專利名稱：高超聲速飛行器非金屬防熱材料平面試驗(yàn)件表面高溫測(cè)量裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實(shí)用新型涉及高超聲速飛行器非金屬防熱材料平面試驗(yàn)件表面高溫測(cè)量裝置， 特別是用于模擬導(dǎo)彈、航天飛機(jī)等高超聲速飛行器用非金屬平面輕質(zhì)隔熱材料的高溫試驗(yàn)環(huán)境中，對(duì)非金屬隔熱材料表面高達(dá)1000°C -1400°c的高溫動(dòng)態(tài)變化進(jìn)行實(shí)時(shí)測(cè)量和記錄。
背景技術(shù)：
隨著世界航天航空技術(shù)的發(fā)展，遠(yuǎn)程機(jī)動(dòng)飛行器的設(shè)計(jì)速度在大幅度提高，目前美、俄、歐盟等發(fā)達(dá)國(guó)家正競(jìng)相開展高超聲速飛行器的研制工作。我國(guó)也正在努力開展新一代高超音速遠(yuǎn)程機(jī)動(dòng)飛行器的研究，國(guó)家自然科學(xué)基金項(xiàng)目指南中指出高超音速遠(yuǎn)程機(jī)動(dòng)飛行器的研究“涉及國(guó)家安全和和平利用空間，是目前國(guó)際競(jìng)相爭(zhēng)奪空間技術(shù)的焦點(diǎn)之一， 是綜合國(guó)力的體現(xiàn)”。導(dǎo)彈等高速飛行器以高馬赫數(shù)飛行時(shí)，由氣動(dòng)加熱引起的“熱障”問題極為嚴(yán)重。當(dāng)飛行馬赫數(shù)接近4時(shí)，導(dǎo)彈前端駐點(diǎn)溫度可達(dá)700°C，以6個(gè)馬赫數(shù)飛行的高超聲速飛行器，其翼前緣和天線罩錐部的駐點(diǎn)溫度將超過1200°C。因此高溫結(jié)構(gòu)材料的研究和防隔熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是高超聲速飛行器整體安全可靠性設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)和核心技術(shù)。當(dāng)溫度將超過1000°C時(shí)，即便采用鎳基高溫合金或鈦合金等耐高溫金屬材料，在也會(huì)出現(xiàn)變形、軟化、剛性下降的現(xiàn)象，嚴(yán)重影響高速飛行器的氣動(dòng)外形和安全飛行。另外安裝有精密電子設(shè)備的儀器艙內(nèi)的溫度一般不允許超過80°C，必須設(shè)計(jì)安裝防熱結(jié)構(gòu)或鋪設(shè)隔熱材料，以降低導(dǎo)彈表面熱量向內(nèi)部的傳導(dǎo)速度，因此，新一代的高超音速飛行器一般都采用碳纖維復(fù)合材料、多孔泡沫型高溫陶瓷瓦、高硅氧玻璃纖維等非金屬輕質(zhì)材料制做飛行器的外殼或作為防隔熱材料。在進(jìn)行導(dǎo)彈等高超聲速飛行器的安全可靠性設(shè)計(jì)時(shí)，需要預(yù)先對(duì)所使用的非金屬輕質(zhì)材料的表面溫度進(jìn)行測(cè)量，以檢驗(yàn)其耐溫性能，燒蝕性能和隔熱性能。由于非金屬材料不能像金屬材料那樣能將測(cè)溫?zé)犭娕冀z直接點(diǎn)焊在材料表面上，所以一般采用粘接或壓接的方法測(cè)量表面溫度。若采用粘接方式，由于金屬材料的測(cè)溫傳感器與非金屬材料的的熱膨脹系數(shù)差別極大，在高于1000°c的熱環(huán)境下，經(jīng)常出現(xiàn)金屬測(cè)溫傳感器與非金屬材料表面脫膠分離現(xiàn)象，造成表面溫度測(cè)量不準(zhǔn)確的情況。若能保證在高溫環(huán)境下金屬測(cè)溫傳感器與非金屬材料表面始終處于緊密結(jié)合狀態(tài)，從原理上來說能夠?qū)崿F(xiàn)高溫環(huán)境下非金屬材料表面的溫度測(cè)量。但是，要使測(cè)溫?zé)犭娕记岸嗽谠囼?yàn)過程中對(duì)非金屬材料表面始終保持緊密接觸，必須使熱電偶前端附近的部分與非金屬材料表面之間不能有大的相對(duì)位移，否則必然連帶熱電偶前端感溫部翹曲和錯(cuò)位， 特別是其要在大于100(TC的高溫環(huán)境下還能夠保持穩(wěn)定狀態(tài)，這是關(guān)系到壓接測(cè)溫方式成敗的關(guān)鍵和技術(shù)難點(diǎn)。