专利名称：高速飞行器非金属材料圆柱形壳体表面高温测量装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及高速飞行器非金属材料圆柱形壳体表面高温测量装置，特别是针对地面模拟高速导弹等高速飞行器高马赫数飞行试验时，当非金属材料圆壳形弹体表面处于高温状态，对非金属材料圆壳形弹体表面的动态高温变化进行测试。
背景技术：
导弹等高速飞行器快速飞行时，其弹体表面和防热层温度的动态变化是研究弹体材料是否能抵抗高速飞行时的高温热冲击以及弹体防热性能评价的关键参数，在地面试验中测量与记录在极端热环境下，导弹表面温度的动态变化过程，对于弹体的热防护与安全设计有着极为重要的实际意义。由于高速导弹等高马赫数飞行器的设计速度越来越快，气动加热产生的高温热环 境变得极为严酷。由文献记载的美国航天飞机穿越大气层时各部位的温度分布知，在机体、机翼、垂尾等大部分区域的温度在750°C 1500°C之间，飞行器前锥端部和进气道等部位甚至会出现接近1800°C的局部高温区。在如此高温环境下金属材料已不能胜任，因为像钛合金、高温合金等金属材料在大于900度。C时会出现明显软化变形，由于强度和刚度下降，将严重影响弹体结构的气动外形，引起发射失败，因此高马赫数导弹的受热关键部位常采用新型非金属材料制作，使其能够在大于KKKTC的高温环境下工作。在测量导弹等高速飞行器表面温度时，一般是将测量温度的热电偶传感器焊接或粘接在弹体表面。对于由非金属材料制成的圆柱型导弹壳体结构，不能像金属材料那样能将测温热电偶直接点焊在弹体表面上。非金属材料测温的方法是将热电偶粘接在非金属材料表面上，由于粘接层覆盖在测温热电偶的前端感温部上，并且粘接层具有一定的厚度，影响热传导速度，测温热电偶不能立即反应出弹体表面温度的急速变化。另外，金属材料的测温传感器与非金属材料的圆柱型导弹壳体结构的热膨胀系数相差极大，在受到高温时，由于膨胀系数的巨大差异，在高温环境下会因为弹体结构的热变形引起粘接热电偶与非金属材料圆柱型导弹壳体结构脱胶分离，导致导弹壳体表面温度测量的不准确性。高速导弹结构非常昂贵，且高温试验会出现严重的热烧蚀、变形和高温破坏，对同一导弹结构不能进行重复性高温试验，每次试验得到的测试数据都极为宝贵。因此，必须开发新的高速飞行器非金属材料圆柱形壳体表面高温测量装置，来可靠地记录导弹热环境试验过程中弹体表面温度场的动态变化情况，以保证高速导弹高温试验的可靠性。

发明内容
本发明的技术解决问题是克服现有技术的不足，提供一种高速飞行器非金属材料圆柱形壳体表面高温测量装置，该装置能够准确和可靠地测量与记录导弹气动热模拟试验过程中，非金属材料圆壳形弹体表面温度场的动态变化，且结构简单，为导弹的高温热强度校核与安全防护设计提供可靠的试验依据。本发明的技术解决方案是高速飞行器非金属材料圆柱形壳体表面高温测量装置，包括测温热电偶、耐高温陶瓷管、金属导向套管、压紧弹簧、圆壳形非金属材料弹体、感温部、环形石英灯加热阵列、隔热罩、水平支架、立柱连接杆、导线与计算机；将测温热电偶穿入圆柱形双孔耐高温陶瓷管内，插入到金属导向套管中，高温陶瓷管内能够在金属导向套管中自由滑动，耐高温陶瓷管上安装有压紧弹簧，产生纵向压紧力使测温热电偶的前端紧压在圆壳形非金属材料弹体的表面上，测温热电偶的前端点焊成圆珠形状形成感温部，圆壳形非金属材料弹体的表面加工一个与测温热电偶前端圆珠形感温部大小匹配的浅半圆形凹槽，圆珠状感温部对准并落入浅半圆形凹槽之内，浅半圆形凹槽可限制感温部的横向移动；环形石英灯加热阵列位于圆壳形非金属材料弹体的外周，给圆壳形非金属材料弹体的表面加热模拟飞行时产生的气动热环境；环形石英灯加热阵列的外部安装有防止热扩散的隔热罩，隔热罩由水平支架和立柱连接杆固定。