空天飞机结构强度测试中温度控制用热试验迭代控温方法与流程

1.本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及空天飞机结构强度测试中温度控制用热试验迭代控温方法。


背景技术：

2.随着空天飞机技术的快速发展，对空天飞机性能的考核越来越严格。空天飞机速度的提高，造成了其表面温度的升高，温度的变化同样对空天飞机结构带来影响，地面热强度模拟试验验证其整个飞行历程的结构强度状况。
3.现如今，空天飞机需完成的任务越来越多，同样对其考核更加严格，在空天飞机结构强度测试试验中，存在大量的非常规控温曲线，比如急升温情况下的控温问题，给地面热强度模拟试验的控制技术带来了越来越大的难度。常规的控温方法温升速度达不到升温速率要求，或者出现严重的超温情况，无法满足苛刻的控温要求，达不到考核的目的。
4.因此，希望有一种新的温控方案，来解决上述的温控问题。


技术实现要素：

5.本发明解决的技术问题是：常规的控温方法温升速度达不到空天飞机结构强度测试试验升温速率要求，或在空天飞机结构强度测试试验过程中出现严重超温情况。
6.为解决上述问题，本发明的技术方案如下：空天飞机结构强度测试中温度控制用热试验迭代控温方法，包括以下步骤：s1、选取并布置加热装置、试验假件及传感器，具体包括以下内容：建立与试验件大小形状相同的试验假件，选取传感器和加热装置，并布置加热装置、试验假件与传感器，加热装置、试验假件与传感器的安装方式、距离、位置同空天飞机结构强度测试试验保持一致；s2、通过热试验控制系统对试验假件进行一次全程温度控制，具体包括以下内容：全程温度控制的控制方法采用常规控温方法，并按照采样周期获取每个采样时间点的控温值、控制器输出电压值、功率单元输出电压值，计算出每个采样时间点对应的控温值误差，求出此次全程温度控制的全程控温值均方根误差及急升温时间段控温值均方根误差，均方根误差的计算公式为：（1）上式中，为均方根误差，为采样周期，为采样周期的数目，为每个采样周期对应的误差；s3、基于步骤s2的全程温度控制获取的控温值进行再一次全程温度控制，具体包括以下内容：判断步骤s2的全程温度控制的全程控温值均方根误差及急升温时间段控温值均
方根误差是否满足空天飞机结构强度测试试验误差要求，如果不能满足空天飞机结构强度测试试验误差要求，则通过热试验控制系统进行再一次全程温度控制，再一次全程温度控制在上一次全程温度控制的控温值、控制器输出电压值、功率单元输出电压值的基础上结合在线调节方式进行控温，并按照采样周期获取每个采样时间点的控温值，计算出此次全程温度控制的每个采样时间点的控温值误差，再通过式（1）求出此次全程温度控制的全程控温值均方根误差及急升温时间段控温值均方根误差；s4、重复步骤s3直至满足空天飞机结构强度测试试验误差要求，具体包括以下内容：重复步骤s3，直至最终次全程温度控制的全程控温值均方根误差及急升温时间段控温值均方根误差满足空天飞机结构强度测试试验误差要求，并保留最终次全程温度控制的控温值及控制器输出电压值、功率单元输出电压值；s5、进行空天飞机结构强度测试试验，具体包括以下内容：在试验件上进行空天飞机结构强度测试试验，通过热试验控制系统对试验件进行空天飞机结构强度测试试验，采用步骤s4得到的满足空天飞机结构强度测试试验误差要求的控温值及控制器输出电压值、功率单元输出电压值，并结合在线调节方式对空天飞机结构强度测试试验进行控制。
7.以上方法中，通过公式（1）分别计算全程温度控制的全程控温值均方根误差及急升温时间段控温值均方根误差的意义在于：空天飞机结构强度测试试验中，急升温时间段是最容易产生较大误差的时间段，因此，在获取全程温度控制的全程均方根误差基础上，再加入急升温时间段均方根误差使得全程温度控制得到的控温值可靠性更高。
8.进一步地，步骤s1中，试验件材料为：金属、复合材料或烧蚀材料，其中，金属材料的试验件可用于多次的空天飞机结构强度测试试验，而复合材料或烧蚀材料的试验件只能进行单次的空天飞机结构强度测试试验，因此，在空天飞机结构强度测试试验前，试验假件全程温度控制十分必要，高效精准控制的空天飞机结构强度测试试验能够大大降低试验成本。
