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时间:2020-03-23
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1、结构热试验技术的新发展王乐善王庆盛摘要结构热试验技术是为解决飞行器跨越声速后出现的热障问题而发展起来的一种地而模拟试验技术。出现结构热试验近50年来其加热技术、测试技术、热分析技术以及以热环境为主的综合环境试验技术都得到了发展,从而使结构热试验技术逐渐趋于成熟。对结构热试验技术的最新发展动态作了概述。热结构,模拟试验,综合环境试验。1概论结构热试验技术是为解决飞行器跨越声速后出现的热障问题血发展起来的一种地面模拟试验技术,它通过在地面等效模拟飞行热环境和气动载荷来考察其对结构的影响。飞行热环境和气动载荷
2、对结构的影响主要包插[1]:a)在高温条件下,材料的强度极限和弹性模量降低,因此使结构的承载能力降低。b)在快速加热条件下,结构屮形成较大热梯度,产生的附加热应力与载荷作用力所产生的机械应力迭加,影响结构局部或总体的承载能力。c)在高温和热应力的作用下,结构局部或总体产生过大的变形,破坏部件的气动外形,高温又使结构刚度下降,在几种因素的综合作用下,会降低结构的固有频率,严重时容易导致危险的结构共振即所谓气动热弹性问题。d)飞行器上的运动机构受高温作用,产生不协调变形,会影响机械止常动作,甚至因机件卡塞而
3、导致飞行事故。e)弹(箭)仪器舱内仪器设备正常的工作环境温度一般不应超过50°C。肖舱体外表面受到气动加热时,舱壁温度急剧升高,将会使舱内温度越限,造成元器件性能恶化甚至失效,产生危险的后果。因此,研究解决上述各种结构热问题,是航天型号设计屮不容忽视的重要任务,也是航天产品的关键技术问题z-—,必须进行热环境模拟试验,对结构的承热能力进行分析、测试。为此,国内外都建有大规模的结构热试验试验一室,60年代国内外结构热试验室均采用以石英灯辐射加热作热源的热试验系统。此类试验系统,-•般总功率从几千瓦到几十万
4、千瓦,动力调节装置数量(分区数)从几十到几百,传感器类型有温度、热流、应变、力、位移等。测量传感器的使用温度范围基本在800°C以下,数据采集通道从几百到几千,但试件最高温度低于1200°C,最大加热率都低于1MW/m2。这类试验装置大部分配有液氮冷却系统,能实现降温过程模拟。60年代作了大量的结构热试验,最典型的是X-15研究机机翼载荷校核试验[2〜9]。到70年代,为研究航天飞机,开始研制石墨加热器[10]o按试验对象的形状把石墨加工成加热元件,用石墨加热元件的辐射热加热试验对象,形成新的以石墨为加
5、热元件的辐射加热试验系统,把试验对象的温度提高到1200°C〜1600°C,加热率也有提高,最典型的试验是航天飞机的翼前缘与鼻锥热结构试验[11〜13],见图1〜2。俄罗斯也有类似的试验装置,其屮央机械研究院采用圆形与平板形石墨加热器作过多种防热结构试验,如发动机喉管与喷管等结构。在研制石墨加热器的同时,还研究了以高温、高压燃气为热源的对流加热试验系统,如美国的TPSTF(防热系统试验装置)、HTST(8英尺高温结构风洞)等,这类试验系统采用高压气与燃料的化学反应产生高温、高压、高速气流对试验对象表面进
6、行加热,考核防热结构的防热能力与热结构的承热能力[13]。航天飞机的防热瓦在HTST•
7、»作过试验。图1翼前缘试验加热器图2综合环境试验装置框图到90年代,飞行器速度进一•步提高,气动加热越发严重,对结构热试验与热环境试验提出了新问题,引起了美国宇航局的重视。1990年在弗吉尼亚州的弗吉尼亚大学,美国召开了首届热试验技术交流会;1991年11月4口〜5口在DAYDEN0H美国召开了历史上唯一的一次国际结构热试验技术会议交流技术;1993年10月30口〜11月3口在德国慕尼黑召开了第5次AIAA/DLR国
8、际空天飞机与超音速技术会议,其屮也探讨了结构热试验方面的内容。其后的儿年屮(1991年以后)发表了一系列的结构热试验的文章,涉及结构热试验的方方面面,是多年来少有的热闹现象,可以看作是热试验技术资料文献较集屮发表的一个吋期。出现这些资料的原因大体上是由于NASP(空天飞机)和HSCT(高速民航运输机)计划,结构热问题突出,需要对原有的热试验技术进行分析改进。从这些资料屮可以看出,近几年的技术进步主要表现在更新加热技术,提高试验温度;开展综合环境试验技术研究,建设综合环境试验设备;更新测量技术,实现高温下
9、测准热响应几个方面。2更新加热技术,提高试验温度从近期发表的资料屮可以看出,在美国、徳国和俄罗斯的结构热试验屮,除一些热防护系统采用了燃气热源进行对流加热外,辐射加热设备仍是结构热试验的主要设备。以下简要介绍国外儿个试验室及研究屮心具备的热试验能力。2.1美国的几种设备1993年在美国能源部支持下编写热模拟试验设备手册[38],该设备手册列出高加热率的辐射加热设备的能力。高加热率辐射加热设备大体上是3类:一是太阳炉;二是电弧灯;三是石英灯与
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