另外，由于在大于1000°C的高溫環(huán)境下，試驗(yàn)件表面會(huì)出現(xiàn)熱燒蝕和熱損毀，對(duì)同一試驗(yàn)件一般不能重復(fù)進(jìn)行多次高溫試驗(yàn)，并且高速飛行器的防熱試件都非常昂貴，如美國(guó)格倫比亞航天飛機(jī)的防熱瓦單片造價(jià)就超過5萬美金，所以每次試驗(yàn)得到的測(cè)試數(shù)據(jù)都極為寶貴。因此，必須開發(fā)能夠在高溫環(huán)境下可靠工作的高速飛行器非金屬防熱材料平面試件表面高溫測(cè)量裝置，來記錄高溫?zé)嵩囼?yàn)過程中，防熱材料表面溫度的變化情況。該項(xiàng)工作對(duì)于導(dǎo)彈、航天飛機(jī)等高超聲速飛行器的熱防護(hù)與安全可靠性設(shè)計(jì)具有非常重要的實(shí)際
眉、ο

實(shí)用新型內(nèi)容本實(shí)用新型的技術(shù)解決問題是克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種高超聲速飛行器非金屬防熱材料平面試驗(yàn)件表面高溫測(cè)量裝置，該裝置能夠準(zhǔn)確和可靠地測(cè)量與記錄高超聲速飛行器熱試驗(yàn)過程中，非金屬防熱材料平面試驗(yàn)件表面溫度場(chǎng)高達(dá)1000°C -1400°C的動(dòng)態(tài)高溫變化，且結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，使用方便，為導(dǎo)彈、航天飛機(jī)等高超聲速飛行器的熱強(qiáng)度校核與安全防護(hù)設(shè)計(jì)提供可靠的試驗(yàn)依據(jù)。本實(shí)用新型的技術(shù)解決方案是高超聲速飛行器非金屬防熱材料平面試驗(yàn)件表面高溫測(cè)量裝置，包括高溫陶瓷框架、測(cè)溫?zé)犭娕肌⒎墙饘俜罒岵牧掀桨逶囼?yàn)件、絕熱支撐架、加熱源和計(jì)算機(jī)；高溫陶瓷框架平放在絕熱支撐架上，高溫陶瓷框架上有一圓孔，將測(cè)溫?zé)犭娕疾迦雸A孔內(nèi)，并使測(cè)溫?zé)犭娕嫉那安繌澇上蛏系墓?，非金屬防熱材料平板試?yàn)件壓在高溫陶瓷框架上，使高溫陶瓷框架壓住測(cè)溫?zé)犭娕甲钋安康暮赋蓤A珠形的熱電偶前端感溫部，通過非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件向下的重力和測(cè)溫?zé)犭娕记安抗尾课幌蛏系膹椥粤χg的相互作用，使得在高溫環(huán)境下非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件和熱電偶前端感溫部能夠在1000°c -1400°C的高溫環(huán)境下始終保持緊密接觸，確保測(cè)溫結(jié)果的準(zhǔn)確性和可靠性；將能夠產(chǎn)生高達(dá)160(TC高溫的硅鉬紅外輻射加熱源放置在非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件的下方，通電發(fā)熱對(duì)非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件的下表面進(jìn)行輻射加熱；壓接在非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件下表面的測(cè)溫?zé)犭娕紝⑤敵鲂盘?hào)通過導(dǎo)線傳送至計(jì)算機(jī)，計(jì)算機(jī)記錄并計(jì)算出導(dǎo)彈、航天飛機(jī)之類高超聲速飛行器非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件表面的高溫變化數(shù)據(jù)。高溫陶瓷框架和測(cè)溫?zé)犭娕疾徊捎脗鹘y(tǒng)的粘接固定方式，而是通過非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件向下的壓力和測(cè)溫?zé)犭娕记安抗尾课幌蛏系膹椥粤χg的相互作用，使高溫環(huán)境下非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件和熱電偶前端感溫部始終保持緊密接觸。