CN114674546A - 空天飞机测试用复杂热场下曲面结构高温热强度实验方法 - Google Patents

空天飞机测试用复杂热场下曲面结构高温热强度实验方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及飞机测试技术领域，公开了空天飞机测试用复杂热场下曲面结构高温热强度实验方法；包括以下步骤：S1、各温区的温度与热流检测；S2、进入低氧环境；S3、加热元件进行预热并施加载荷；S4、全方程热流密度控制；S4‑1、全方程热流密度计算；S4‑2、热流密度控制；本发明方法能够解决多温区、多变量的温度控制互相干扰的问题，实现精确控制，提高复杂热场下曲面结构高温热强度实验的精确性。

Description

空天飞机测试用复杂热场下曲面结构高温热强度实验方法
技术领域
本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及空天飞机测试用复杂热场下曲面结构高温热强度实验方法。
背景技术
当空天飞机在大气层中以高超声速飞行时，其结构表面受到严酷的气动加热作用，气动加热温度峰值高、温变速率大、热场极其复杂，使得空天飞机结构热强度实验和评估非常困难。
飞机强度测试中的飞机曲面部件结构热实验建立在能量交换过程模拟的基础上，在理论上实验中要保证结构表面在每一瞬间吸收的热能与空天飞机在高超声速飞行情况下承载的热能一致，即可获得相同的结构响应；因此，在对曲面结构进行高温热强度实验时，除了保证飞机曲面结构处于低氧环境下，还需要确保飞机曲面结构吸收到模拟真实超高声速飞行条件下的热量。
由于在模拟飞机曲面结构吸收热量时，需要将整个受热结构划分为几十到几百块不同的温区，通过控制不同部位温区的加热元件对飞机曲面结构施加热载荷；现有技术中对加热元件采用固定的PID参数进行控制，存在的技术问题是不能解决多温区耦合的非线性热环境控制，导致多变量的温度控制互相干扰的问题，无法实现精确控制，与飞机曲面部件真实的热环境偏差较大，导致实验的可信度降低。
发明内容
本发明解决了解决多温区、多变量的温度控制互相干扰的问题，实现对加热飞机曲面部件的热流密度的精确控制，提高复杂热场下空天飞机测试中曲面结构高温热强度实验的精确性。
本发明的技术方案是：空天飞机测试用复杂热场下曲面结构高温热强度实验方法，包括以下步骤：
S1、各温区的温度与热流检测
将飞机曲面部件固定在多温区极端高温加热装置内，在飞机曲面部件上根据温区划分对应设置温度传感器和热流传感器；热流传感器与温度传感器的信号线通过测控用密封法兰连接多温区全方程热流密度控制***；
S2、进入低氧环境
通过保护气体输入***向多温区极端高温加热装置内持续通入惰性气体，直到氧含量监测***显示氧含量低于1%；
S3、加热元件进行预热并施加载荷
多温区极端高温加热装置的加热元件开始对飞机曲面部件进行加热，按照结构热强度实验的加热要求开始施加热载荷，产生飞机曲面部件表面的热流，同时对飞机曲面部件表面施加静力载荷；
S4、全方程热流密度控制
S4-1、全方程热流密度计算
多温区全方程热流密度控制***进行飞行方程瞬态控制；
将空天飞机的飞行弹道参数、大气物理参数表数据预先输入多温区全方程热流密度控制***，用温度传感器实时测出飞机曲面部件表面温度，利用以上三种参数并根据气动加热方程计算，实时计算出各个时刻气动加热热流密度；同时进行气动加热热流密度损失计算，得到控制热流密度的给定值；
S4-2、热流密度控制
将温度传感器、热流传感器接收到的数据与控制热流密度的给定值输入到辐射加热自适应PID控制***，辐射加热自适应PID控制***对给定值进行整定处理，通过电功率调节装置调控加热元件两端的电压值，对全方程热流密度的控制热流进行计算，并得到控制曲线，完成热流密度控制。
进一步地，步骤S4-2中所述的辐射加热自适应PID控制***包括自适应控制器与PID控制器；自适应控制器包括知识数据库、控制性能状态判别、特征识别以及推理机；
具体的整定处理过程为：
（1）首先启动特征识别程序，对辐射加热自适应PID控制***的响应进行特征识别，获得PID控制器对加热元件当前控制状态的描述；
（2）根据状态的描述，运用知识数据库中的调试规程知识进行推理求解，确定PID控制器控制参数的调整方向和调整量；
