[發明專利]一種用于飛行試驗熱流測量的同軸熱電偶安裝裝置及安裝方法

在審

• 申請號: 202010965561.0
• 申請日: 2020-09-15
• 公開（公告）號: CN111982321A
• 公開（公告）日: 2020-11-24
• 發明（設計）人: 張仕忠;李進平;潘宏祿;王長峰;陳宏
• 申請（專利權）人: 中國科學院力學研究所;中國航天空氣動力技術研究院
• 主分類號: G01K1/14
• 分類號: G01K1/14;G01M9/06
• 代理公司: 北京和信華成知識產權代理事務所(普通合伙) 11390
• 代理人: 焦海峰

本發明公開了一種用于飛行試驗熱流測量的同軸熱電偶安裝裝置，具體包括絕緣密封箍和緊固件，絕緣密封箍和緊固件通過卡接安裝方式和同軸熱電偶安裝固定；絕緣密封箍貫穿中軸線設置有一個通孔a，絕緣密封箍的前端設置為筒體a，絕緣密封箍的后端設置為梯形結構；緊固件貫穿中軸線設置有一個通孔b，緊固件的頂端設置為六角結構，緊固件的中部設置為筒體b，筒體b的外壁設置有螺紋，緊固件的底端設置為傾斜斜壁。安裝后的同軸熱電偶與飛行器之間的密封性較好，同軸熱電偶端面同飛行器外表面齊平，因此能準確測出飛行器表面熱流分布；熱電偶安裝結構穩定性高；同軸熱電偶同飛行器機體之間的絕緣性較高，避免了信號干擾。

技術領域

本發明屬于高超聲速飛行設備技術領域，具體涉及一種用于飛行試驗熱流測量的同軸熱電偶安裝裝置及安裝方法。

背景技術

高超聲速飛行中，飛行器表面受到的氣動加熱載荷會引起機體材料燒蝕，防熱問題十分突出。氣動熱環境的準確預測，可以有效降低防熱材料的余量，增加有效載荷，提高飛行器結構效率。目前，地面風洞試驗是預測氣動熱環境的主要手段，但是其結果與真實飛行狀態存在不同程度的“偏離”。高超聲速飛行試驗所獲取的實際環境載荷數據更加準確可靠，近些年國內開展飛行試驗的次數越來越多，通過在飛行器表面安裝傳感器進行表面熱流測試，從而獲得寶貴的飛行試驗數據。

快速響應同軸熱電偶是基于表面溫度測量熱傳導理論研制的熱流傳感器，通過測定溫度變化歷程反算得到熱流。其尺寸小，響應快，抗沖刷能力強，特別適用于苛刻環境下的高精度物面溫度與熱流測量，已被廣泛應用于激波風洞氣動熱測量、爆炸熱流測量、發動機試驗平臺瞬態溫度測量，因此其也被用于飛行試驗溫度和熱流測量。快速響應同軸熱電偶實物的端頭敏感器件為直徑2mm的圓柱體，長度為15mm，尾端直徑為3.6mm，長度為11mm。

飛行試驗中，對同軸熱電偶的安裝需求較高。首先，安裝后的同軸熱電偶與飛行器之間要密封，同軸熱電偶端面同飛行器外表面齊平，這樣才能準確測出飛行器表面熱流分布；其次，飛行試驗中飛行器振動較大，同時氣動加熱會造成模型機體溫度升高，熱效應和振動效應相互耦合，要求保證熱電偶安裝結構不會失效；最后，由于飛行試驗中所有控制單元及采集單元無參考地，會對熱電偶測量帶來信號干擾，要求安裝后的同軸熱電偶同飛行器機體之間能夠絕緣。然而現有技術中，目前沒有提出飛行試驗對同軸熱電偶的安裝要求，因此，也沒有人針對上述飛行試驗對同軸熱電偶的安裝要求，提出了相應的同軸熱電偶安裝方法。因此，如何研發一種用于飛行試驗熱流測量的同軸熱電偶安裝方法，具有重要的現實意義。

發明內容

針對現有技術中存在的問題，本發明的目的在于提供一種用于飛行試驗熱流測量的同軸熱電偶安裝裝置及安裝方法。

本發明采取的技術方案為：

一種用于飛行試驗熱流測量的同軸熱電偶安裝裝置，具體包括絕緣密封箍和緊固件，絕緣密封箍和緊固件通過卡接安裝方式和同軸熱電偶安裝固定，所述絕緣密封箍貫穿中軸線設置有一個通孔a，絕緣密封箍的前端設置為筒體a，絕緣密封箍的后端設置為梯形結構；

所述緊固件貫穿中軸線設置有一個通孔b，緊固件的頂端設置為六角結構，緊固件的中部設置為筒體b，筒體b的外壁設置有螺紋，緊固件的底端設置為傾斜斜壁。

進一步的，所述絕緣密封箍的梯形結構上斜面與飛行器壁面相互卡接；絕緣密封箍的梯形結構下斜面與緊固件的傾斜斜壁相互卡接。

進一步的，所述絕緣密封箍的梯形結構上斜面夾角設置為90°；梯形結構下斜面夾角設置為60°。

進一步的，所述緊固件的傾斜斜壁夾角設置為60°。

進一步的，所述絕緣密封箍的通孔a和緊固件的通孔b內徑接近，且與同軸熱電偶前端的圓柱部分外徑相互適配。

進一步的，所述絕緣密封箍和緊固件都采用耐高溫的有機合成材料制備而成，更為具體的是PEEK、PBI或PI材料中的任意一種，其耐溫溫度在350℃左右。