喷涂型烧蚀燃气舵起烧时刻点估算办法制造技术

本发明专利技术提供了一种喷涂型烧蚀燃气舵起烧时刻点估算办法，包括以下步骤：步骤一，以舵面前缘涂层厚度、舵面涂层平均厚度和火箭发动机初温为参数，建立估算方法如下式所示，tm＝tm(Lf，La，Tr),其中，tm表示舵面起烧时刻点，tm()表示舵面起烧函数，Lf表示舵面前缘涂层厚度，La表示舵面除前缘外其他部位涂层平均厚度，Tr表示试车前火箭发动机初始温度；步骤二，通过喷涂烧蚀型燃气舵面搭载火箭发动机得到多组试验数据，进行数据拟合，得到具体函数表达式。本发明专利技术数据准备方便，计算简单，试车次数少，结果准确度可满足工程设计需要。

A method for estimating the firing time point of a spray type burning gas rudder

The present invention provides a spray type gas from the burning point of rudder ablation estimation method, which comprises the following steps: step one, the front rudder rudder surface coating thickness, coating thickness and average temperature at the beginning of the rocket engine as parameters, shown to establish the estimation method is as follows, TM = TM (Lf, La, Tr). Among them, TM said the rudder from burning point (TM), said the rudder from burning function, Lf said the front rudder rudder surface coating thickness, La said in front of other parts of outer coating average thickness, Tr said the rocket engine test before the initial temperature; step two, by spraying burning erosion type gas rudder equipped with rocket the engine is a lot of test data, data fitting, specific function expression. The invention has the advantages of convenient data preparation, simple calculation, few test times, and the accuracy of the results can meet the needs of engineering design.