（3）然后通过推理机将求解得到参数输入PID控制器，改变PID控制器的参数，自适应控制器以新的参数运行，完成控制参数的整定；
辐射加热自适应PID控制***中包含大量结构热实验控制***的专业知识和经验，应用该领域的专业知识与经验进行判断与推理，做出相关决策可有效解决复杂的热场耦合问题；辐射加热自适应PID控制***以闭环负反馈控制理论为基础，将PID控制与自适应调节结合在一起，完成对PID参数的整定。
进一步地，整定处理时，在辐射加热自适应PID控制***的基础上设定温区间耦合补偿的热载荷协调控制方法；通过温区间耦合补偿的热载荷协调控制方法可以减小或消除多温区之间的干扰，能够有效提高辐射加热自适应PID控制***的控制性能。
进一步地，温区间耦合补偿的热载荷协调控制方法是：通过向各个温区的PID控制器输入给定值，通过各温区间的交互耦合补偿来消除减小干扰，进行耦合偏差计算，得到各个温区的补偿控制命令，再将补偿控制命令叠加至辐射加热自适应PID控制***的输出中，执行器得到控制加热元件的输出值；
通过综合的耦合偏差计算，能够得到每个温区的补偿量，将补偿量叠加到辐射加热自适应PID控制***，最终对加热元件进行修正，从而有效提升PID控制器对加热元件的控制性能。
进一步地，气动加热热流密度q的计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE002
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE004
为热流密度，单位W/m2；
Figure DEST_PATH_IMAGE006
为飞机曲面部件与空气自然对流换热系数，单位W/（m2.K）；
Figure DEST_PATH_IMAGE008
为空气的定压比热；
Figure DEST_PATH_IMAGE010
为气体的恢复焓；
Figure DEST_PATH_IMAGE012
为气体的壁面焓；
Figure DEST_PATH_IMAGE014
为表面黑度系数；
Figure DEST_PATH_IMAGE016
为玻尔兹曼常数；
Figure DEST_PATH_IMAGE018
为飞机曲面部件表面实时温度，单位K；
对于高超声速飞行的空天飞机而言，需要考虑气动加热热流与结构温度响应的耦合效应，通过上述公式计算得到的热流密度可以有效降低气动热流密度误差。
进一步地，气动加热热流密度损失q loss的计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE020
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE022
为飞机曲面部件表面初始温度，单位K；
通过上述热流密度损失计算公式能够准确计算出热损失的补偿量，可得到实时热流密度控制目标值，真实反映空天飞机飞行过程中结构的温度响应与气动加热热流载荷的耦合关系。
进一步地，热模拟实验中加热器需要施加给飞机曲面部件表面的热流q sta 的计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE024
进一步地，步骤S4-2中，所述控制热流
Figure DEST_PATH_IMAGE026
的计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE028
Figure DEST_PATH_IMAGE030
其中，
Figure 412045DEST_PATH_IMAGE026
为控制热流，单位W/m2；
Figure DEST_PATH_IMAGE032
为标准热流，单位W/m2；
Figure DEST_PATH_IMAGE034
为热流传感器输出热流，单位W/m2；
Figure DEST_PATH_IMAGE036
为任意温度下的控制热流，单位W/m2。
上述计算公式可以对加热元件提供精准的参数支持，确保各个温区的加热元件施加准确的热载荷。
更优的，步骤S4-2中，还对加热元件进行智能限幅控制；
智能限幅控制的方法为：在加热元件加热开始时，采用高功率预热3~8s；
当控制曲线上升到设定曲线，加热元件出现过热现象，温升大于6~9℃时，电功率调节装置自动减小功率输出；
当控制曲线下降到设定曲线，加热元件出现欠加热现象，温升小于-9~-6℃；