為了確保高溫?zé)嵩囼?yàn)過程中熱電偶前端感溫部和非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件不會(huì)出現(xiàn)相互接觸不良的現(xiàn)象，在安裝非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件前，先將測(cè)溫?zé)犭娕嫉那安肯蛏系墓挝灰谱龅谋容^大，使熱電偶前端感溫部高于高溫陶瓷框架上平面5mm-6mm，形成一個(gè)向上的初始預(yù)變形，當(dāng)非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件壓在高溫陶瓷框架上時(shí)，熱電偶前端感溫部將會(huì)出現(xiàn)相下5mm-6mm的位移，熱電偶前部的這5mm-6mm變形被強(qiáng)制壓回后，會(huì)產(chǎn)生比較大的向上的彈性力，使得熱電偶前端感溫部和非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件表面能夠保持緊密接觸，采用這種預(yù)變形加力方法保證了 100(TC -140(TC高溫環(huán)境下測(cè)溫工作的可靠性和穩(wěn)定性。本實(shí)用新型的工作原理是制作一個(gè)與平面試件邊界尺寸相等的高溫陶瓷框架結(jié)構(gòu)，該陶瓷框架采用能耐1800°c的氧化鋁含量高達(dá)99%的剛玉高溫陶瓷材料燒制而成，因此，該陶瓷框架能夠確保在100(TC至1400°C高溫環(huán)境下穩(wěn)定工作。高溫陶瓷框架結(jié)構(gòu)內(nèi)有一圓孔，將測(cè)溫?zé)犭娕及惭b在高溫陶瓷框架結(jié)構(gòu)的中孔內(nèi)，測(cè)溫?zé)犭娕记安肯蛏蠌澇晒涡螤睢Ｔ谶M(jìn)行高超聲速飛行器非金屬防熱材料平面試件表面高溫測(cè)量時(shí)，將非金屬防熱材料平面試件壓在高溫陶瓷框架結(jié)構(gòu)上，由平面試件的自重產(chǎn)生向下的壓力和熱電偶前部向上彎成的弓形形狀之間相互作用，形成非金屬防熱材料平面試件表面和熱電偶感溫部之間的緊密接觸。使熱電偶前端測(cè)溫部在高溫下也能夠始終保持向上的接觸力。當(dāng)按照熱流曲線或溫度曲線給非金屬防熱材料平面試件表面加溫時(shí)，由于溫?zé)犭娕记岸讼蛏系墓涡螤詈蜔犭娕冀z本身具有的剛度，以及剛玉高溫陶瓷框架結(jié)構(gòu)具有在1800°C高溫下都不易變形得優(yōu)點(diǎn)，即使當(dāng)溫度高達(dá)1000°C至1400°C時(shí)，試件表面和熱電偶感溫部之間也可以緊密接觸，熱電偶前端感溫部，可迅速感知試件表面的溫度變化，通過計(jì)算機(jī)記錄、并計(jì)算出熱試驗(yàn)過程中非金屬防熱材料試件表面的動(dòng)態(tài)溫度變化曲線。本實(shí)用新型與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果是由于實(shí)用新型采取了將測(cè)溫?zé)犭娕及惭b在高溫陶瓷框架結(jié)構(gòu)的中孔內(nèi)，測(cè)溫?zé)犭娕记安肯蛏蠌澇晒涡螤?，通過平面試件的自重產(chǎn)生向下的壓力和熱電偶前部向上彎成的弓形形狀產(chǎn)生的向上的壓力之間相互作用，確保了非金屬防熱材料平面試件表面和熱電偶感溫部的緊密接觸。由于測(cè)溫?zé)犭娕贾尾课徊皇褂谜辰觿?，避免了傳統(tǒng)粘接支撐固定方法在大于1000°c高溫環(huán)境下，測(cè)溫?zé)犭娕贾尾课粯O易出現(xiàn)開膠引起的試驗(yàn)失敗。另外，由于熱電偶前端感溫部也沒有粘接層，試件表面和熱電偶感溫部之間是靠壓力而不是靠粘接接觸，在1000°c -1400°c的高溫環(huán)境下，即使由于高溫?zé)嶙冃萎a(chǎn)生少量橫向位移，因?yàn)閮烧咧g有比較大的相互作用的預(yù)應(yīng)力，可以保證試件表面和熱電偶感溫部之間始終是處于緊密接觸的狀態(tài)。使測(cè)量結(jié)果更加準(zhǔn)確、可靠。 以上實(shí)用新型解決了在1000°C -1400°C的極高溫度環(huán)境下，關(guān)系到壓接測(cè)溫方式成敗的關(guān)鍵技術(shù)難點(diǎn)。另外，在需要對(duì)不同隔熱效果、不同厚度的大量試驗(yàn)件測(cè)溫時(shí)，由于沒有粘接層，不需要清理粘接點(diǎn)，僅需換上新的非金屬防熱材料平面試件，因此本實(shí)用新型還具有安裝簡(jiǎn)捷，使用方便的優(yōu)點(diǎn)。