所述测温热电偶由贵金属钼铑丝制成。钼铑热电偶的的测量温度可达1850°C，本发明试验所用测温热电偶的直径为O. 8-1. 5mm的圆丝，太细了强度不够容易出现弯曲现象，太粗了测温响应速度比较迟缓，会引起高速动态测量误差增大。所述耐高温陶瓷管由可耐1600°C高温的刚玉材料制成，在高温下具有很好的强度和刚度。 所述圆壳形非金属材料弹体表面加工一个大小与测温热电偶前端圆珠形匹配的浅半圆形凹槽，起到平面限位的作用，避免试验时热电偶前端圆形感温部的横向移动，保证测温过程中热电偶与圆壳形非金属材料弹体表面的可靠接触。本发明的工作原理是在测温热电偶上安装压紧弹簧，并使其能够在导向套管中自由滑动，利用弹簧产生纵向压紧力，使测温热电偶前端感温部紧密压接在圆壳形非金属材料弹体的表面上，在模拟高速导弹飞行的高温气动热试验过程中，当按照热流、温度曲线给非金属材料圆壳形弹体表面热加温时，压接在碳纤维复合材料导弹整流罩表面的热电偶前端感温部，可以始终稳定地与非金属材料弹体表面保持紧密接触并地感知其温度变化，通过计算机计算出高温热试验过程中非金属材料弹体表面的温度变化情况。本发明与现有技术相比的有益效果是现有技术将测温热电偶传感器粘接在非金属材料弹体表面。由于粘接层具有一定的厚度，影响热传导速度，测温响应滞后，另外，由于金属丝热电偶与非金属材料的热膨胀系数相差极大，在高温时往往会产生脱胶分离，造成试验失败。本发明利用安装在热电偶高温陶瓷管上的弹簧产生压紧力，保证热电偶前端感温部与非金属材料圆壳形弹体表面在高温试验过程中的紧密接触。并且测温热电偶的固定位置处于远离非金属材料弹体的常温区域，安装方便可靠。由于热电偶前端感温部没有粘接覆盖层，热电偶前端感温部可迅速感知非金属材料弹体表面温度场的高速动态变化，消除了由粘接层引起的测温滞后，使试验结果更加准确、可靠。由于没有粘接层，避免了清理热电偶前端感温部粘接层时的困难工作，因此重使用时非常方便。


图I为本发明的结构示意图。
具体实施例方式如图I所示，本发明由测温热电偶I、耐高温陶瓷管2、金属导向套管3、压紧弹簧4、圆壳形非金属材料弹体5、感温部6、环形石英灯加热阵列7、隔热罩8、水平支架9、立柱连接杆10、导线11与计算机12组成。将测温热电偶I穿入圆柱形双孔耐高温陶瓷管2内，插入到金属导向套管3中，并且能够上下自由滑动，耐高温陶瓷管2上安装有压紧弹簧4，以产生纵向压紧力使测温热电偶I的前端紧压在圆壳形非金属材料弹体5的表面上，测温热电偶I的前端点焊成圆珠形状形成感温部6，圆壳形非金属材料弹体5的表面加工一个与测温热电偶I前端圆珠形感温部6大小匹配的浅半圆形凹槽，圆珠状感温部6对准并落入浅半圆形凹槽之内，浅半圆形凹槽可限制感温部6的横向移动，环形石英灯加热阵列7位于给圆壳形非金属材料弹体5的外周，给圆壳形非金属材料弹体5的表面加热模拟飞行时产生的高温热环境，环形石英灯加热阵列7的外部安装有耐高温陶瓷纤维隔热材料制成的隔热罩8防止热扩散，隔热罩8由水平支架9和立柱连接杆10固定。 