温度反馈点的平均温度
16、则该温度控制区域的热加载单元的输出功率为：
17、
18、其中，pi为第i个温度控制区域的热加载单元的输出功率，p准为基准输出功率，α为功率控制系数。
19、在本申请的至少一个实施例中，步骤四中，根据所述温度控制区域中各个所述温度反馈点的温度数据，确定该温度控制区域的热加载单元的位置，包括：
20、获取所述温度控制区域中温度反馈点f11的温度t11，温度反馈点f12的温度t12，温度反馈点f13的温度t13；
21、确定温度反馈点f11与温度反馈点f12连线上的控制点k11，所述控制点k11到温度反馈点f11的距离与所述控制点k11到温度反馈点f12的距离之比等于t11/t12；
22、确定温度反馈点f12与温度反馈点f13连线上的控制点k12，所述控制点k12到温度反馈点f12的距离与所述控制点k12到温度反馈点f13的距离之比等于t12/t13；
23、确定温度反馈点f11与温度反馈点f13连线上的控制点k13，所述控制点k13到温度反馈点f11的距离与所述控制点k13到温度反馈点f13的距离之比等于t11/t13；
24、则该温度控制区域的热加载单元的位置位于所述控制点k11、所述控制点k12以及所述控制点k13围成的三角形的重心位置的正上方。
25、在本申请的至少一个实施例中，步骤四中，根据所述温度控制区域中各个所述温度反馈点的温度数据，确定该温度控制区域的热加载单元的位置，包括：
26、获取所述温度控制区域中温度反馈点f21的温度t21，温度反馈点f22的温度t22，温度反馈点f23的温度t23，温度反馈点f24的温度t24；
27、确定温度反馈点f21与温度反馈点f23连线上的控制点k21，所述控制点k21到温度反馈点f21的距离与所述控制点k21到温度反馈点f23的距离之比等于t21/t23；
28、确定温度反馈点f22与温度反馈点f24连线上控制点k22，所述控制点k22到温度反馈点f22的距离与所述控制点k22到温度反馈点f24的距离之比等于t22/t24；
29、则该温度控制区域的热加载单元的位置位于所述控制点k21、所述控制点k22的连线的中点的正上方。
30、在本申请的至少一个实施例中，步骤四中，根据所述温度控制区域中各个所述温度反馈点的温度数据，确定该温度控制区域的热加载单元的位置，包括：
31、获取所述温度控制区域中温度反馈点f31的温度t31，温度反馈点f32的温度t32，温度反馈点f33的温度t33，温度反馈点f34的温度t34，温度反馈点f35的温度t35，温度反馈点f36的温度t36；
32、确定温度反馈点f31与温度反馈点f34连线上的控制点k31，所述控制点k31到温度反馈点f31的距离与所述控制点k31到温度反馈点f34的距离之比等于t31/t34；
33、确定温度反馈点f32与温度反馈点f35连线上的控制点k32，所述控制点k32到温度反馈点f32的距离与所述控制点k32到温度反馈点f35的距离之比等于t32/t35；
34、确定温度反馈点f33与温度反馈点f36连线上的控制点k33，所述控制点k33到温度反馈点f33的距离与所述控制点k33到温度反馈点f36的距离之比等于t33/t36；
35、则该温度控制区域的热加载单元的位置位于所述控制点k31、所述控制点k32以及所述控制点k33围成的三角形的重心位置的正上方。
36、在本申请的至少一个实施例中，所述温度反馈点设置有温度传感器。
37、在本申请的至少一个实施例中，所述热加载单元包括：
38、发热元件，用于加热试验件；
39、功率控制单元，用于控制所述发热元件的输出功率；
40、运动控制单元，用于控制所述发热元件运动；
41、控制器，用于通过所述功率控制单元控制所述发热元件的输出功率，还用于通过所述运动控制单元控制所述发热元件运动。
42、在本申请的至少一个实施例中，所述运动控制单元包括x方向运动机构以及y方向运动机构，其中，
43、所述x方向运动机构本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种飞机热强度试验控制方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的飞机热强度试验控制方法，其特征在于，步骤二中，
3.根据权利要求2所述的飞机热强度试验控制方法，其特征在于，步骤三中，所述热加载单元的初始输出功率为P0，所述热加载单元的初始位置位于所述温度控制区域的中心位置的正上方。
4.根据权利要求3所述的飞机热强度试验控制方法，其特征在于，步骤四中，根据所述温度控制区域中各个所述温度反馈点的温度数据，确定该温度控制区域的热加载单元的输出功率，包括：
5.根据权利要求4所述的飞机热强度试验控制方法，其特征在于，步骤四中，根据所述温度控制区域中各个所述温度反馈点的温度数据，确定该温度控制区域的热加载单元的位置，包括：
6.根据权利要求4所述的飞机热强度试验控制方法，其特征在于，步骤四中，根据所述温度控制区域中各个所述温度反馈点的温度数据，确定该温度控制区域的热加载单元的位置，包括：
7.根据权利要求4所述的飞机热强度试验控制方法，其特征在于，步骤四中，根据所述温度控制区域中各个所述温度反馈点的温度数
8.根据权利要求1所述的飞机热强度试验控制方法，其特征在于，所述温度反馈点设置有温度传感器。
9.根据权利要求8所述的飞机热强度试验控制方法，其特征在于，所述热加载单元包括：
10.根据权利要求9所述的飞机热强度试验控制方法，其特征在于，所述运动控制单元包括X方向运动机构以及Y方向运动机构，其中，
...【技术特征摘要】
1.一种飞机热强度试验控制方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的飞机热强度试验控制方法，其特征在于，步骤二中，
3.根据权利要求2所述的飞机热强度试验控制方法，其特征在于，步骤三中，所述热加载单元的初始输出功率为p0，所述热加载单元的初始位置位于所述温度控制区域的中心位置的正上方。
4.根据权利要求3所述的飞机热强度试验控制方法，其特征在于，步骤四中，根据所述温度控制区域中各个所述温度反馈点的温度数据，确定该温度控制区域的热加载单元的输出功率，包括：
5.根据权利要求4所述的飞机热强度试验控制方法，其特征在于，步骤四中，根据所述温度控制区域中各个所述温度反馈点的温度数据，确定该温度控制区域的热加载单元的位置，包括：
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