姿控发动机飞行环境模拟热流的热流测试装置及方法制造方法及图纸

本发明专利技术提供了一种姿控发动机飞行环境模拟热流的热流测试装置及方法，主要解决现有的热流测量装置测量结果误差较大等技术问题。本发明专利技术的热流测试装置包括固定座，分别设置在固定座下方的位移调整座和角度调整座，以及依次设置在固定座上方的隔热层、温度传感器和敏感层。测试方法为通过反演姿控发动机在轨真实羽流热效应数据，结合石英灯阵的辐射热流和对外辐射热流，获得姿控发动机点火状态下不同尺度热流热效应数据，实现发动机点火瞬间热环境热流梯度测量，确保试验过程中热流加载的连续性及可靠性，为验证某飞行器主动力发动机在工作状态与外部热流同时作用下工作性能提供保证。状态与外部热流同时作用下工作性能提供保证。状态与外部热流同时作用下工作性能提供保证。

【技术实现步骤摘要】
姿控发动机飞行环境模拟热流的热流测试装置及方法


[0001]本专利技术涉及液体火箭发动机环境模拟试验方法，具体涉及一种姿控发动机飞行环境模拟热流的热流测试装置及方法。

技术介绍

[0002]姿控动力系统主要用于高超声速飞行器的姿态控制，也可用于高超声速飞行器的速度修正、轨道调整、位置保持等，是高超声速飞行器的轨道器入轨、再入、末修等不可缺少的动力装置，对于保证武器型号的命中准确度具有重要作用。姿控动力系统长时间在大气层内飞行会导致严重的气动加热，其再入大气的热控环境更加复杂，热力聚集更加明显，其受来流与燃烧引起了振动与冲击，形成了复杂的力热耦合环境，而该环境是整个助推
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滑翔飞行器最重要和最关键的飞行阶段，也是最恶劣的飞行阶段，该环境可对高超声速飞行器的结构与材料产生巨大影响，对飞行器可靠工作以及打击精度尤为重要。
[0003]目前，发动机真空环境模拟试验一般是在发动机不点火工作条件下开展静态热试验，从而实现对真空热环境的模拟，而对于发动机点火条件下的真空力热耦合模拟环境(发动机点火时间200s以上，推力10～2000N)试验的研究则较少。在长航时高超声速飞行环境下，发动机在长时间点火的燃气燃烧以及摩擦加热的作用下，其结构可能使得受热变形带来的耦合现象更加明显，而且结构受到的加热量累积也容易影响飞行器的热防护性，甚至影响到结构内部包括舱内的传热特性和可靠性。同时由于发动机燃烧的不均匀性和不稳定性，以及发动机长时间点火产生的持续激波，会对真空力热环境飞行器形成反向冲击，进而影响其结构稳定性以及系统部件之间的匹配性。发动机点火条件下的真空力热耦合模拟环境试验与静态试验以及短时间发动机点火验证试验相比，其对飞行环境状态的准确评价更为关键，为此需要开展姿控发动机长程点火动态热试验研究，进而提升飞行环境状态的准确评价能力，适应长航时高超声速飞行器真实飞行验证需求。
[0004]现有技术针对发动机点火条件下的真空力热耦合模拟环境的研发一般采用瞬态热流密度施加法，但其存在以下问题：
[0005]1)姿控动力系统飞行力热耦合环境模拟中，一般采用石英灯辐射进行快速气动加热模拟，但由于发动机瞬间点火，从而形成力热耦合的瞬间热环境，该加热加载特性与高温环境及常温环境的区别较大。对于力热耦合的瞬间热环境，在实际热流加载时每个分区内部均会存在控制点和分区边缘位置热流不均匀的现象；
[0006]2)稳态标定获得的是达到平衡时石英灯加电电流与热流计温度间的关系，但是在发动机点火的瞬间力热环境下，快速的热平衡试验可形成瞬态工况阶段，但受发动机热容和高空模拟真空度的影响，高空发动机喷流流场会产生扩张和反流，从而在底部固体表面形成对流加热；同时高温喷流和喷管固壁会通过热辐射对发动机周围或有效载荷产生加热作用，到达表面的瞬态热流密度一直在变化，需要较长时间才能达到所需要的热流密度，这种热流不均匀性使加热区内试件表面的加热过程与实际飞行条件有所差异，可能会导致“过试验”或“欠试验”现象，从而给性能验证过程引入误差。
[0007]综上所述，现有的发动机点火形成的力热耦合瞬间热环境试验，采用一般瞬态热流密度施加方法存在一定误差，有必要对其瞬间力热环境热流加载梯度进行测量分析。

