具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例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的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如前所述，高超声速飞行器长时间在大气层中飞行时，由于气动加热和烧蚀，飞行器周围的空气产生离解和电离，在飞行器的头身部形成高温等离子鞘套，随着流动向下游发展在飞行器尾部形成等离子体尾迹，且飞行器会被加热到较高的温度，但目前现有的设备，如弹道靶等，只能用于发射高速模型，不能实现在地面同时模拟高超声速飞行器表面的高温，即使配合电弧风洞和高频等离子体风洞等设备，也难以同时模拟高超声速飞行器表面的高温和其周围的流场流动特性。因此，本发明对待发射的模型进行加热，使模型表面达到高温状态后再高速发射，从而更加真实地复现高超声速飞行器在大气层中飞行时的实际情况。

下面描述以上构思的具体实现方式。

请参考图1，本发明实施例提供了一种高温高速模型发射装置，该装置包括：发射模块6、感应加热模块、测量模块和控制模块3；具体地，其中，

发射模块6包括弹道1，发射模块6用于发射模型。

发射前，待发射的模型7装入弹道1的起始端，在弹道1中经加速后，从弹道1的终止端射出。模型7采用导磁材质制作，外形与弹道1相匹配。

感应加热模块包括感应线圈2，感应线圈2套设于弹道1的起始端，用于产生交变磁场，以加热弹道1内待发射的模型7。

采用感应加热的方式，能够快速令弹道1内待发射的模型升温，且利用套设于弹道1的起始端的感应线圈2进行加热，能够减少对于发射模块的干扰，避免影响发射模型7。

测量模块包括测温器4和测速器5；测温器4用于测量弹道1内的模型的温度，测速器5用于测量模型在弹道1中运动的速度。

测温器4和测速器5的数目、具体型号、具体设置位置等，可根据实际需要进行选择。例如测温器4优选为红外热成像仪，可设置在弹道1的起始端一侧，以便监测待发射的模型的温度。测速器5优选设置多个，且可设置在靠近弹道1的终止端的一侧，以便获得模型出射时或临近出射时的速度，确保模型能够以预设速度发射。

控制模块3与发射模块6、感应加热模块和测量模块均电连接，控制模块3用于设置感应加热模块和发射模块6的工作参数，以及获取模型的温度和速度。

使用时，控制模块3用于响应用户输入指令，生成相应的控制指令，对应地发送至发射模块6、感应加热模块和测量模块，并接收发射模块、感应加热模块和测量模块反馈信息。

本发明实施例中，通过控制模块3设置感应加热模块和发射模块的工作参数，包括加热的预设温度、发射的预设速度等，通过感应线圈2产生交变磁场，设于感应线圈2内的模型表面切割交变磁力线而产生交变涡流，涡流使模型内载流子与原子互相碰撞、摩擦而产生热能，达到加热模型的效果；待模型加热到预设温度，可通过控制模块3确定模型的温度，并控制发射模块发射模型，获取模型在弹道1中运动的速度。上述技术方案能够发射高温、高速的模型，以便更加真实地复现高超声速飞行器在大气层中飞行时的实际情况。

在一些实施例中，模型为铁磁性模型，或模型通过铁磁性弹托设置在弹道1内。采用铁磁性模型或弹托时，由于铁磁性材质具有良好的导磁、导电性能，能够进一步地提高加热的速率，使得模型快速升温，缩减加热时间。

在一些实施例中，该高温高速模型发射装置设置在真空靶室内，通过真空靶室提供真空环境，能够减少环境对于模型的干扰。进一步地，控制模块3还用于设置真空靶室的真空度，用户可通过控制模块3，根据实际需要调整用于测量的环境。

在一些实施例中，感应加热模块的电路包括：第一电容C1至第七电容C7、第一二极管D1至第四二极管D4、第七二极管D7至第十二极管D10、第二增强型NMOS管Q2至第五增强型NMOS管Q5，以及升压器T1；其中：