加热元件在存在一定的惰性，通过智能限幅控制能够在一定程度上抑制加热元件加热的滞后性，确保实施准确的热流密度。
本发明的有益效果是：本发明提供了空天飞机测试用复杂热场下曲面结构高温热强度实验方法，能够解决多温区、多变量的温度控制互相干扰的问题，实现温度的精确控制，可有效提高复杂热场下曲面结构高温热强度实验的精确性；本发明通过全方程热流密度计算能够计算出各个时刻的气动加热热流密度，热流密度控制利用该给定值对热模拟实验进行精准控制；通过综合的耦合偏差计算，能够得到每个温区的补偿量，将补偿量叠加到辐射加热自适应PID控制***，最终对加热元件进行修正，从而有效提升辐射加热自适应PID控制***对加热元件控制性能。
附图说明
图1是本发明实施例1的流程图；
图2是本发明实施例1辐射加热自适应PID控制***的模块示意图；
图3是本发明实施例1全方程热流密度控制的模块示意图；
图4是本发明实施例1温区间耦合补偿的热载荷协调控制方法的示意图。
具体实施方式
实施例1
如图1所示的空天飞机测试用复杂热场下曲面结构高温热强度实验方法，包括以下步骤：
S1、各温区的温度与热流检测
将飞机曲面部件固定在多温区极端高温加热装置内，在飞机曲面部件上根据温区划分对应设置温度传感器和热流传感器；热流传感器与温度传感器的信号线通过测控用密封法兰连接多温区全方程热流密度控制***；
S2、进入低氧环境
通过保护气体输入***向多温区极端高温加热装置内持续通入惰性气体，直到氧含量监测***显示氧含量低于1%；
S3、加热元件进行预热并施加载荷
多温区极端高温加热装置的加热元件开始对飞机曲面部件进行加热，按照结构热强度实验的加热要求开始施加热载荷，产生飞机曲面部件表面的热流，同时对飞机曲面部件表面施加静力载荷；
S4、全方程热流密度控制
S4-1、全方程热流密度计算
如图3所示，多温区全方程热流密度控制***进行飞行方程瞬态控制；
将空天飞机的飞行弹道参数、大气物理参数表数据预先输入多温区全方程热流密度控制***，用温度传感器实时测出飞机曲面部件表面温度，利用以上三种参数并根据气动加热方程计算，实时计算出各个时刻气动加热热流密度；同时进行气动加热热流密度损失计算，得到控制热流密度的给定值；
气动加热热流密度q的计算公式为：
Figure 4219DEST_PATH_IMAGE002
其中，
Figure 49535DEST_PATH_IMAGE004
为热流密度，单位W/m2；
Figure 710324DEST_PATH_IMAGE006
为飞机曲面部件与空气自然对流换热系数，单位W/（m2.K）；
Figure 790275DEST_PATH_IMAGE008
为空气的定压比热；
Figure 612738DEST_PATH_IMAGE010
为气体的恢复焓；
Figure 20716DEST_PATH_IMAGE012
为气体的壁面焓；
Figure 485196DEST_PATH_IMAGE014
为表面黑度系数；
Figure 419654DEST_PATH_IMAGE016
为玻尔兹曼常数；
Figure 678597DEST_PATH_IMAGE018
为飞机曲面部件表面实时温度，单位K；
气动加热热流密度损失q loss的计算公式为：
Figure 432926DEST_PATH_IMAGE020
其中，
Figure 310883DEST_PATH_IMAGE022
为飞机曲面部件表面初始温度，单位K；
热模拟实验中加热器需要施加给飞机曲面部件表面的热流q sta 的计算公式为：
Figure 99848DEST_PATH_IMAGE024
S4-2、热流密度控制
将温度传感器、热流传感器接收到的数据与控制热流密度的给定值输入到辐射加热自适应PID控制***，辐射加热自适应PID控制***对给定值进行整定处理，通过电功率调节装置调控加热元件两端的电压值，对全方程热流密度的控制热流进行计算，并得到控制曲线，完成热流密度控制；
所述控制热流
Figure 795271DEST_PATH_IMAGE026
的计算公式为：
Figure 302476DEST_PATH_IMAGE028
Figure DEST_PATH_IMAGE037
其中，
Figure 718545DEST_PATH_IMAGE026
为控制热流，单位W/m2；
