一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统及其使用方法技术方案

一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统及其使用方法，涉及热端部位结构件抗热冲击性能的试验系统及其使用方法。解决现有飞行器热端部位结构件的抗热冲击性能考核方法不足的问题。试验系统包括马弗炉加热装置、水平试验平台装置、喷水雾快速降温装置、热端部位结构件夹持工装、工装移动杆以及测温装置；方法：一、将热电偶置于陶瓷保护管内，固定在飞行器热端部位结构件上，连接接线器及数据采集仪；二、将紧固夹具与底座连接，然后将粘贴有热电偶热端部位结构件置于紧固夹具中，然后置于定位槽上，调节位置；三、加热热端部位结构件，取出置于定位槽上，喷水雾热冲击并测量降温曲线；四、观察宏观裂纹判断结构件是否失效。

【技术实现步骤摘要】
一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统及其使用方法
本专利技术涉及热端部位结构件抗热冲击性能的试验系统及其使用方法。
技术介绍
热端部位结构件的抗热冲击性能是飞行器可靠性的重要指标，其可靠性直接关系到整个飞行器系统的安全。对热端部位结构件的抗热冲击性能进行考核能够有效地指导热端部位结构件用材料和热端部位结构件的优化设计。热端部位结构件的抗热冲击性能可以通过风洞试验进行考核，但风洞考核系统非常复杂且成本极高，因此只有美国、俄罗斯、法国和中国等少数国家拥有这类设备。美国于1945年建立了世界第一座风洞，随后在20世纪50年代又建设了一大批各种布局形式的风洞，如NASA兰利研究中心的马赫数6的风洞、NSWC的8号风洞、桑迪亚国家实验室Ma＝5，8，14的风洞和AEDC冯·卡门实验室的B风洞(Ma＝6，8)和C风洞(Ma＝4，8，10)等。俄罗斯自50年代起也建成了一大批风洞，如TSAGI的T-116风洞(Ma＝1.8～10)、U-12风洞(Ma＝4～10)和中央空气机械研究院的U-306-3风洞(Ma＝2～10)等。欧洲和日本自60年代起大力发展并建成了一批风洞，如：法国ONERA的S4-MA(Ma＝6，10，12)、德国DLR的H2K(Ma＝4.5～11.2)、日本国家航空宇宙技术研究所(NAL)的马赫数5，7，9，11风洞。国内的风洞主要有CARDC的FD-20A(Ma＝4～8)和FL-31(Ma＝5～11.7)、CAAA的FD-07(Ma＝5～12)和NUAA的NHW(Ma＝5～8)等。虽然风洞能够较为准确的模拟热端部位结构件在服役条件下的真实环境，但由于此类系统的复杂性导致不同测试状态间的切换和调试非常复杂、效率较低且在考核过程中极易出现工装等部件的损坏而导致考核中断。淬火法作为一种最为常用的研究材料和部件抗热冲击性能的方法，虽然具有操作简单、成本低廉的优点，但其热冲击环境与飞行器热端部位结构件的真实环境差别较大，且考核状态只能通过改变淬火介质种类和介质温度在小范围内调节。因此迫切需要一种热冲击考核条件接近飞行器热端部位结构件真实环境、考核环境大范围可调、操作简单且成本低廉的试验方法。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统及其使用方法；以解决现有飞行器热端部位结构件的抗热冲击性能考核方法不足的问题。一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统包括马弗炉加热装置、水平试验平台装置、喷水雾快速降温装置、热端部位结构件夹持工装、工装移动杆以及测温装置；所述的水平试验平台装置包括载物台和喷枪固定调节杆；所述的喷水雾快速降温装置包括无气喷涂机、喷枪和水箱；所述的热端部位结构件夹持工装包括底座、支架和紧固夹具；所述的测温装置包括热电偶、陶瓷保护管、接线器和数据采集仪；马弗炉加热装置与载物台贴靠，且马弗炉加热装置炉门下边缘高于载物台上表面，载物台上表面设有喷枪固定调节杆和定位槽，喷枪固定调节杆上设有喷枪，喷枪通过高压软管与无气喷涂机相连通，无气喷涂机通过水管与水箱相连通；且喷枪的喷嘴中心与飞行器热端部位结构件前端中心保持水平；其中，喷枪的喷嘴与飞行器热端部位结构件前端距离能够保证水雾均匀覆盖热端部位结构件；定位槽上设有底座，底座上表面通过支架与紧固夹具的下表面连接，工装移动杆与底座间隙配合，紧固夹具上设有飞行器热端部位结构件，热电偶固定在飞行器热端部位结构件表面或内部，热电偶外设有陶瓷保护管，热电偶尾部正负极与接线器相连，接线器通过数据线与数据采集仪相连接。