第一二极管D1的正极连接第三二极管D3的负极，第二二极管D2的正极连接第四二极管D4的负极，第一二极管D1的负极连接第二二极管D2的负极，第三二极管D3的正极连接第四二极管D4的正极，第一二极管D1至第四二极管D4构成整流电路，220V交流电源一端连接第一二极管D1的正极，另一端连接第二二极管D2的正极。

第一电容C1为电解电容，与第二电容C2并联，构成滤波电路，并联后第一电容C1的正端连接第二二极管D2的负极，负端连接第四二极管D4的正极。

第二增强型NMOS管Q2的栅极、第七二极管D7的负极和第三电容C3的一端连接第一电容C1的正端，第二增强型NMOS管Q2的源极、第七二极管D7的正极和第三电容C3的另一端连接第四增强型NMOS管Q4的栅极；第四增强型NMOS管Q4的栅极、第九二极管D9的负极和第五电容C5的一端连接，第四增强型NMOS管Q4的源极、第九二极管D9的正极和第五电容C5的另一端连接第一电容C1的负端；第三增强NMOS管Q3的栅极、第八二极管D8的负极和第四电容C4的一端连接第一电容C1的正端，第三增强NMOS管Q3的源极、第八二极管D8的正极和第四电容C4的另一端连接第五增强NMOS管Q5的栅极；第五增强NMOS管Q5的栅极、第十二极管D10的负极和第六电容C6的一端连接，第五增强NMOS管Q5的源极、第十二极管D10的正极和第六电容C6的另一端连接第一电容C1的负端，构成逆变电路。

升压器T1的输入侧一端连接第四增强型NMOS管Q4的栅极，另一端连接第五增强NMOS管Q5的栅极，升压器T1的输出侧两端之间串联感应线圈2和补偿电容C7。感应线圈2套设在模型外侧。图2示出了感应加热模块的等效电路图，感应线圈2及模型构成负载，可等效为等效电感L1和等效电阻R7与补偿电容C7串联在升压器T1的输出侧两端之间。

该实施例中，交流电输入到整流电路中，完成整流后得到脉动直流电压。脉动直流电压经过滤波电路进行滤波，形成平滑的直流电压。经过滤波的直流电压输入到逆变电路，当第二增强型NMOS管Q2和第五增强NMOS管Q5导通，第三增强NMOS管Q3和第四增强型NMOS管Q4断开时，形成闭合回路，升压器T1的输出侧两端之间电压为正，当第二增强型NMOS管Q2和第五增强NMOS管Q5断开，第三增强NMOS管Q3和第四增强型NMOS管Q4导通时，形成闭合回路，升压器T1的输出侧两端之间电压为负。逆变电路中的两个闭合回路交底导通和断开，可使升压器T1的输出侧两端之间产生交流电压，即输出高频交流电压给感应线圈2与模型，使得模型产生感应电动势，在模型表面形成涡流，产生加热热量，从而将模型快速加热到所需的温度。

进一步地，一些实施例中，感应加热模块的电路还包括：第一电阻R1至第六电阻R6、第五二极管D5、稳压源D6、继电器、第一PNP型三极管Q1，构成缓冲电路；

第一电阻R1连接于第二二极管D2的负极与第一电容C1的正端之间，继电器包括开关S1和线圈RI，开关S1的两端连接在第一电阻R1的两端，开关S1闭合时第一电阻R1的短接；

直流侧输入通过串联的第三电阻R3、第四电阻R4连接稳压源D6的参考端REF，稳压源D6的阳极A通过第五电阻R5连接参考端REF，并且阳极A连接信号地GND，稳压源D6的阴极C连接第一PNP型三极管Q1的栅极，第一PNP型三极管Q1的漏极连接信号地GND；

