[实用新型]高超声速飞行器材料1800度有氧环境下单侧面高温试验装置

说明书

技术领域

本实用新型涉及高超声速飞行器材料1800度有氧环境下单侧面高温试验装置。特别是在模拟高马赫数导弹飞行试验的辐射加热时，能够复现真实的有氧条件下高超声速飞行器的单侧面飞行热环境，获得高超声速飞行器材料在极端氧化高温环境下的隔热特性等性能参数。为研制高速航天航空器提供重要的热试验测试手段。 

背景技术

由于高超声速飞行器能够实现全球远距离快速到达，实施有效的高空高速突防及快速精确打击，因此具有极为重要的应用价值和战略意义，高超声速飞行器已经成为当今世界各主要航天航空大国研究的热点。 

随着高超声速飞行器设计飞行速度大幅度提高，由气动加热产生的高温热环境变得极为严酷。由文献记载美国航天飞机穿越大气层时各部位的温度分布知，机翼、机体、垂尾等大部分区域的温度在750℃~1500℃之间，飞行器前锥端部和进气道等部位甚至会出现1800℃的高温区。如此极端恶劣的高温热环境，使得高超声速飞行器材料和结构的热防护和热强度问题成为事关研制成败的关键问题。 

高马赫数飞行时出现严重气动加热所产生的高温，会显著降低高超声速飞行器材料的强度极限和飞行器结构的承载能力，使结构产生热变形，破坏部件的气动外形并影响飞行器结构的安全性能。为保证高速飞行器的安全，确认飞行器的材料和结构是否能经得起高速飞行时所产生的热冲击及高温热应力破坏，须对高超声速飞行器材料和结构进行静态或动态的气动热环境模拟试验。模拟飞行材料和结构在高速飞行时的真实受热状况，分析试验过 程中飞行器各部分的热应力、热变形、结构膨胀量等高温力学性能参数的变化对飞行器结构强度的影响，以及在高温下的承载能力、使用寿命以及安全可靠性，该项工作对于高超声速飞行器的热防护与安全设计具有非常重要的实际意义。 

在大于1500℃温度环境下的高温试验比较困难（如镍基不锈钢的熔点为1450℃，1500℃时已熔化），极端高温试验往往需要在真空或惰性气体全封闭条件下进行，而该种试验环境与飞行时的有氧热环境条件不一致。另外，使用真空设备做高温试验试验装置非常复杂，试验成本昂贵，且试验尺寸受到限制。 

国家自然科学基金委2012年最新发布的“近空间飞行器的关键基础科学问题”重大研究计划项目指南中提出，要“发展测量与表征耐1500℃以上的各种新型超高温材料与结构的力－变形曲线以及力/热/氧化关键参量和性能，提升极端高温氧化环境下超高温材料与结构实验方法和技术的创新能力。” 

高超声速飞行器在大气层中飞行时，外表面与空气（单侧面）的摩擦产生极高的温度，该温度相当于单侧面加热状态。因此需要模拟飞行过程中飞行器外表面的单侧面气动加热环境，以检验和测试防热材料和防热结构的热防护性能。上述单侧面热试验中防热材料和防热结构试验件需要有热面和冷面的区别，因此不能将防热材料和防热结构整体放在高温加热炉中加热。 

目前高超声速飞行器设计部门极为希望在高达1800℃的极端高温有氧环境下，对高马赫数飞行器防热材料和防热结构进行单侧面高温加热性能试验测试。为此设计了一种高超声速飞行器材料1800℃有氧环境下单侧面高温试验装置。为飞行速度更快的高超声速飞行器和高速导弹的研制提供必要的热试验手段。 

实用新型内容

本实用新型的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种高超声 速飞行器材料1800℃有氧环境下单侧面高温试验装置，能够实现有氧环境中高超声速飞行器耐高温材料隔热试件的单侧面飞行热环境，获得高超声速飞行器材料在极端有氧高温环境下的隔热特性参数。为研制高速航天航空器提供重要的试验手段。