一种模拟材料气动热烧蚀的实验方法与装置与流程

本发明属于航空航天技术领域，涉及到飞行器表面材料在超声速飞行时的气动热烧蚀实验技术，特别涉及到一种可以同时模拟气动热和气动剪切力的方法和装置。

背景技术：

飞行器在超声速飞行和高超声速飞行时会受到气动热与气动力的双重作用，当气动热较大时，飞行器表面材料会发生烧蚀。为了研究飞行器表面材料在气动热环境下的烧蚀过程，评估其烧蚀特性，必须在实际飞行前进行气动热环境下材料的烧蚀实验。目前进行此类实验的方法主要有热辐射方法、燃气加热法、高焓风洞直接模拟法。

热辐射加热方法主要是采用热辐射的方式对材料表面进行加热，现在主要用高温石英灯近距离加热表面材料。石英灯辐射加热器热惯性小，加热能力强，电控性能优良，适合于高速变化的瞬态气动加热模拟；但是石英灯辐射加热器受到加热元件和试件结构约束，使加热区内试件表面加热过程与实际飞行条件下的对流换热有所差异，容易导致“过加热”或“欠加热”现象，尤其是材料表面气流静止，不能模拟表面材料受到剪切力作用后的脱落现象，给试验过程引入较大误差。

燃气加热法一般有两种，一种是利用氧乙炔燃烧的火焰垂直于材料表面喷射进行高温烧蚀实验，可以参考国军标gjb323a-96。这种方法虽然可以达到较大的热流密度，但是一方面燃气流直径较小，只能对试件中心产生较大的热流，另一方面火焰正对试件，通常实验中会在试件表面形成烧蚀凹坑，因此也不能体现气动剪切力对材料烧蚀的作用，只适合于飞行器驻点区域材料的烧蚀试验。另一种燃气加热法是采用燃烧器或者航空发动机燃烧室产生的高温燃气直接吹材料，燃气流的空间范围比氧乙炔火焰要大很多，能够对材料试件形成较均匀的加热，也可以通过辅助以石英灯加热来提高热流密度，但是试件所受气动剪切力较小，一般也是用于驻点区域材料烧蚀研究。

利用高焓风洞直接对材料进行气动热烧蚀模拟是目前最准确的方法。风洞实验时试件结构在风洞中处于静止状态，而由高焓风洞直接产生接近飞行状态的气流，使材料试件表面的气动热环境与剪切力均接近真实情况。但是，高焓风洞的试验成本极高，不利于地面重复试验，同时，高焓风洞实验单次运行时间短，难以实现飞行器长时间工作的气动热环境模拟。

技术实现要素：

本发明提供了一种利用燃烧来生成高温燃气，并通过二维矩形收缩喷管使气流加速，再将材料试件置于与喷管连接的矩形试验段侧壁面的实验方法，使材料表面的热环境和剪切力条件均与实际飞行状态接近，且实验成本低，解决了高焓风洞实验成本高、而其他实验形式难以模拟剪切力的问题。

本发明的技术方案：

一种模拟材料气动热烧蚀的实验装置，整体分为燃烧室3、喷管7和实验段8三部分；

所述的燃烧室3主体为矩形截面燃烧室，包括主燃烧室4和混合段6，两者相通，燃烧室3外部设有冷却水管路；主燃烧室4的前端设有空气喷注器1和燃料喷注器2，空气喷注器1和燃料喷注器2分别连接外部的空气管路和燃料管路，通过调节空气管路和燃料管路的进气流量，控制主燃烧室4前端的燃料与空气的混合比例，以化学当量比混合，保证可靠燃烧并达到理论最高燃烧温度；混合段6和主燃烧室4之间设有补充空气入口5，在燃烧过程中喷入空气，达到与高温燃气混合降温的目的，同时避免影响上游的燃烧；

所述的喷管7与混合段6相通，喷管出口为矩形，喷管逐渐向出口端收缩，收敛角为45°，且出口为起整流作用的平直段，使喷管喷出的燃气方向一致；

所述的实验段8设有与喷管7相通的管道，从喷管7出来的燃气，直接作用于待测材料9的表面，待测材料9通过可拆卸的安装台承载；实验段8上开设用于安放耐高温玻璃10的槽口，其位置与待测材料9对应，便于利用非接触式温度传感器测量待测材料表面温度。

所述气动热参数和剪切力参数按以下步骤调节：

(1)假定从喷管7出来的高温燃气，其总流量为m1，总温为t1，通过流体力学方法对燃烧室3和实验段8进行流场数值模拟，得到待测材料9表面的平均冷壁热流q1和平均剪切力τ1；

(2)确定燃烧室3总温t0

调整总温t1：若q1小于实验所需条件下待测材料9表面的冷壁热流q0，则提高总温t1，反之则降低总温t1，多次迭代，直到q1＝q0；考虑一般温度恢复系数为ξ＝0.9，则t0＝t1/ξ即为燃烧室设计总温；