圖1為本實(shí)用新型的結(jié)構(gòu)側(cè)視圖；圖2為本實(shí)用新型的高溫陶瓷框架的立體結(jié)構(gòu)示意圖；圖3為使用本實(shí)用新型測(cè)得的某導(dǎo)彈碳纖維復(fù)合材料平面試驗(yàn)件在1000°C高溫下試驗(yàn)件表面的溫度變化曲線圖；圖4為使用本實(shí)用新型測(cè)得的某導(dǎo)彈碳纖維復(fù)合材料平面試驗(yàn)件在1400°C高溫下試驗(yàn)件表面的溫度變化曲線圖。
具體實(shí)施方式
如圖1和圖2所示，本實(shí)用新型由高溫陶瓷框架1、測(cè)溫?zé)犭娕?、非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件6、絕熱支撐架7、加熱源8 (采用能形成1600°C高溫環(huán)境的硅鉬紅外輻射加熱管)、導(dǎo)線9和計(jì)算機(jī)10組成。高溫陶瓷框架1采用能耐1800°C的氧化鋁含量99%的剛玉高溫陶瓷材料燒制，測(cè)溫?zé)犭娕?采用測(cè)量范圍高達(dá)1800°C的雙鉬鍺熱電偶。高溫陶瓷框架1安放在絕熱支撐架7上，高溫陶瓷框架1上有一圓孔5，將套有陶瓷絕緣套管4的測(cè)溫?zé)犭娕?插入高溫陶瓷框架1的圓孔5內(nèi)，測(cè)溫?zé)犭娕?前部彎成向上的弓形，非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件6壓在高溫陶瓷框架1上，使其壓住測(cè)溫?zé)犭娕?最前部焊接成圓珠狀的熱電偶前端感溫部3，通過非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件6向下的重力和測(cè)溫?zé)犭娕?前部弓形部位向上的彈性力之間的相互作用，使得非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件6和熱電偶前端感溫部3能夠始終保持緊密接觸。本實(shí)用新型中的圓孔5的直徑為5mm ；測(cè)溫?zé)犭娕?的前部向上弓，并使熱電偶前端感溫部3高于高溫陶瓷框架1的上平面5mm-6mm，形成向上5mm-6mm的初始預(yù)變形。 當(dāng)非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件6壓在高溫陶瓷框架1上時(shí)，固定在高溫陶瓷框架1上的測(cè)溫?zé)犭娕?最前部的熱電偶前端感溫部3被非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件6強(qiáng)制向下壓回 5mm-6mm,即熱電偶前端感溫部3被強(qiáng)制壓下并回到原來的初始位置，由于金屬熱電偶絲具有的剛性，強(qiáng)制壓下時(shí)會(huì)產(chǎn)生非常大的向上的彈性力，這種施加預(yù)應(yīng)力的技術(shù)方法保證了熱電偶前端感溫部3和非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件6之間的接觸更加緊密和可靠。在模擬導(dǎo)彈等高超聲速飛行器的高達(dá)1000°C -1400°C的高溫氣動(dòng)熱試驗(yàn)過程中， 當(dāng)加熱源8按照加熱溫度曲線給非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件6的表面進(jìn)行輻射加熱時(shí)，與非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件6表面緊密接觸的測(cè)溫?zé)犭娕记岸烁袦夭?