第一PNP型三极管Q1的源极连接第五二极管D5的正极，第一PNP型三极管Q1的栅极通过第二电阻R2连接第五二极管D5的负极，并且第五二极管D5的负极接入-15V电压，第五二极管D5与线圈R1并联。第三电阻R3、第四电阻R4和第五电阻R5的阻值可分别选100K、3K和1K欧姆。稳压源D6可选TL431可控精密稳压源。

在该实施例中，为防止感应加热模块启动瞬间产生过高电压对逆变电路带去不良影响，在整流电路与滤波电路间还接入了缓冲电路。开关S1和线圈RI构成继电器，这部分电路制作启动中起作用，第一电阻R1在启动构成中进行限流，使得逆变电路输入电压不会瞬间过高。当达到额定电压时，继电器关闭开关S1，切换到正常工作状态，完成启动的缓冲。

在一些实施方式中，发射模块可选线圈炮、二级轻气炮或轨道炮。这些发射模块能够满足发射高速目标的需求，且便于设置感应加热模块的感应线圈2。

进一步地，若发射模块为线圈炮，控制模块3还用于生成充电控制指令为线圈炮充电。当达到指定电压后，线圈炮停止充电。经过整流电路整流后，输入的交流变成直流，能够为线圈炮中的电容器组充电。当模型加热到预设温度后，控制模块3生成相应的控制指令并发送，令可控硅开关触发线圈炮中的电容器组发电，在模型内产生感应电流，驱动模型加速，将模型发射出去。通过调整线圈炮中电容器组的电压和线圈炮的级数，可调节模型的发射速度。

如图3所示，本发明实施例还提供了一种高温高速模型发射方法，采用如上述任一项实施例所述的高温高速模型发射装置实现，包括：

步骤301、通过控制模块设置感应加热模块和发射模块的工作参数；

步骤302、控制模块生成加热控制指令并发送至感应加热模块；

步骤303、利用感应加热模块加热模型，并利用测温器测量模型的温度；

步骤304、控制模块获取模型的温度，在确认模型的温度升至预设温度后，生成发射控制指令并发送至发射模块；

步骤305、利用发射模块发射模型，并利用测速器测量模型在弹道中运动的速度；

步骤306、控制模块获取模型的速度。

采用上述技术方案，将待发射的模型加热至预设温度后，再以预设速度发射该模型，能够更加真实地复现高超声速飞行器在大气层中飞行时的实际情况。控制模块获取模型的速度优选为模型出射弹道的速度，以便与预设速度进行比较，或者进行记录。

本发明实施例还提供了一种高速模型飞行流场模拟系统，包括靶室和如上述任一项实施例所述的高温高速模型发射装置。

该实施例中，通过高温高速模型发射装置将模型加热后发射入靶室，能够同时模拟高超声速飞行器表面的高温和其周围的流场流动特性。

本发明实施例还提供了一种高速模型飞行流场模拟系统，采用上述的高速模型飞行流场模拟系统实现，包括如下步骤：

通过控制模块设置靶室以及高温高速模型发射装置中感应加热模块和发射模块的工作参数；

控制模块生成加热控制指令并发送至感应加热模块；

利用感应加热模块加热模型，并利用测温器测量模型的温度；

控制模块获取模型的温度，在确认模型的温度升至预设温度后，生成发射控制指令并发送至发射模块；

利用发射模块发射模型，并利用测速器测量模型在弹道中运动的速度；

控制模块获取模型的速度；

令发射的模型穿入靶室，实现高速模型飞行流场模拟。

该实施例中，通过将模型加热后发射入靶室，并设置靶室的工作参数，能够复现高温高速飞行器在流场中飞行的实际情况，以便进行模拟测量，进而可研究高超声速飞行器长时间在大气层中飞行时，飞行器的流场特性、光辐射特性和电磁散射特性等，为飞行器特性分析、飞行器设计与制造等提供技术支持。

需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个…”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同因素。

本领域普通技术人员可以理解：实现上述方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成，前述的程序可以存储在计算机可读取的存储介质中，该程序在执行时，执行包括上述方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：ROM、RAM、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质中。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。