一种电弧风洞条件下尖前缘热流密度的确定方法技术

本发明专利技术涉及一种本发明专利技术提供一种电弧风洞条件下尖前缘热流密度的确定方法。首先由所述的电弧加热风洞产生高温流场；测量所述尖前缘测试模型在高温流场下的内部温度响应；利用所述的数值计算方法得到尖前缘在电弧风洞条件下的热流密度分布作为初值；利用所述的辨识方法进行尖前缘表面热流密度分布的迭代计算；满足所述收敛条件后停止迭代计算，从而得到尖前缘模型的表面热流密度分布值。采用本发明专利技术的方法能够确定电弧风洞条件下尖前缘模型(R<3mm)的表面热流密度分布。可以为高超声速飞行器热防护系统的设计和研制提供有力的试验技术支撑。

【技术实现步骤摘要】
一种电弧风洞条件下尖前缘热流密度的确定方法
本专利技术涉及一种电弧风洞条件下尖前缘热流密度的确定方法，属于飞行器热防护设计领域。
技术介绍
未来高超声速飞行器外形复杂，为适应超燃冲压发动机的应用，采用尖前缘及大升阻比的外形，尖前缘导致局部热流过高，大升阻比外形使得受热面积更广，部分区域存在激波与激波、激波与边界层的相互作用，导致热流增加，此外在某些区域还有拐角流动及缝隙加热等。加之飞行时间较长，与传统的短时间烧蚀性防热系统相比，热量的积累效应使得防热系统的设计及试验考核尤为困难。在高超飞行器的研制过程中，需要在地面做大量的气动热模拟试验，考核防热材料的性能以及飞行器的热结构性能。从地面模拟试验考核来看，在电弧加热风洞及喷管选定以后，气流总焓、压力及热流密度成为最主要的流场表征参数。而压力的测量相对容易，因此，为了准确研究和考核高超声速飞行器热防护系统的防隔热性能，必须在地面气动热试验中开展尖前缘驻点区域热流密度测试技术研究，提高试验测试数据的精度，为热防护系统的设计及研制提供有力的试验技术支撑。由于尖前缘驻点半径太小，常规的热流密度测试技术无法使用，而且尖前缘驻点的热流密度很大，试验本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种电弧风洞条件下尖前缘表面热流密度确定方法，其特征在于，包括如下步骤：(1)在尖前缘测试模型(4)内部设置多个热电偶，将尖前缘测试模型(4)放置在电弧风洞试验段内；(2)由所述电弧风洞系统产生高温气流对尖前缘测试模型(4)进行加热，试验过程中测量高温气流的总压P0、高温气流的流量G和尖前缘测试模型(4)内部温度Te(i)(i＝1，2，3，…)；(3)计算高温气流的总焓H

【技术特征摘要】
1.一种电弧风洞条件下尖前缘表面热流密度确定方法，其特征在于，包括如下步骤：(1)在尖前缘测试模型(4)内部设置多个热电偶，将尖前缘测试模型(4)放置在电弧风洞试验段内；(2)由所述电弧风洞系统产生高温气流对尖前缘测试模型(4)进行加热，试验过程中测量高温气流的总压P0、高温气流的流量G和尖前缘测试模型(4)内部温度Te(i)(i＝1，2，3，…)；(3)计算高温气流的总焓H0；(4)计算喷管出口气流参数，包括马赫数Ma、气流喷管出口气流静压P、喷管出口气流静温T、喷管出口气流密度ρ；(5)利用计算得到的喷管出口气流参数和高温气流的总焓H0作为CFD数值计算的入口边界条件，模拟尖前缘测试模型(4)的绕流高温流场，获得尖前缘测试模型(4)表面热流密度分布初值q0(x,t)；(6)利用热流密度辨识方法进行尖前缘表面热流密度分布迭代计算，确定尖前缘表面的热流密度分布q(x,t)。2.根据权利要求1所述的电弧风洞条件下尖前缘热流密度确定方法，其特征在于：步骤(3)中计算高温气流的总焓H0的公式为：式中：H0为喷管加速后的高温气体的总焓；P0为高温气流的总压；A*为喷管喉道面积；G为高温气流的质量流量；Cd为流量系数。3.根据权利要求1或2所述的电弧风洞条件下尖前缘热流密度确定方法，其特征在于：步骤(4)中计算喷管出口气流参数，包括马赫数Ma、气流喷管出口气流静压P、喷管出口气流静温T、喷管出口气流密度ρ的公式分别为：其中A为喷管出口面积，单位mm2，A*为喷管喉道面积，γ为气体绝热指数，P0为喷管来流总压，单位kPa，T0为喷管来流总温，ρ0为喷管来流密度。4.根据权利要求1或2所述的电弧风洞条件下尖前缘热流密度确定方法，其特征在于：步骤(6)中利用热流密度辨识方法进行尖前缘表面热流密度分布迭代计算，确定的尖前缘表面的热流密度分布q(x,t)的具体方法为：(6.1)建立尖前缘的数值模型，以尖前缘测试模型...

【专利技术属性】
技术研发人员：彭锦龙，陈连忠，杨汝森，欧东斌，董永晖，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11