9.进一步地，试验假件材料可以根据空天飞机结构强度测试试验及试验件材料进行选取：当试验件为金属材料时，可以承受多次空天飞机结构强度测试试验，试验人员可以为了全程温度控制的精准性，选取与试验件材料相同的试验假件，当试验件为复合材料或烧蚀材料时，只能承受单次空天飞机结构强度测试试验，试验人员可以为了全程温度控制的成本控制，选取与试验件材料性能类似但价格相对低廉的试验假件。
10.进一步地，步骤s1中，传感器包括：热电偶、热流计，其中，热电偶用于获取并反馈空天飞机结构强度测试试验中试验件表面温度，热流计用于获取并反馈空天飞机结构强度测试试验中试验件表面热流密度，试验人员可以根据空天飞机结构强度测试试验的具体内容，选取对应的传感器获取相应的反馈值。
11.进一步地，步骤s2中，常规控温方法为pid控制方法。
12.更进一步地，步骤s2中，控温值包括：控制器命令值、传感器反馈值，以上数据能够
真实有效地反应全程温度控制过程，具有很好的参考价值，且控温值误差通过控制器命令值减去传感器反馈值的绝对值除以传感器反馈值计算得到。
13.优选地，步骤s3和步骤s5中，在线调节方式采用先进控制方法，先进控制方法能够降低全程温度控制的迭代次数。
14.优选地，先进控制方法包括：专家控制方法、模糊控制方法，常见的pid控制方法是一种参数固定的反馈调节方法，而先进控制方法能够在线调整pid参数，相较于常见的pid控制方法，其调整效果更好，从而使得全程温度控制的迭代次数降低。
15.优选地，热试验控制系统的控制频率须大于采样周期的频率，常用的热试验控制系统控制频率为1024hz，热试验控制系统控制的全程温度控制采样周期频率为1-10hz。
16.进一步优选地，上述空天飞机结构强度测试中温度控制用热试验迭代控温方法基于热试验控制系统，热试验控制系统包括：用于对空天飞机热试验进行控温的控制器，用于获取试验件或试验假件表面热流数据并反馈至所述控制器的传感器，所述传感器与控制器电性连接，传感器包括：热电偶、热流计，用于提供空天飞机热试验加热环境的加热装置，用于调整所述加热装置工作效率的功率单元，所述功率单元与所述控制器及所述加热装置电性连接。
17.本发明的有益效果是：（1）本发明通过与试验件大小形状相同的试验假件进行全程温度控制，得到的空天飞机结构强度测试试验控温值，降低了以往根据专家经验设立控温值的误差，从一定程度上，降低了空天飞机结构强度测试试验的试验次数，得到的试验结果更客观；（2）本发明通过迭代的全程温度控制方式对试验假件进行控温，在第一次全程温度控制后，每次全程温度控制将前一次全程温度控制得到的控温值结合在线调节的控制方法，直至得到满足空天飞机结构强度测试试验误差的控温值，使得空天飞机结构强度测试试验能够针对不同试验件进行贴合试验件的控温，保证了空天飞机结构强度测试试验的试验效果。
附图说明
18.图1是实施例1空天飞机结构强度测试中温度控制用热试验迭代控温方法流程图；图2是实施例1步骤s5中试验件状态示意图；图3是实施例1步骤s2中热试验控制系统工作状态示意图；图4是实施例1步骤s3中热试验控制系统工作状态示意图；图5是实施例3步骤s5中试验件状态示意图；图6是实施例4步骤s5中试验件状态示意图。
具体实施方式
19.为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明作进一步地详细描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的
所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
20.在本发明实施例中使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本发明。在本发明实施例和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义，“多种”一般包含至少两种。