技术实现思路

[0008]本专利技术的目的在于解决现有的热流测量装置测量结果误差较大等技术问题，而提供一种姿控发动机飞行环境模拟热流的热流测试装置及方法。
[0009]为实现上述目的，本专利技术的技术方案如下：
[0010]一种姿控发动机飞行环境模拟热流的热流测试装置，其特殊之处在于：该热流测试装置用于安装在受姿控发动机影响的喷管外侧，其包括固定座，分别设置在固定座下方的位移调整座和角度调整座，以及设置在固定座上方的隔热层、温度传感器和敏感层；
[0011]所述位移调整座用于实现固定座在测量过程中的移动，所述角度调整座用于实现固定座在测量过程中的安装角度；
[0012]所述隔热层覆盖于固定座的上方，隔热层包括多个依次覆盖的隔热面，用于减少敏感面在吸收热流后对周围的热传导；
[0013]所述温度传感器位于隔热层的上方；所述敏感层包覆于温度传感器上方且朝向姿控发动机，用于吸收发动机的热流并将其转化为自身的温度，而后由温度传感器将此温度信息采集并输出到外部设备。
[0014]进一步地，所述敏感层的厚度为50～100μm，敏感层的上方还设有耐高温抗氧化涂层，且耐高温抗氧化涂层朝向姿控发动机。
[0015]进一步地，所述敏感层的材质为不锈钢箔；所述隔热层采用双面镀铝聚酰亚胺膜叠合而成。
[0016]另外，本专利技术一种姿控发动机飞行环境模拟热流的测试方法，采用上述的姿控发动机飞行环境模拟热流的热流测试装置，具体包括以下步骤：
[0017]步骤1，采用石英灯阵模拟姿控发动机在飞行环境下的燃气喷流过程，采用热流测试装置测得石英灯阵在不同高度、不同间距及不同电压下的辐射热流Q2；
[0018]步骤2，基于步骤1测得的辐射热流Q2得到热流加载的均匀度分布情况，而获得热流加载的敏感度；
[0019]步骤3，采用热流测试装置对发动机在不同工况下、不同部位的轴向和径向分别进行热流测试，得到发动机在不同工况下的燃气热流q
t
，以及发动机在不同工况下轴向和径向的热流梯度变化率；
[0020]步骤4，将步骤3得到的发动机在不同工况下的燃气热流与飞行过程中的燃气热流值进行比较，如二者误差在1％～5％内，则执行步骤5；否则，对热流测试装置的热容量值进行修正后返回步骤1；
[0021]步骤5，通过热流测试装置测试发动机在不同工况下的热流输出值，得到热流测试装置的反射率，从而得到不同工作状态下敏感层的向外辐射热流Q4；
[0022]步骤6，通过反演姿控发动机在轨真实热流数据，结合步骤1得到的石英灯阵的辐射热流Q2和步骤5得到的敏感层的向外辐射热流Q4，以及英灯阵发射的红外热流被敏感层吸收的热流Q1、敏感层的传导热流Q3，计算得出姿控发动机点火瞬间热环境下的热流梯度。
[0023]进一步地，步骤1中，所述石英灯阵在不同高度、不同间距及不同电压下的辐射热
流Q2的计算方法为：
[0024][0025]其中：q
s
(x,y,z)即为辐射热流Q2，为平板上坐标为(x,y,z)处的辐照热流，Q0为石英灯发射功率，H为石英灯中心据平板距离，L为石英灯灯丝的发热长度；α、β、γ均为自定义值，且α、β、γ均为自定义值，且为热流测量装置与发动机轴线夹角。
[0026]进一步地，步骤2具体为，基于步骤1测得的辐射热流Q2得到热流加载的均匀度分布情况，进而获得热流加载的不均匀度，所述不均匀度计算公式如下：
[0027][0028]其中，δ为石英灯阵在被照面上的不均匀度；q