(3)确定燃烧室3压力p0

调整总流量m1：若平均剪切力τ1小于实验所需条件下待测材料9的平均剪切力τ0，则提高总流量m1，反之则降低总流量m1，多次迭代，直到τ1＝τ0，此时所对应压力p0即为燃烧室3压力；

(4)确定空气与燃料气体的总混合比

在压强p0和预设混合比的条件下，采用化学平衡计算的方法计算燃烧，得到理论燃烧温度t2，若t2＞t0，则增大混合比，反之则减小混合比，多次迭代，直到t2＝t0，此时所对应的混合比即为总混合比of；所述的混合比为进入燃烧室3的全部空气与进入燃烧室3的燃料的质量流量比；

(5)确定燃料、头部空气、补充空气的流量比

设燃料的气体流量为1，则空气喷注器1喷出空气的流量ma等于燃料和可燃气完全燃烧的理论当量混合比ofth，补充空气流量为mb＝of-ma＝of-ofth，燃料、头部空气、补充空气的流量比为：

1:ofth:(of-ofth)

(6)确定气体总流量和分流量

在确定燃烧室3压力p0时，需给定二维总流量，将二维流量换算为三维流量，即为实际的总流量；该实际的总流量为计算流量，如果出现燃烧室3压力偏离计算值时，则调节实际的总流量使燃烧室3压力保持p0；气体分流量根据各气体比例分配。

本发明的理论极限：可模拟的最大冷壁热流所对应的燃烧室总温为空气和燃料在当量混合比下的理论最高燃烧温度，即不在燃烧室补充空气时燃烧的最高温度。

本发明的效果和益处是可以同时模拟气动热和气动剪切力对材料的烧蚀和冲刷作用，为飞行器热防护材料的地面试验提供实验方法和实现手段。与现有石英灯辐射加热方式和氧乙炔烧蚀实验相比，可以增加气动剪切力的模拟；与高焓风洞结构实验方式相比，实验成本低，并且可长时间工作。本发明具有技术方案简单，实验系统造价低、实验成本低的优点。

附图说明

图1(a)是气动热烧蚀实验装置正面剖视图。

图1(b)是气动热烧蚀实验装置正面剖视图的a-a剖视图。

图2是实施例1中喷管及实验段温度分布图。

图3是实施例1中测试材料表面的冷壁热流分布曲线和气动剪切力曲线，图中横坐标为长度(mm)。

图中：1空气喷注器；2燃料喷注器；3燃烧室；4主燃烧室；

5补充空气入口；6混合段；7喷管；8实验段；9待测材料；

10耐高温玻璃。

具体实施方式

以下结合技术方案详细叙述本发明的具体实施方式。

实施例1：

模拟冷壁热流为660kw/m²，气动剪切力为1100pa的气动热环境。材料试件为40×40×10mm的复合材料平板。

1)设计燃烧室内部横截面尺寸为45×45mm，燃烧室长度为500mm。燃料采用气体甲烷，与空气在燃烧室头部喷入，甲烷对空气的质量比为1:17，其理论最高燃烧温度采用化学平衡计算为2218k；在燃烧室中部距离喷注器250mm位置处喷入补充空气。

2)矩形收缩喷管的收敛角设计为45°，矩形喉部出口的尺寸为3×45mm，喉部长度10mm。

3)矩形实验段的内截面为4×45mm的矩形，通过法兰与喷管密封连接，其内截面长度方向(45mm)与喷管出口相同，保持平齐；宽度方向(4mm)比喷管出口宽度大，两侧各留0.5mm台阶。

4)材料试件安装在喷管出口台阶下游10～50mm位置，其测试表面与实验段内表面平齐。

5)对燃烧器末段和喷管、实验段组成的区域进行流场数值计算，计算中假定介质为高温空气，通过调节总温，计算得到总温为972k时试件表面的平均冷壁热流q1＝660kw/m²。

6)改变计算中给定的气体总流量，最终确定气体总流量为90g/s、燃烧室绝对压力为0.61mpa时所对应的测试表面剪切力平均值为1100pa，故燃烧室设计压力为0.61mpa。

7)根据计算得到的设计总温为972k，采用不同的甲烷和空气混合比进行化学平衡计算，最终确定甲烷与空气的总流量比为1:66时燃烧温度为972k，所以甲烷、头部空气、补充空气的流量比为1:17:49。

8)实验中气体总流量预设值为90g/s，比例按照上步比例分配。因为理论计算没有考虑热损失，所以实验时会出现实际燃烧室压力略低于0.61mpa(绝对压力)的情况，这时保持各路气体流量的比例调整总流量增大，使燃烧室压力为0.61mpa。