21.实施例1本实施例为空天飞机结构强度测试中温度控制用热试验迭代控温方法，如图1所示，包括以下步骤：s1、选取并布置加热装置、试验假件及传感器，具体包括以下内容：建立与试验件大小形状相同的试验假件，选取传感器和加热装置，并布置加热装置、试验假件与传感器，加热装置、试验假件与传感器的安装方式、距离、位置同空天飞机结构强度测试试验保持一致，其中，试验件材料为金属，传感器为热电偶；s2、通过热试验控制系统对试验假件进行一次全程温度控制，热试验控制系统工作状态如图3所示，具体包括以下内容：全程温度控制的控制方法采用pid控制方法，并按照采样周期获取每个采样时间点的控温值、控制器输出电压值、功率单元输出电压值，热试验控制系统的控制频率为1024hz，采样周期的频率为10hz，控温值包括：控制器命令值、传感器反馈值，传感器反馈值为试验假件表面温度，计算出每个采样时间点对应的控温值误差，求出此次全程温度控制的全程控温值均方根误差及急升温时间段控温值均方根误差，均方根误差的计算公式为：（1）上式中，为均方根误差，为采样周期，为采样周期的数目，为每个采样周期对应的误差；s3、基于步骤s2的全程温度控制获取的控温值进行再一次全程温度控制，具体包括以下内容：判断步骤s2的全程温度控制的全程控温值均方根误差及急升温时间段控温值均方根误差是否满足空天飞机结构强度测试试验误差要求，如果不能满足空天飞机结构强度测试试验误差要求，则通过热试验控制系统进行再一次全程温度控制，再一次全程温度控制在上一次全程温度控制的控温值、控制器输出电压值、功率单元输出电压值的基础上结合在线调节方式进行控温，在线调节方式采用先进控制方法，先进控制方法为专家控制方法，热试验控制系统工作状态如图4所示，并按照采样周期获取每个采样时间点的控温值，计算出此次全程温度控制的每个采样时间点的控温值误差，再通过式（1）求出此次全程温度控制的全程控温值均方根误差及急升温时间段控温值均方根误差；s4、重复步骤s3直至满足空天飞机结构强度测试试验误差要求，具体包括以下内容：重复步骤s3，直至最终次全程温度控制的全程控温值均方根误差及急升温时间段控温值均方根误差满足空天飞机结构强度测试试验误差要求，并保留最终次全程温度控制
的控温值及控制器输出电压值、功率单元输出电压值；s5、进行空天飞机结构强度测试试验，具体包括以下内容：在试验件上进行空天飞机结构强度测试试验，试验件状态如图2所示，通过热试验控制系统对试验件进行空天飞机结构强度测试试验，采用步骤s4得到的满足空天飞机结构强度测试试验误差要求的控温值及控制器输出电压值、功率单元输出电压值，并结合在线调节方式对空天飞机结构强度测试试验进行控制，在线调节方式采用先进控制方法，先进控制方法为专家控制方法，控温值包括：控制器命令值、传感器反馈值，传感器反馈值为试验假件表面温度。
22.实施例2本实施例为实施例1空天飞机结构强度测试中温度控制用热试验迭代控温方法所基于的热试验控制系统，所述热试验控制系统包括：用于对空天飞机热试验进行控温的控制器，用于获取试验件或试验假件表面热流数据并反馈至所述控制器的传感器，所述传感器与控制器电性连接，传感器包括：热电偶、热流计，用于提供空天飞机热试验加热环境的加热装置，用于调整所述加热装置工作效率的功率单元，所述功率单元与所述控制器及所述加热装置电性连接。
23.实施例3本实施例与实施例1的区别之处在于：步骤s1中，试验件材料为复合材料，传感器为热流计。
24.步骤s2中，传感器反馈值为试验假件表面热流密度。
25.步骤s3中，先进控制方法为模糊控制方法。
26.步骤s5中，试验件状态如图5所示，先进控制方法为模糊控制方法，传感器反馈值为试验件表面温度。
27.实施例4本实施例与实施例1的区别之处在于：步骤s1中，试验件材料为烧蚀材料，传感器为热电偶和热流计。
28.步骤s2中，传感器反馈值为试验假件表面温度、试验假件表面热流密度。
29.步骤s5中，试验件状态如图6所示，传感器反馈值为试验件表面温度、试验件表面热流密度。