航天器試驗模型熱壁熱流密度的測量方法
【技術領域】
[0001]本發明屬于航天器氣動熱防護試驗領域，具體來說，本發明涉及可在常溫至850°C范圍內連續調整物體壁面溫度的熱流密度的試驗測量方法，特別涉及一種航天器試驗模型熱壁熱流密度的測量方法。
【背景技術】
[0002]航天器進行氣動熱防護試驗時，其表面的熱流密度是需要模擬的重要參數之一。常溫下(如300K)的熱流密度定義為冷壁熱流密度。在一定的來流條件下，隨著壁面溫度逐漸升高，熱流密度逐漸減小，對應的熱流密度定義為熱壁熱流密度。當前的氣動熱試驗通常是將航天器壁面溫度高于常溫的熱壁熱流密度經過換算得到常溫下的冷壁熱流密度，以電弧加熱設備提供來流條件，試驗前測量的冷壁熱流密度與換算得到的冷壁熱流密度相同時即進行氣動熱試驗。但是，由熱壁熱流密度換算得到冷壁熱流密度的換算過程及公式都是理論推導的數據，缺乏實驗數據支撐。顯而易見，航天器在運行過程中，肯定會受到環境因素的影響，不可能完全遵循理論推導的公式。不過，一直以來，在實際中，卻缺乏對應航天器試驗模型壁面溫度高于常溫的熱壁熱流密度的試驗數據，影響了實際中由航天器的熱壁熱流密度推算其冷壁熱流密度的精確性。
【發明內容】
[0003]本發明的一個目的是解決至少上述問題和/或缺陷，并提供至少后面將說明的優點。
[0004]本發明還有一個目的是提供一種航天器試驗模型熱壁熱流密度的測量方法，本發明通過設計試驗系統和方法，以能夠測量航天器試驗模型的熱壁熱流密度，解決了航天器氣動熱計算中，冷壁熱流密度與熱壁熱流密度的換算中，相關數據只是理論推導，沒有實驗支撐的問題。
[0005]為此，本發明提供的技術方案為:
[0006]—種航天器試驗模型熱壁熱流密度的測量方法，包括如下步驟:
[0007]步驟一、在第一區域利用第一加熱設備將航天器試驗模型壁面溫度加熱到預設溫度；
[0008]步驟二、將加熱到預設溫度之后的所述航天器試驗模型移動到第二區域，并測量其于該溫度下的熱壁熱流密度；以及，
[0009]步驟三、依次循環重復所述步驟一和步驟二，以測量得到所述航天器試驗模型在多個預設溫度下的多個熱壁熱流密度，之后得出熱壁熱流密度與冷壁熱流密度的關系，修正航天器氣動熱計算中冷壁熱流密度與熱壁熱流密度換算中的相關數據；
[0010]其中，所述第一區域和所述第二區域相互隔離。
[0011 ] 優選的是，所述的航天器試驗模型熱壁熱流密度的測量方法，還提供:
[0012]—試驗模型支架，所述航天器試驗模型固定在所述試驗模型支架上；
[0013]—導軌，其從所述第一區域鋪設到所述第二區域，所述試驗模型支架的下端可移動地設置在所述導軌中；
[0014]—驅動機構，其與所述試驗模型支架連接，并驅動所述實驗模型支架帶動所述航天器試驗模型沿所述導軌在所述第一區域和所述第二區域間進行往復移動。
[0015]優選的是，所述的航天器試驗模型熱壁熱流密度的測量方法中，所述第一加熱設備為石英燈加熱器，采用石英燈加熱器可以將預設溫度在常溫到850°C進行連續調整。
[0016]優選的是，所述的航天器試驗模型熱壁熱流密度的測量方法中，所述第一和第二區域相距距離0.5?1.5mο
[0017]優選的是，所述的航天器試驗模型熱壁熱流密度的測量方法中，所述多個預設溫度的范圍為從常溫到850°C。
[0018]優選的是，所述的航天器試驗模型熱壁熱流密度的測量方法中，所述步驟二中，在所述第二區域利用第二加熱設備測量所述航天器試驗模型的所述熱壁熱流密度。
[0019]更優選的是，所述的航天器試驗模型熱壁熱流密度的測量方法中，所述第二加熱設備為電弧加熱設備。