【技术实现步骤摘要】
喷涂型烧蚀燃气舵起烧时刻点估算办法
本专利技术涉及一种估算办法，具体地，涉及一种喷涂型烧蚀燃气舵起烧时刻点估算办法。
技术介绍
喷涂型烧蚀燃气舵是指在火箭发动机燃气流中，通过偏转角度而获得气动力和力矩的部件。该型舵的舵面面积和舵面效率随工作时间增加而减少。喷涂型烧蚀燃气舵通过喷涂工艺，在燃气舵的合金基体表面沉淀单/多层耐高温保护层的舵面。基体熔点较低，一般低于燃气流静温，涂层则可耐高温。喷涂型烧蚀燃气舵起烧时刻点tm是关键设计指标。是指该型燃气舵在工作中，舵面气动效率由于舵面烧蚀发生急剧减少的时刻拐点。当t<tm时，舵面基本保持完好，舵面气动效率保持稳定；在t>＝tm时，舵面快速烧蚀完毕(一般在数秒内)，舵面气动效率快速归零。由于喷涂型烧蚀燃气舵烧蚀机理复杂，用理论计算和CFD仿真技术都无法获得准确的起烧点。一般研制新的喷涂型烧蚀燃气舵时，采用事先估算舵面喷涂参数指导加工燃气舵面，之后通过搭载发动机热试车并采集期间舵面气动特性，间接推算出舵面起烧点。由于燃气舵起烧点与舵面形状、涂层规格和发动机状态密切相关，传统方法研制新型燃气舵需要反复试验，改进舵面设计，最终导致经费花费较多，周期也很长。
技术实现思路
针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种喷涂型烧蚀燃气舵起烧时刻点估算办法，其数据准备方便，计算简单，试车次数少，结果准确度可满足工程设计需要。根据本专利技术的一个方面，提供一种喷涂型烧蚀燃气舵起烧时刻点估算办法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一，以舵面前缘涂层厚度、舵面涂层平均厚度和火箭发动机初温为参数，建立估算方法如下式所示，tm＝tm(Lf，La，Tr)其中，tm表示舵面起烧时刻点，tm()表示舵面起烧函数，Lf表示舵面前缘涂层厚度，La表示舵面除前缘外其他部位涂层平均厚度，Tr表示试车前火箭发动机初始温度；步骤二，通过喷涂烧蚀型燃气舵面搭载火箭发动机得到多组试验数据，进行数据拟合，得到具体函数表达式tm()。优选地，所述步骤一包括以下步骤：步骤十，当基体温度上升到温度tth，基体体积膨胀过大，表面防热涂层发生破裂，燃气流热量通过裂隙直接影响基体，使基体温度进一步上升；当基体温度超过基体材料熔点tm时，基体发生融化，此时，燃气舵面结构强度快速下降，在燃气流高动压冲刷作用下，燃气舵结构分解，即燃气舵发生烧蚀现象；从燃气舵开始分解，舵面效率也随之快速下降；具体讲，舵面烧蚀起始点tm与舵面基体温度升到tm时刻一致，tm如下式所示，求出函数tm()即可得到tm；tm＝tm(Lf，La，Tr)步骤十一，涂层和基体都具有较好的各向同性热性能，若燃气流参数(比热比、动压等)保持稳定，则tm()与火箭发动机装药和喷管出口特性、舵面前缘涂层厚度和涂层平均厚度存在如下式所示，tm＝(k0·t0+k1·Lf+k2·La)/La其中，t0表示待定参数，与发动机装药和喷管出口参数有关，k0，k1，k2表示待定系数，与舵面前缘和舵面翼型有关，上式公式中，有四个未知系数t0，k0，k1，k2，通过最少四个舵面搭载试验即可获得系数；步骤十二，通过某型喷涂烧蚀燃气舵面和某型初温Tr＝+20℃丁羟发动机，搭载试验获得多组试验数据，经过数据拟合，得到如下式所示：tm＝(3.0·2.4+0.73·Lf+0.27·La)/La步骤十三，对于特定温度发动机，燃气舵起烧点仅取决于舵面涂层厚度，尤其是前缘厚度Lf，不同初温发动机的燃气流参数会发生变化；步骤十四，通过使用同规格涂层的舵面，搭载不同初温发动机获得的多组试验数据，经过拟合，可以得到初温Tr对于tm的影响，得到tm如下式所示，只要获得Lf、La和Tr，即可预估舵面起烧时刻点tm；tm＝(3.0·2.4+0.73·Lf+0.27·La)/La·(12.26-0.02·(Tr+273))。所述步骤二包括以下步骤：步骤二十一，通过测量机构获取搭载舵面在燃气流中的气动力数据，经过计算，得到舵面效率；步骤二十二，检查舵面效率发生明显变化的数据点，则对应的时刻就是舵面起烧点tm；步骤二十三，通过多次火箭发动机搭载试验数据定性分析，剔除会影响tm的若干初始条件，如舵面平面形状、舵面前缘后掠角，舵面相对发动机喷管位置等因素后，则影响tm的只有Lf，La和Tr；通过合并相同初始条件的舵面试车数据，经过线性拟合，求出方程中的系数，最后得到Lf，La和Tr对tm影响的表达式；步骤二十四，进一步，对大量搭载试验的tm对Lf，La和Tr进行上述过程，将系数进行最小二乘法消除误差，得到函数表达式tm()。与现有技术相比，现有技术中的舵面搭载发动机试验是设计寻优手段，需要的试验次数多，周期和经费都很大。而通过本专利技术办法，得到喷涂型烧蚀燃气舵起烧点时刻，进而指导燃气舵涂层设计，舵面搭载发动机试车则从寻优手段变成了验证设计，经济节省效果明显，舵面研制周期显著缩短。通过这种方法设计燃气舵，试车次数可以降低60％以上，节约资金达到百万元以上，且计算结果的准确度可满足工程设计需要。附图说明通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本专利技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显：图1为喷涂型烧蚀燃气舵的搭载试验时舵面气动效率和时间点示意图。具体实施方式下面结合具体实施例对本专利技术进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本专利技术，但不以任何形式限制本专利技术。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本专利技术构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本专利技术的保护范围。如图1所示，本专利技术喷涂型烧蚀燃气舵起烧时刻点估算办法包括以下步骤：步骤一，以舵面前缘涂层厚度Lf、舵面涂层平均厚度La和火箭发动机初温Tr为参数，建立估算方法如下式(1)所示，tm＝tm(Lf，la，Tr)......(1)其中，tm表示舵面起烧时刻点，tm()表示舵面起烧函数，Lf表示舵面前缘涂层厚度(mm)，La表示舵面除前缘外其他部位涂层平均厚度(mm)，Tr表示试车前火箭发动机初始温度(℃)；步骤二，通过喷涂烧蚀型燃气舵面搭载火箭发动机得到多组试验数据，进行数据拟合，得到具体函数表达式tm()。具体来讲，通过如下步骤获取表达式tm()，即步骤二包括以下步骤：步骤二十一，通过测量机构获取搭载舵面在燃气流中的气动力数据，经过计算，得到舵面效率。步骤二十二，检查舵面效率发生明显变化的数据点，则对应的时刻就是舵面起烧点tm；步骤二十三，通过多次火箭发动机搭载试验数据定性分析，剔除会影响tm的若干初始条件，如舵面平面形状、舵面前缘后掠角，舵面相对发动机喷管位置等因素后，则影响tm的只有Lf，La和Tr。通过合并相同初始条件的舵面试车数据，经过线性拟合，求出方程中的系数，最后可以得到Lf，La和Tr对tb影响的表达式；步骤二十四，进一步，对大量搭载试验的tm对Lf，La和Tr进行上述过程，将系数进行最小二乘法消除误差，得到函数表达式tm()。不同的初始条件，tm()有不同的表达形式，具体可以参考下文叙述。所述步骤一包括以下步骤：步骤十，当基体温度上升到温度th，基体体积膨胀过大，表面防热涂层发生破裂，燃气流热量通过裂隙直接影响基体，使基体温度进一步上升；当基体温度超过基体材料熔点tm时，基体发生融化，此时本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种喷涂型烧蚀燃气舵起烧时刻点估算办法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一，以舵面前缘涂层厚度、舵面涂层平均厚度和火箭发动机初温为参数，建立估算方法如下式所示，tm＝tm(Lf，La，Tr)其中，tm表示舵面起烧时刻点，tm()表示舵面起烧函数，Lf表示舵面前缘涂层厚度，La表示舵面除前缘外其他部位涂层平均厚度，Tr表示试车前火箭发动机初始温度；步骤二，通过喷涂烧蚀型燃气舵面搭载火箭发动机得到多组试验数据，进行数据拟合，得到具体函数表达式tm()。