max
为被照面上的最大热流密度；q
min
为被照面上的最小热流密度；同时结合不同影响因素，得到不同影响因素的感应系数，从而获得热流本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种姿控发动机飞行环境模拟热流的热流测试装置，用于安装在受姿控发动机影响的喷管外侧，其特征在于：包括固定座(1)，分别设置在固定座(1)下方的位移调整座(2)和角度调整座(3)，以及设置在固定座(1)上方的隔热层(4)、温度传感器(5)和敏感层(6)；所述位移调整座(2)用于实现调整测量的位置，所述角度调整座(3)用于调整测量的角度；所述隔热层(4)覆盖于固定座(1)的上方，隔热层(4)包括多个依次覆盖的隔热分层，用于减少敏感层(6)在吸收热流后对周围的热传导；所述温度传感器(5)位于隔热层(4)的上方；所述敏感层(6)包覆于温度传感器(5)上方且朝向姿控发动机，用于吸收发动机的热流并将其转化为自身的温度，而后由温度传感器(5)将此温度信息采集并输出到外部设备。2.根据权利要求1所述的姿控发动机飞行环境模拟热流的热流测试装置，其特征在于：所述敏感层(6)的厚度为50～100μm，敏感层(6)的上方还设有耐高温抗氧化涂层，且耐高温抗氧化涂层朝向姿控发动机。3.根据权利要求2所述的姿控发动机飞行环境模拟热流的热流测试装置，其特征在于：所述敏感层(6)的材质为不锈钢箔；所述隔热层(4)采用双面镀铝聚酰亚胺膜叠合而成。4.一种姿控发动机飞行环境模拟热流的测试方法，其特征在于，采用权利要求1
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3任一所述的姿控发动机飞行环境模拟热流的热流测试装置，包括以下步骤：步骤1，采用石英灯阵模拟姿控发动机在飞行环境下的燃气喷流过程，采用热流测试装置测得石英灯阵在不同高度、不同间距及不同电压下的辐射热流Q2；步骤2，基于步骤1测得的辐射热流Q2得到热流加载的均匀度分布情况，进而获得热流加载的敏感度；步骤3，采用热流测试装置对发动机在不同工况下、不同部位的轴向和径向分别进行热流测试，得到发动机在不同工况下的燃气热流q
t
，以及发动机在不同工况下轴向和径向的热流梯度变化率；步骤4，将步骤3得到的发动机在不同工况下的燃气热流与飞行过程中的燃气热流值进行比较，如二者误差在1％～5％内，则执行步骤5；否则，对热流测试装置的热容量值进行修正后返回步骤1；步骤5，通过热流测试装置测试发动机在不同工况下的热流输出值，得到热流测试装置的反射率，从而得到不同工作状态下敏感层的向外辐射热流Q4；步骤6，通过反演姿控发动机在轨真实热流数据，结合步骤1得到的石英灯阵的辐射热流Q2和步骤5得到的敏感层的向外辐射热流Q4，以及石英灯阵发射的红外热流被敏感层吸收的热流Q1、敏感层的传导热流Q3，计算得出姿控发动机点火瞬间热环境下的热流梯度。5.根据权利要求4所述的姿控发动机飞行环境模拟热流的测试方法，其特征在于：步骤1中，所述石英灯阵在不同高度、不同间距及不同电压下的辐射热流Q2的计算方法为：其中：q
s
(x,y,z)即为辐射热流Q2，为平板上坐标为(x,...

【专利技术属性】
技术研发人员：秦永涛，李广会，何小军，寇鑫，混平，马庆华，任钰，宋家豪，李亮，苏伊晗，
申请(专利权)人：西安航天动力试验技术研究所，
类型：发明
国别省市：