，檢測(cè)到非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件6表面的溫度變化，并將溫度變化轉(zhuǎn)變?yōu)殡娦盘?hào)，經(jīng)導(dǎo)線9送入計(jì)算機(jī)10 進(jìn)行存儲(chǔ)與計(jì)算，得出非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件6表面溫度的動(dòng)態(tài)變化曲線如圖3 (穩(wěn)態(tài)溫度1000°C )和圖4(穩(wěn)態(tài)溫度1400°C )所示。從圖3和圖4可以看到，高超聲速飛行器非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件6的表面溫度在150秒鐘內(nèi)分別上升至1000°C和1400°C高溫，之后保持到600秒鐘時(shí)加熱過程結(jié)束。由圖3和圖4還可以看到，在整個(gè)試驗(yàn)全過程中，設(shè)定溫度曲線和測(cè)控溫度曲線重合性良好，跟蹤誤差非常小，測(cè)控溫度曲線平滑，沒有抖動(dòng)現(xiàn)象。證明了本實(shí)用新型在 IOOO0C -1400°c非常高的溫度環(huán)境下，也能夠準(zhǔn)確有效地對(duì)高超聲速飛行器非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件6表面溫度的動(dòng)態(tài)變化進(jìn)行實(shí)時(shí)測(cè)量與記錄。本實(shí)用新型說明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員公知的現(xiàn)有技術(shù)。
權(quán)利要求1.高超聲速飛行器非金屬防熱材料平面試驗(yàn)件表面高溫測(cè)量裝置，其特征在于包括 高溫陶瓷框架(1)、測(cè)溫?zé)犭娕糘)、非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件(6)、絕熱支撐架(7)、加熱源⑶和計(jì)算機(jī)(10)；高溫陶瓷框架⑴平放在絕熱支撐架(7)上，高溫陶瓷框架⑴ 上有一圓孔(5)，將測(cè)溫?zé)犭娕?2)插入圓孔(5)內(nèi)，并使測(cè)溫?zé)犭娕?2)的前部彎成向上的弓形，非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件(6)壓在高溫陶瓷框架(1)上，使高溫陶瓷框架(1) 壓住測(cè)溫?zé)犭娕? 最前部的焊成圓珠形的熱電偶前端感溫部(3)，通過非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件(6)向下的重力和測(cè)溫?zé)犭娕?2)前部弓形部位向上的彈性力之間的相互作用，使得在高溫環(huán)境下非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件(6)和熱電偶前端感溫部C3)能夠在 IOOO0C -1400°C的高溫環(huán)境下始終保持緊密接觸，確保測(cè)溫結(jié)果的準(zhǔn)確性和可靠性；加熱源( 放置在非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件(6)的下方，通電發(fā)熱對(duì)非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件(6)的下表面進(jìn)行輻射加熱；壓接在非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件(6)下表面的測(cè)溫?zé)犭娕饥频妮敵鲂盘?hào)通過導(dǎo)線(9)傳送至計(jì)算機(jī)(10)，計(jì)算機(jī)(10)記錄并計(jì)算出導(dǎo)彈、航天飛機(jī)之類高超聲速飛行器非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件(6)表面的高溫變化數(shù)據(jù)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的高超聲速飛行器非金屬防熱材料平面試驗(yàn)件表面高溫測(cè)量裝置，其特征在于所述圓孔(5)的直徑為5mm。