流阻滯溫度、表面溫度、飛行器試驗件表面 黑度以及黑體輻射常數(shù)計算目標熱流密度值，該目標熱流密度值根據(jù)以下公式進行計算：
[0054] § = a{Tr-T^-￡aJ^ (11)
[0055] 其中，Tr為氣流阻滯溫度;Tw為表面溫度;q為目標熱流密度值，ε為飛行器試驗件表 面黑度;σ〇為黑體輻射常數(shù)。
[0056] 本實施例提供的飛行器氣動熱試驗控制方法，無需給定曲線，根據(jù)實時測得的溫 度和熱流數(shù)據(jù)進行控制，模擬氣動熱環(huán)境，有效提高飛行器氣動加熱環(huán)境模擬的準確性。 [0057] 實施例二
[0058]參考圖3,本實施例提供一種飛行器氣動熱試驗的熱流控制裝置，包括：
[0059]信息獲取模塊201，用于獲取飛行器的預設(shè)飛行高度信息和預設(shè)飛行速度信息； [0060]溫度采集模塊202,用于控制實時采集飛行器試驗件的表面溫度；
[0061 ]目標熱流密度計算模塊203，用于根據(jù)所述預設(shè)飛行高度信息、預設(shè)飛行速度信息 以及表面溫度計算目標熱流密度值；
[0062] 熱流采集模塊204,用于控制實時采集所述飛行器試驗件表面的熱流密度值；
[0063] 加熱控制模塊205，用于根據(jù)所述熱流密度值和所述目標熱流密度值進行反饋控 制，控制熱流加熱裝置為所述飛行器試驗件進行加熱以達到目標熱流密度值。
[0064] 具體地，目標熱流密度計算模塊203還用于根據(jù)所述預設(shè)飛行高度計算附面層氣 流溫度;根據(jù)所述附面層氣流溫度計算氣流阻滯溫度;根據(jù)所述附面層氣流溫度、氣流阻滯 溫度以及表面溫度計算參考溫度;根據(jù)所述參考溫度、預設(shè)飛行速度計算對流換熱系數(shù);根 據(jù)所述對流換熱系數(shù)、氣流阻滯溫度、表面溫度、飛行器試驗件表面黑度以及黑體輻射常數(shù) 計算目標熱流密度值。
[0065] 具體過程請參考實施例一，在此不再贅述。
[0066] 本實施例提供的飛行器氣動熱試驗控制裝置，無需給定曲線，根據(jù)實時測得的溫 度和熱流數(shù)據(jù)進行控制，模擬氣動熱環(huán)境，有效提高飛行器氣動加熱環(huán)境模擬的準確性。 [0067] 實施例三
[0068]參考圖4,本實施例一種飛行器氣動熱試驗的熱流控制系統(tǒng)，飛行器氣動熱試驗的 熱流控制裝置301，還包括：
[0069]用于采集飛行器試驗件的表面溫度的溫度傳感器302;
[0070]用于采集所述飛行器試驗件表面的熱流密度值的熱流傳感器303;
[0071 ]用于對所述飛行器試驗件進行加熱的熱流加熱裝置304。
[0072]飛行器氣動熱試驗的熱流控制裝置301的結(jié)構(gòu)和工作原理請參考實施例一和實施 例二，在此不在贅述。
[0073] 溫度傳感器302、熱流傳感器303以及熱流加熱裝置304分別與飛行器氣動熱試驗 的熱流控制裝置301連接。
[0074]本實施例提供的飛行器氣動熱試驗控制系統(tǒng)，結(jié)構(gòu)簡單，無需給定曲線，根據(jù)實時 測得的溫度和熱流數(shù)據(jù)進行控制，模擬氣動熱環(huán)境，有效提高飛行器氣動加熱環(huán)境模擬的 準確性。
[0075]雖然已經(jīng)詳細說明了本發(fā)明及其優(yōu)點，但是應當理解在不超出由所附的權(quán)利要求 所限定的本發(fā)明的精神和范圍的情況下可以進行各種改變、替代和變換。而且，本申請的范 圍不僅限于說明書所描述的過程、設(shè)備、手段、方法和步驟的具體實施例。本領(lǐng)域內(nèi)的普通 技術(shù)人員從本發(fā)明的公開內(nèi)容將容易理解，根據(jù)本發(fā)明可以使用執(zhí)行與在此所述的相應實 施例基本相同的功能或者獲得與其基本相同的結(jié)果的、現(xiàn)有和將來要被開發(fā)的過程、設(shè)備、 手段、方法或者步驟。因此，所附的權(quán)利要求旨在它們的范圍內(nèi)包括這樣的過程、設(shè)備、手 段、方法或者步驟。
【主權(quán)項】
1. 一種飛行器氣動熱試驗的熱流控制方法，其特征在于，包括： 獲取飛行器的預設(shè)飛行高度信息和預設(shè)飛行速度信息； 實時采集飛行器試驗件的表面溫度； 根據(jù)所述預設(shè)飛行高度信息、預設(shè)飛行速度信息W及表面溫度計算目標熱流密度值； 實時采集所述飛行器試驗件表面的熱流密度值； 根據(jù)所述熱流密度值和所述目標熱流密度值進行反饋控制，控制熱流加熱裝置為所述 飛行器試驗件進行加熱W達到目標熱流密度值。