Figure 627595DEST_PATH_IMAGE032
为标准热流，单位W/m2；
Figure 228341DEST_PATH_IMAGE034
为热流传感器输出热流，单位W/m2；
Figure 222842DEST_PATH_IMAGE036
为任意温度下的控制热流，单位W/m2；
辐射加热自适应PID控制***包括自适应控制器与PID控制器；自适应控制器包括知识数据库、控制性能状态判别、特征识别以及推理机；
如图2所示，具体的整定处理过程为：
（1）首先启动特征识别程序，对辐射加热自适应PID控制***的响应进行特征识别，获得PID控制器对加热元件当前控制状态的描述；
（2）根据状态的描述，运用知识数据库中的调试规程知识进行推理求解，确定PID控制器控制参数的调整方向和调整量；
（3）然后通过推理机将求解得到参数输入PID控制器，改变PID控制器的参数，自适应控制器以新的参数运行，完成控制参数的整定。
整定处理时，在辐射加热自适应PID控制***的基础上设定温区间耦合补偿的热载荷协调控制方法。
如图4所示，温区间耦合补偿的热载荷协调控制方法是：通过向各个温区的PID控制器输入给定值，通过各温区间的交互耦合补偿来消除减小干扰，进行耦合偏差计算，得到各个温区的补偿控制命令，再将补偿控制命令叠加至辐射加热自适应PID控制***的输出中，执行器得到控制加热元件的输出值。
实施例2
与实施例1不同的是：
步骤S4-2中，还对加热元件进行智能限幅控制；
智能限幅控制的方法为：在加热元件加热开始时，采用高功率预热3s；
当控制曲线上升到设定曲线，加热元件出现过热现象，温升大于6℃时，电功率调节装置自动减小功率输出；
当控制曲线下降到设定曲线，加热元件出现欠加热现象，温升小于-9℃。
实施例3
与实施例1不同的是：
步骤S4-2中，还对加热元件进行智能限幅控制；
智能限幅控制的方法为：在加热元件加热开始时，采用高功率预热8s；
当控制曲线上升到设定曲线，加热元件出现过热现象，温升大于9℃时，电功率调节装置自动减小功率输出；
当控制曲线下降到设定曲线，加热元件出现欠加热现象，温升小于-6℃。
实施例4
与实施例1不同的是：
步骤S4-2中，还对加热元件进行智能限幅控制；
智能限幅控制的方法为：在加热元件加热开始时，采用高功率预热5.5s；
当控制曲线上升到设定曲线，加热元件出现过热现象，温升大于7.5℃时，电功率调节装置自动减小功率输出；
当控制曲线下降到设定曲线，加热元件出现欠加热现象，温升小于-7℃。

Claims (9)

1.空天飞机测试用复杂热场下曲面结构高温热强度实验方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、各温区的温度与热流检测
将飞机曲面部件固定在多温区极端高温加热装置内，在飞机曲面部件上根据温区划分对应设置温度传感器和热流传感器；热流传感器与温度传感器的信号线通过测控用密封法兰连接多温区全方程热流密度控制***；
S2、进入低氧环境
通过保护气体输入***向多温区极端高温加热装置内持续通入惰性气体，直到氧含量监测***显示氧含量低于1%；
S3、加热元件进行预热并施加载荷
多温区极端高温加热装置的加热元件开始对飞机曲面部件进行加热，按照结构热强度实验的加热要求开始施加热载荷，产生飞机曲面部件表面的热流，同时对飞机曲面部件表面施加静力载荷；
S4、全方程热流密度控制
S4-1、全方程热流密度计算
多温区全方程热流密度控制***进行飞行方程瞬态控制；
将空天飞机的飞行弹道参数、大气物理参数表数据预先输入多温区全方程热流密度控制***，用温度传感器实时测出飞机曲面部件表面温度，利用以上三种参数并根据气动加热方程计算，实时计算出各个时刻气动加热热流密度；同时进行气动加热热流密度损失计算，得到控制热流密度的给定值；
S4-2、热流密度控制
将温度传感器、热流传感器接收到的数据与控制热流密度的给定值输入到辐射加热自适应PID控制***，辐射加热自适应PID控制***对给定值进行整定处理，通过电功率调节装置调控加热元件两端的电压值，对全方程热流密度的控制热流进行计算，并得到控制曲线，完成热流密度控制。
2.根据权利要求1所述的空天飞机测试用复杂热场下曲面结构高温热强度实验方法，其特征在于，步骤S4-2中所述的辐射加热自适应PID控制***包括自适应控制器与PID控制器；自适应控制器包括知识数据库、控制性能状态判别、特征识别以及推理机；