【技术特征摘要】
1.一种喷涂型烧蚀燃气舵起烧时刻点估算办法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一，以舵面前缘涂层厚度、舵面涂层平均厚度和火箭发动机初温为参数，建立估算方法如下式所示，tm＝tm(Lf，La，Tr)其中，tm表示舵面起烧时刻点，tm()表示舵面起烧函数，Lf表示舵面前缘涂层厚度，La表示舵面除前缘外其他部位涂层平均厚度，Tr表示试车前火箭发动机初始温度；步骤二，通过喷涂烧蚀型燃气舵面搭载火箭发动机得到多组试验数据，进行数据拟合，得到具体函数表达式tm()。2.根据权利要求1所述的喷涂型烧蚀燃气舵起烧时刻点估算办法，其特征在于，所述步骤一包括以下步骤：步骤十，当燃起舵面基体温度上升到温度tth，基体体积膨胀过大，表面防热涂层发生破裂，燃气流热量通过裂隙直接影响基体，使基体温度进一步上升；当基体温度超过基体材料熔点tm时，基体发生融化，此时，燃气舵面结构强度快速下降，在燃气流高动压冲刷作用下，燃气舵结构分解，即燃气舵发生烧蚀现象；从燃气舵开始分解，舵面效率也随之快速下降；具体讲，舵面烧蚀起始点tm与舵面基体温度升到tm时刻一致，tm如下式所示，求出函数tm()即可得到tm；步骤十一，涂层和基体都具有较好的各向同性热性能，若燃气流参数(比热比、动压等)保持稳定，则tm与火箭发动机装药和喷管出口特性、舵面前缘涂层厚度和涂层平均厚度存在如下式所示，tm＝(k0·t0+k1·Lf+k2·La)/La其中，t0表示待定参数，与发动机装药和喷管出口参数有关，k0，k1，k2表示待定系数，与舵面前缘和舵面翼型有关，上式公式中，有四个未知系数t0...

【专利技术属性】
技术研发人员：阮文华，王学成，仇理宽，刘小波，张健，李小林，堵鹏，
申请(专利权)人：上海机电工程研究所，
类型：发明
国别省市：上海,31