一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统的使用方法，是按以下步骤进行的：一、将热电偶置于陶瓷保护管内，并通过高温胶固定在飞行器热端部位结构件的表面或内部，静置待热电偶固定牢固后，然后将热电偶尾部正负极与接线器连接，接线器再通过数据线与数据采集仪相连接，得到粘贴有热电偶的飞行器热端部位结构件；二、将紧固夹具下表面与底座上表面通过支架连接并固定，然后将粘贴有热电偶的飞行器热端部位结构件置于紧固夹具中夹紧，得到粘贴有热电偶的热端部位结构件的夹持工装，将粘贴有热电偶的热端部位结构件的夹持工装置于定位槽上，调节喷枪的喷嘴中心与飞行器热端部位结构件前端中心保持水平，调节喷枪的喷嘴与飞行器热端部位结构件前端距离，向水箱中加入水，打开无气喷涂机及喷枪，调节喷水压力，从顶面和侧面观察并确保飞行器热端部位结构件被水雾均匀覆盖；三、从定位槽上取下粘贴有热电偶的热端部位结构件的夹持工装，并将粘贴有热电偶的热端部位结构件的夹持工装置于马弗炉加热装置中加热并通过测温装置测温，控制升温速率小于30℃/min，得到加热后的装配有热端部位结构件的夹持工装，加热后，打开马弗炉加热装置的炉门，将工装移动杆与底座间隙配合安装，并利用工装移动杆将加热后的装配有热端部位结构件的夹持工装置于定位槽上，打开喷枪，开始喷水雾热冲击并通过测温装置测温，待热端部位结构件完全冷却后停止喷水雾；且从利用工装移动杆将加热后的装配有热端部位结构件的夹持工装置于定位槽上至开始喷水雾热冲击所用的时间为2s～3s；四、喷水雾热冲击结束后，将飞行器热端部位结构件从紧固夹具中取下，擦干，在飞行器热端部位结构件表面均匀喷涂一层裂纹显影剂，静置1min～3min，然后将裂纹显影剂清洗干净并静置，等待裂纹显现后观察裂纹形貌，即完成一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统的使用方法。本专利技术的有益效果是：与现有复杂高昂的风洞试验相比，本专利技术所述的考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统和使用方法具有小型化、低成本、高可靠性、易操作等优点，适用于不同形状和尺寸热端部位结构件抗热冲击性能的研究。利用本专利技术，能够模拟飞行器热端部位结构件在服役条件下遭受热冲击时的恶劣环境，且考核环境相比风洞方法可在更大范围内调控。此外，采用此方法考核后热端部位结构件的破坏方式与实际风洞考核结果吻合。本专利技术用于一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统及其使用方法。附图说明图1为本专利技术一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统的结构示意图；图2为实施例一长宽比为1:1的翼前缘结构件热冲击后上表面的裂纹形貌图；图3为实施例一长宽比为1:1的翼前缘结构件热冲击后下表面的裂纹形貌图；图4为实施例二长宽比为1:2的翼前缘结构件热冲击后上表面的裂纹形貌图；图5为实施例二长宽比为1:2的翼前缘结构件热冲击后下表面的裂纹形貌图；图6为实施例一长宽比为1:1的翼前缘结构件上热电偶不同位置示意图；点1～点6为热电偶位于翼前缘结构件表面位置，点7为热电偶位于翼前缘结构件内部位置；图7为实施例一长宽比为1:1的翼前缘结构件喷水雾热冲击过程中不同位置的降温曲线图；图8为图7的A区放大图，1为图6中点1位置的降温曲线图，2为图6中点2位置的降温曲线图，3为图6中点3位置的降温曲线图，4为图6中点4位置的降温曲线图，5为图6中点5位置的降温曲线图，6为图6中点6位置的降温曲线图，7为图6中点7位置的降温曲线图。具体实施方式本专利技术技术方案不局限于以下所列举的具体实施方式，还包括各具体实施方式之间的任意组合。