在模拟导弹高速飞行时的高温气动热环境试验中，当按照温度曲线对圆壳形非金属材料弹体5的表面进行辐射加热时，紧压在壳形非金属材料弹体5的表面浅半圆形凹槽内的热电偶I前端的感温部6，会始终与圆壳形非金属材料弹体5表面紧密接触，感知圆壳形非金属材料弹体5温度的动态变化，并将温度变化转变为电信号，经导线11送入计算机12进行存储与计算，得到高速导弹高温试验过程中，圆壳形非金属材料弹体5表面的动态高温变化数据。本发明说明书未详细阐述部分属于本领域公知技术。以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
权利要求
1.高速飞行器非金属材料圆柱形壳体表面高温测量装置，其特征在于包括测温热电偶(I)、耐高温陶瓷管(2)、金属导向套管(3)、压紧弹簧(4)、圆壳形非金属材料弹体(5)、感温部(6)、环形石英灯加热阵列(7)、隔热罩(8)、水平支架(9)和立柱连接杆(10);所述测温热电偶(I)穿入耐高温陶瓷管(2)内，插入到金属导向套管(3)中，能够在金属导向套管(3)中自由滑动，耐高温陶瓷管(2)上安装有压紧弹簧(4)，产生轴向压紧力使测温热电偶(I)的前端紧压在圆壳形非金属材料弹体(5)的表面上，测温热电偶(I)的前端点焊成圆珠形状形成感温部(6 )，圆壳形非金属材料弹体(5 )的表面加工一个与测温热电偶(I)前端的感温部(6)大小匹配的浅半圆形凹槽,感温部(6)对准并落入浅半圆形凹槽之内，浅半圆形凹槽限制感温部(6)的横向移动；环形石英灯加热阵列(7)位于圆壳形非金属材料弹体(5)的外周，给圆壳形非金属材料弹体(5)的表面加热模拟飞行时产生的气动热环境；环形石英灯加热阵列(7)的外部安装有防止热扩散的隔热罩(8)，隔热罩(8)由水平支架(9)和立柱连接杆(10)固定。
2.根据权利要求I所述的高速飞行器非金属材料圆柱形壳体表面高温测量装置，其特征在于所述测温热电偶(I)由测量温度高达1850°C、直径为0. 8-1. 5mm的贵金属钼铑丝制成。
3.根据权利要求I所述的高速飞行器非金属材料圆柱形壳体表面高温测量装置，其特征在于所述耐高温陶瓷管(2)由耐1600°C高温的刚玉材料制成。
4.根据权利要求I所述的高速飞行器非金属材料圆柱形壳体表面高温测量装置，其特征在于所述隔热罩(8)为耐1600°C高温的陶瓷纤维隔热材料制成。
5.根据权利要求I或3所述的高速飞行器非金属材料圆柱形壳体表面高温测量装置，其特征在于所述耐高温陶瓷管(2)为圆柱形双孔管。
全文摘要
高速飞行器非金属材料圆柱形壳体表面高温测量装置，包括测温热电偶、耐高温陶瓷管、金属导向套管、压紧弹簧、圆壳形非金属材料弹体、环形石英灯加热阵列、隔热罩与计算机。测温热电偶前端点焊成圆珠状，利用测温热电偶上的压紧弹簧，使测温热电偶前端感温部在试验过程中始终保持与圆壳形非金属材料弹体表面之间的紧密接触，由测温热电偶的输出信号计算出圆壳形非金属材料弹体表面的温度变化。本发明避免了由粘接层脱胶和接触不良引起的测温失准，保证非金属材料导弹结构高温试验测温结果的准确性和可靠性。
文档编号G01K7/02GK102809438SQ20121029270
公开日2012年12月5日 申请日期2012年8月16日 优先权日2012年8月16日
发明者吴大方, 刘华, 杨嘉陵, 高镇同, 赵寿根 申请人:北京航空航天大学