[实用新型]高速飞行器非金属材料圆柱形壳体表面高温测量装置

说明书

技术领域

本实用新型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℃^-1500℃之间，飞行器前锥端部和进气道等部位甚至会出现接近1800℃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℃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做，使其能够在大于1000℃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。 

实用新型内容

本实用新型的技术解决问题是：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。 

本实用新型的技术解决方案是：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铂铑丝制成。铂铑热电偶的的测量温度可达1850℃，本试验所用测温热电偶的直径为0.8-1.5mm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℃高温的刚玉材料制成，在高温下具有很好的强度和刚度。 

所述隔热罩为耐1600℃高温的陶瓷纤维隔热材料制成。 

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。