具体实施方式一：下面结合图1具体本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统，其特征在于：一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统包括马弗炉加热装置(1)、水平试验平台装置、喷水雾快速降温装置、热端部位结构件夹持工装、工装移动杆(11)以及测温装置；所述的水平试验平台装置包括载物台(2)和喷枪固定调节杆(3)；所述的喷水雾快速降温装置包括无气喷涂机(5)、喷枪(6)和水箱(7)；所述的热端部位结构件夹持工装包括底座(8)、支架(9)和紧固夹具(10)；所述的测温装置包括热电偶(14)、陶瓷保护管(15)、接线器(16)和数据采集仪(17)；马弗炉加热装置(1)与载物台(2)贴靠，且马弗炉加热装置(1)炉门下边缘高于载物台(2)上表面，载物台(2)上表面设有喷枪固定调节杆(3)和定位槽(4)，喷枪固定调节杆(3)上设有喷枪(6)，喷枪(6)通过高压软管与无气喷涂机(5)相连通，无气喷涂机(5)通过水管与水箱(7)相连通；且喷枪(6)的喷嘴中心与飞行器热端部位结构件前端中心保持水平；其中，喷枪(6)的喷嘴与飞行器热端部位结构件前端距离能够保证水雾均匀覆盖热端部位结构件；定位槽(4)上设有底座(8)，底座(8)上表面通过支架(9)与紧固夹具(10)的下表面连接，工装移动杆(11)与底座(8)间隙配合，紧固夹具(10)上设有飞行器热端部位结构件，热电偶(14)固定在飞行器热端部位结构件表面或内部，热电偶(14)外设有陶瓷保护管(15)，热电偶(14)尾部正负极与接线器(16)相连，接线器(16)通过数据线与数据采集仪(17)相连接。...

【技术特征摘要】
1.一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统，其特征在于：一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统包括马弗炉加热装置(1)、水平试验平台装置、喷水雾快速降温装置、热端部位结构件夹持工装、工装移动杆(11)以及测温装置；所述的水平试验平台装置包括载物台(2)和喷枪固定调节杆(3)；所述的喷水雾快速降温装置包括无气喷涂机(5)、喷枪(6)和水箱(7)；所述的热端部位结构件夹持工装包括底座(8)、支架(9)和紧固夹具(10)；所述的测温装置包括热电偶(14)、陶瓷保护管(15)、接线器(16)和数据采集仪(17)；马弗炉加热装置(1)与载物台(2)贴靠，且马弗炉加热装置(1)炉门下边缘高于载物台(2)上表面，载物台(2)上表面设有喷枪固定调节杆(3)和定位槽(4)，喷枪固定调节杆(3)上设有喷枪(6)，喷枪(6)通过高压软管与无气喷涂机(5)相连通，无气喷涂机(5)通过水管与水箱(7)相连通；且喷枪(6)的喷嘴中心与飞行器热端部位结构件前端中心保持水平；其中，喷枪(6)的喷嘴与飞行器热端部位结构件前端距离能够保证水雾均匀覆盖热端部位结构件；定位槽(4)上设有底座(8)，底座(8)上表面通过支架(9)与紧固夹具(10)的下表面连接，工装移动杆(11)与底座(8)间隙配合，紧固夹具(10)上设有飞行器热端部位结构件，热电偶(14)固定在飞行器热端部位结构件表面或内部，热电偶(14)外设有陶瓷保护管(15)，热电偶(14)尾部正负极与接线器(16)相连，接线器(16)通过数据线与数据采集仪(17)相连接。2.根据权利要求1所述的一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统，其特征在于所述的热电偶(14)为K型热电偶。3.根据权利要求1所述的一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统，其特征在于当所述的飞行器热端部位结构件为扁平的翼前缘结构件时，喷枪(6)的喷嘴可采用矩形。4.根据权利要求1所述的一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统，其特征在于当所述的飞行器热端部位结构件为圆形的鼻锥结构件时，喷枪(6)的喷嘴可采用圆形。5.如权利要求1所述的一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统的使用方法，其特征在于：一种考核飞行器热端部位结构件抗热冲击性能的喷水雾试验系统的使用方法，是按以下步骤进行的：一、将热电偶(14)置于陶瓷保护管(15)内，并通过高温胶固定在飞行器热端部位结构件的表面或内部，静置待热电偶(14)固定牢固后，...

【专利技术属性】
技术研发人员：王安哲，胡平，张幸红，张东洋，方成，王晓东，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：黑龙江,23