[發明專利]隔熱涂層試件界面溫度測試方法

在審

• 申請號: 201710996855.8
• 申請日: 2017-10-24
• 公開（公告）號: CN109696252A
• 公開（公告）日: 2019-04-30
• 發明（設計）人: 不公告發明人
• 申請（專利權）人: 杜小雙
• 主分類號: G01K7/02
• 分類號: G01K7/02;G01K1/14
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

本發明提供一種預埋熱電偶的隔熱涂層試件界面溫度測試方法，其通過在殼體表面預埋熱電偶測點，后噴涂隔熱涂層的方法，提高了界面溫度測試結果的準確性，為涂層厚度設計提供準確的試驗依據。理由如下：試件的幾何尺寸，所使用的熱電偶的幾何尺寸，主要是直徑參數及測點幾何尺寸應盡量小，最大程度的減少了測試設備幾何尺寸對試件測試結果的影響；測點位于試件靠中部位置，減少邊界效應對測試結果的影響；熱電偶線位于預置的槽內，保證了所噴涂的涂層厚度，同時使用固定熱電偶的膠粘劑盡可能少量也是從幾何尺寸方面減少了對測試結果的影響；通常使用兩個測點，可以檢驗測試結果的一致性。

技術領域

本發明屬于隔熱涂層技術領域，具體涉及一種預埋熱電偶的隔熱涂層試件界面溫度測試方法。

背景技術

隨著航天飛行器的發展需求，要求飛行器在飛行過程中保持較高的飛行速度，在高速飛行條件下，不可避免地存在飛行器表面的氣動加熱問題，使得表面溫度高達幾百度。由于飛行器彈體壁面結構件材料（簡稱殼體，有復合材料或者金屬）通常存在超過一定溫度時會出現剛度和強度損失，因此需要在其表面噴涂隔熱涂層，控制壁面結構件材料與涂層界面溫度在飛行過程中不高于其性能損失溫度。而進行涂層隔熱試驗時，需要提供涂層 /殼體材料聯合試件進行試驗，才能模擬航天飛行器（或者導彈）飛行過程中的真實狀態。

但根據一維熱傳導計算結果可知，對于一定的熱流邊界條件，涂層/殼體材料界面溫度不僅與涂層本體的熱學性能有關，而且與殼體熱學性能有關，這會影響涂層與殼體界面的溫度以及殼體內部的溫度場，從而會影響最終的溫度測定結果。目前所進行的隔熱涂層試驗中大多數關心殼體背壁的溫度變化，而對涂層/殼體材料之間的界面溫度變化較少測試。

發明內容

有鑒于此，本發明的目的是提供一種預埋熱電偶的隔熱涂層試件界面溫度測試方法，提高了界面溫度測試結果的準確性。

本發明的預埋熱電偶的隔熱涂層試件界面溫度測試方法，其包括：

步驟1，依據航天飛行器飛行過程中的熱流條件，以及航天飛行器所用殼體材料厚度，結合殼體材料使用溫度的限制，計算溫度測試所需殼體試件的厚度和隔熱涂層的厚度；

步驟2,若殼體試件為復合材料纏繞而成的，則根據步驟1確定的殼體試件的厚度進行殼體試件的纏繞成型，纏繞角度模擬實際殼體成型的纏繞方向；若殼體試件為金屬材料，則直接根據步驟1確定的殼體試件的厚度生產成型；

步驟3,在步驟2生產的殼體試件上加工四個通孔，四個通孔在殼體試件上組成一個矩形；并準備四條熱電偶，四條熱電偶的導線一一對應穿過四個通孔；

其中兩個通孔以及穿過該兩個通孔的兩條熱電偶為第一組，另外兩個通孔以及穿過該兩個通孔的兩條熱電偶為第二組，且第一組中的兩個通孔連線與第二組中的兩個通孔連線在殼體試件上相互平行；

對于每一組均執行以下過程：設計一個測試點，該測試點位于同一組兩個通孔連線的中點位置，且該組的兩條熱電偶的測試端粘接于該測試點處，兩條熱電偶的導線尾端與測試儀器連接；然后按照步驟1設計的涂層厚度對殼體試件的粘接面進行噴涂固化，最后利用測試儀器對殼體試件的界面進行溫度測試。

進一步的，粘接前需在殼體試件表面預先挖槽，槽的方向為從測試點開始到同一組的兩個通孔，槽的厚度與熱電偶導線的直徑相同，粘接后殼體試件表面保持平齊；然后在通孔的孔隙和槽的孔隙中用膠填平后噴涂步驟1設計厚度的涂層并固化。

進一步的，殼體試件的大小為lOOmmX 100mm。

進一步的，步驟3中的溫度測試包括：風洞試驗和石英燈電弧加熱試驗。

本發明具有如下有益效果：本發明提供一種新的試件界面溫度測點布置方法，并

通過在殼體表面預埋熱電偶測點，后噴涂隔熱涂層的方法，提高了界面溫度測試結果的準確性，為涂層厚度設計提供準確的試驗依據。理由如下：