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的高超聲速飛行器非金屬防熱材料平面試驗(yàn)件表面高溫測(cè)量裝置，其特征在于所述非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件(6)和熱電偶前端感溫部( 始終保持緊密接觸。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的高超聲速飛行器非金屬防熱材料平面試驗(yàn)件表面高溫測(cè)量裝置，其特征在于所述測(cè)溫?zé)犭娕糘)的前部向上弓，使熱電偶前端感溫部(3)高于高溫陶瓷框架(1)的上平面5mm"6mm，形成向上的初始預(yù)變形。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的高超聲速飛行器非金屬防熱材料平面試驗(yàn)件表面高溫測(cè)量裝置，其特征在于所述測(cè)溫?zé)犭娕? 最前部的焊成圓珠形的熱電偶前端感溫部C3)被高溫陶瓷框架(1)強(qiáng)制壓下5mm-6mm。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的高超聲速飛行器非金屬防熱材料平面試驗(yàn)件表面高溫測(cè)量裝置，其特征在于所述高溫陶瓷框架(1)采用能耐1800°C的氧化鋁含量99%的剛玉高溫陶瓷材料燒制。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的高超聲速飛行器非金屬防熱材料平面試驗(yàn)件表面高溫測(cè)量裝置，其特征在于所述測(cè)溫?zé)犭娕? 上套有陶瓷絕緣套管G)。
8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的高超聲速飛行器非金屬防熱材料平面試驗(yàn)件表面高溫測(cè)量裝置，其特征在于所述加熱源(8)采用能形成1600°C高溫環(huán)境的硅鉬紅外輻射加熱管。
9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的高超聲速飛行器非金屬防熱材料平面試驗(yàn)件表面高溫測(cè)量裝置，其特征在于所述測(cè)溫?zé)犭娕?2)采用測(cè)量范圍高達(dá)1800°C的雙鉬鍺熱電偶。
專利摘要高超聲速飛行器非金屬防熱材料平面試驗(yàn)件表面高溫測(cè)量裝置包括高溫陶瓷框架、測(cè)溫?zé)犭娕?、非金屬防熱材料平板試?yàn)件、硅鉬紅外輻射加熱管與計(jì)算機(jī)。高溫陶瓷框架上有一圓孔，將套有陶瓷絕緣套管的測(cè)溫?zé)犭娕疾迦敫邷靥沾煽蚣艿膱A孔內(nèi)，測(cè)溫?zé)犭娕嫉那安繌澇上蛏系墓?，非金屬防熱材料平板試?yàn)件靠自重壓在高溫陶瓷框架上，壓住測(cè)溫?zé)犭娕甲钋安亢赋蓤A珠狀的感溫部位，由于非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件向下的壓力和測(cè)溫?zé)犭娕记安抗蜗蛏系膹椓χg相互作用，以及采用施加預(yù)變形增加預(yù)應(yīng)力的雙重技術(shù)措施，確保了在1000℃-1400℃的高溫環(huán)境下非金屬防熱材料平板試驗(yàn)件和熱電偶前端感溫部能夠緊密接觸，使得導(dǎo)彈、航天飛機(jī)等高超聲速飛行器非金屬防熱材料平面試驗(yàn)件表面高溫測(cè)試結(jié)果準(zhǔn)確和可靠。
文檔編號(hào)G01N25/00GK202002747SQ201120069189
公開日2011年10月5日 申請(qǐng)日期2011年3月16日 優(yōu)先權(quán)日2011年3月16日
發(fā)明者吳大方, 宋凱, 牟朦, 王岳武 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)