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器氣動熱試驗的熱流控制方法，其特征在于，根據(jù)所述預 設(shè)飛行高度信息、預設(shè)飛行速度信息W及表面溫度計算目標熱流密度值，包括： 根據(jù)所述預設(shè)飛行高度計算附面層氣流溫度； 根據(jù)所述附面層氣流溫度計算氣流阻滯溫度； 根據(jù)所述附面層氣流溫度、氣流阻滯溫度W及表面溫度計算參考溫度； 根據(jù)所述參考溫度、預設(shè)飛行速度計算對流換熱系數(shù)； 根據(jù)所述對流換熱系數(shù)、氣流阻滯溫度、表面溫度、飛行器試驗件表面黑度W及黑體福 射常數(shù)計算目標熱流密度值。3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛行器氣動熱試驗的熱流控制方法，其特征在于，所述附面層 氣流溫度通過W下公式進行計算：其中，h為預設(shè)飛行高度;Η為位勢高度;Too為附面層氣流溫度。4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的飛行器氣動熱試驗的熱流控制方法，其特征在于，所述氣流阻 滯溫度通過W下公式進行計算： Tr = T〇〇(l+0.2 · r · Ma^oo)； (3) 其中，Tr為氣流阻滯溫度，Too為附面層氣流溫度，r為恢復系數(shù)，Maoo為附面層外緣來流馬 赫數(shù)。5. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛行器氣動熱試驗的熱流控制方法，其特征在于，所述參考溫 度通過W下公式進行計算： T* = Τοο+0.5 ( Tr-Tw ) +0.2 2 ( Tr-Too) ； (4) 其中，Tr為氣流阻滯溫度，Too為附面層氣流溫度，參考溫度;Tw為表面溫度。6. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的飛行器氣動熱試驗的熱流控制方法，其特征在于，所述對流換 熱系數(shù)通過W下公式進行計算：其中，τ*為參考溫度，if為氣流的普朗特數(shù);P*為氣流動力粘度;冷為氣流比熱容;化* 為氣流密度；訊；：為氣流的斯坦頓數(shù);α為對流換熱系數(shù)。7. 根據(jù)權(quán)利要求6所述的飛行器氣動熱試驗的熱流控制方法，其特征在于，所述目標熱 流密度值通過W下公式進行計算：其中，Tr為氣流阻滯溫度;Tw為表面溫度;q為目標熱流密度值，ε為飛行器試驗件表面黑 度;σ日為黑體福射常數(shù)。8. -種飛行器氣動熱試驗的熱流控制裝置，其特征在于，包括： 信息獲取模塊，用于獲取飛行器的預設(shè)飛行高度信息和預設(shè)飛行速度信息； 溫度采集模塊，用于控制實時采集飛行器試驗件的表面溫度； 目標熱流密度計算模塊，用于根據(jù)所述預設(shè)飛行高度信息、預設(shè)飛行速度信息W及表 面溫度計算目標熱流密度值； 熱流采集模塊，用于控制實時采集所述飛行器試驗件表面的熱流密度值； 加熱控制模塊，用于根據(jù)所述熱流密度值和所述目標熱流密度值進行反饋控制，控制 熱流加熱裝置為所述飛行器試驗件進行加熱W達到目標熱流密度值。9. 根據(jù)權(quán)利要求8所述的飛行器氣動熱試驗的熱流控制裝置，其特征在于，所述目標熱 流密度計算模塊還用于根據(jù)所述預設(shè)飛行高度計算附面層氣流溫度;根據(jù)所述附面層氣流 溫度計算氣流阻滯溫度;根據(jù)所述附面層氣流溫度、氣流阻滯溫度W及表面溫度計算參考 溫度;根據(jù)所述參考溫度、預設(shè)飛行速度計算對流換熱系數(shù);根據(jù)所述對流換熱系數(shù)、氣流 阻滯溫度、表面溫度、飛行器試驗件表面黑度W及黑體福射常數(shù)計算目標熱流密度值。10. -種飛行器氣動熱試驗的熱流控制系統(tǒng)，包括如權(quán)利要求8或9所述的飛行器氣動 熱試驗的熱流控制裝置，還包括： 用于采集飛行器試驗件的表面溫度的溫度傳感器； 用于采集所述飛行器試驗件表面的熱流密度值的熱流傳感器； 用于對所述飛行器試驗件進行加熱的熱流加熱裝置。
【專利摘要】本發(fā)明提供一種飛行器氣動熱試驗的熱流控制方法、裝置及系統(tǒng)，其中方法包括：獲取飛行器的預設(shè)飛行高度信息和預設(shè)飛行速度信息；實時采集飛行器試驗件的表面溫度；根據(jù)所述預設(shè)飛行高度信息、預設(shè)飛行速度信息以及表面溫度計算目標熱流密度值；實時采集所述飛行器試驗件表面的熱流密度值；根據(jù)所述熱流密度值和所述目標熱流密度值進行反饋控制，控制熱流加熱裝置為所述飛行器試驗件進行加熱以達到目標熱流密度值；有效提高飛行器氣動加熱環(huán)境模擬的準確性。
【IPC分類】G01N25/20
【公開號】CN105548250
【申請?zhí)枴緾N201610020778
【發(fā)明人】劉鵬, 嚴超, 龐傳和
【申請人】北京機電工程研究所
【公開日】2016年5月4日
【申請日】2016年1月13日