具体的整定处理过程为：
（1）首先启动特征识别程序，对辐射加热自适应PID控制***的响应进行特征识别，获得PID控制器对加热元件当前控制状态的描述；
（2）根据状态的描述，运用知识数据库中的调试规程知识进行推理求解，确定PID控制器控制参数的调整方向和调整量；
（3）然后通过推理机将求解得到参数输入PID控制器，改变PID控制器的参数，自适应控制器以新的参数运行，完成控制参数的整定。
3.根据权利要求1所述的空天飞机测试用复杂热场下曲面结构高温热强度实验方法，其特征在于，整定处理时，在辐射加热自适应PID控制***的基础上设定温区间耦合补偿的热载荷协调控制方法。
4.根据权利要求3所述的空天飞机测试用复杂热场下曲面结构高温热强度实验方法，其特征在于，温区间耦合补偿的热载荷协调控制方法是：通过向各个温区的PID控制器输入给定值，通过各温区间的交互耦合补偿来消除减小干扰，进行耦合偏差计算，得到各个温区的补偿控制命令，再将补偿控制命令叠加至辐射加热自适应PID控制***的输出中，执行器得到控制加热元件的输出值。
5.根据权利要求1所述的空天飞机测试用复杂热场下曲面结构高温热强度实验方法，其特征在于，气动加热热流密度q的计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE001
其中，
Figure 341656DEST_PATH_IMAGE002
为热流密度，单位W/m2；
Figure DEST_PATH_IMAGE003
为飞机曲面部件与空气自然对流换热系数，单位W/ （m2.K）；
Figure 644462DEST_PATH_IMAGE004
为空气的定压比热；
Figure DEST_PATH_IMAGE005
为气体的恢复焓；
Figure 1625DEST_PATH_IMAGE006
为气体的壁面焓；
Figure DEST_PATH_IMAGE007
为表面黑度 系数；
Figure 149709DEST_PATH_IMAGE008
为玻尔兹曼常数；
Figure DEST_PATH_IMAGE009
为飞机曲面部件表面实时温度，单位K。
6.根据权利要求5所述的空天飞机测试用复杂热场下曲面结构高温热强度实验方法，其特征在于，气动加热热流密度损失q loss的计算公式为：
Figure 908718DEST_PATH_IMAGE010
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE011
为飞机曲面部件表面初始温度，单位K。
7.根据权利要求6所述的空天飞机测试用复杂热场下曲面结构高温热强度实验方法，其特征在于，热模拟实验中加热器需要施加给飞机曲面部件表面的热流q sta 的计算公式为：
Figure 382424DEST_PATH_IMAGE012
。
8.根据权利要求7所述的空天飞机测试用复杂热场下曲面结构高温热强度实验方法， 其特征在于，步骤S4-2中，所述控制热流
Figure DEST_PATH_IMAGE013
的计算公式为：
Figure 85938DEST_PATH_IMAGE014
Figure DEST_PATH_IMAGE015
其中，
Figure 913080DEST_PATH_IMAGE013
为控制热流，单位W/m2；
Figure 651229DEST_PATH_IMAGE016
为标准热流，单位W/m2；
Figure DEST_PATH_IMAGE017
为热流传感器输 出热流，单位W/m2；
Figure 171203DEST_PATH_IMAGE018
为任意温度下的控制热流，单位W/m2。
9.根据权利要求8所述空天飞机测试用复杂热场下曲面结构高温热强度实验方法，其特征在于，步骤S4-2中，还对加热元件进行智能限幅控制；
智能限幅控制的方法为：在加热元件加热开始时，采用高功率预热3~8s；
当控制曲线上升到设定曲线，加热元件出现过热现象，温升大于6~9℃时，电功率调节装置自动减小功率输出；
当控制曲线下降到设定曲线，加热元件出现欠加热现象，温升小于-9~-6℃。
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