[0020]更優選的是，所述的航天器試驗模型熱壁熱流密度的測量方法中，測量所述航天器試驗模型在多個預設溫度下的多個熱壁熱流密度時，所述第二加熱設備的加熱功率和加熱時間始終不變。
[0021]更優選的是，所述的航天器試驗模型熱壁熱流密度的測量方法中，所述步驟三中，在依次循環重復所述步驟一和步驟二之前，還包括將所述航天器試驗模型的壁面溫度恢復至常溫。
[0022]更優選的是，所述的航天器試驗模型熱壁熱流密度的測量方法中，所述第一和第二區域相距距離為lm。
[0023]本發明至少包括以下有益效果:
[0024](I)在具有電弧加熱設備氣動加熱條件基礎上增加具備負反饋的功率可調的石英燈加熱器進行預加熱，達到氣動加熱試驗前要求的表面溫度初始值，該值在常溫至850°C內連續可調、穩定可重復，以能夠測量航天器試驗模型的熱壁熱流密度。
[0025](2)通過驅動機構配合導軌將試驗模型支架在電弧加熱設備加熱的第二區域和石英燈加熱器加熱的第一區域準確、快速切換。
[0026](3)本發明可以應用于航天器氣動熱防護系統當中，可為航天器氣動熱計算中冷壁熱流密度與熱壁熱流密度換算提供試驗參考數據。
[0027]本發明的其它優點、目標和特征將部分通過下面的說明體現，部分還將通過對本發明的研究和實踐而為本領域的技術人員所理解。
【附圖說明】
[0028]圖1為本發明其中一個實施例中的試驗裝置結構示意圖；
[0029]圖2為本發明其中一個實施例中的方法流程圖；
[0030]圖3為本發明其中一個實施例中的試驗結果圖。
【具體實施方式】
[0031]下面結合附圖對本發明做進一步的詳細說明，以令本領域技術人員參照說明書文字能夠據以實施。
[0032]應當理解，本文所使用的諸如“具有”、“包含”以及“包括”術語并不配出一個或多個其它元件或其組合的存在或添加。
[0033]應當知道，本發明中提到的“常溫”為一般意義上的常溫，即一般溫度或者室溫，一般定義為25 °C。
[0034]為獲取高于常溫的航天器試驗模型的熱壁熱流密度數據，提出本發明。
[0035]如圖1、圖2和圖3所示，本發明提供一種航天器試驗模型熱壁熱流密度的測量方法，其特征在于，包括如下步驟:
[0036]步驟一、在第一區域利用第一加熱設備將航天器試驗模型壁面溫度加熱到預設溫度；
[0037]步驟二、將加熱到預設溫度之后的所述航天器試驗模型移動到第二區域，并測量其于該溫度下的熱壁熱流密度；以及，
[0038]步驟三、依次循環重復所述步驟一和步驟二，以測量得到所述航天器試驗模型在多個預設溫度下的多個熱壁熱流密度，之后得出熱壁熱流密度與冷壁熱流密度的關系，修正航天器氣動熱計算中冷壁熱流密度與熱壁熱流密度換算中的相關數據；
[0039]其中，所述第一區域和所述第二區域相互隔離。利用本發明的方法能夠測量出高于常溫時航天器試驗模型的熱壁熱流密度，從而能夠修正理論推導出的由航天器的熱壁熱流密度換算為冷壁熱流密度的關系式等。
[0040]在本發明的其中一個實施例中，作為優選，還提供:
[0041]—試驗模型支架，所述航天器試驗模型固定在所述試驗模型支架上；
[0042]—導軌，其從所述第一區域鋪設到所述第二區域，所述試驗模型支架的下端可移動地設置在所述導軌中；
[0043]—驅動機構，其與所述試驗模型支架連接，并驅動所述實驗模型支架帶動所述航天器試驗模型沿所述導軌在所述第一區域和所述第二區域間進行往復移動。比如，該驅動機構采用液壓作動筒。通過液壓作動筒配合導軌將模型支架在電弧加熱設備的第二區域和石英燈加熱器的第一區域準確、快速切換。
[0044]在上述方案中，作為優選，所述第一加熱設備為石英燈加熱器或太陽能加熱設備。石英燈加熱器具有負反饋且功率可調節，能夠對航天器試驗模型進行預加