CN107843405B - 试验件和发动机燃气对飞行器底部辐射热流的获取方法 - Google Patents

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Abstract

本发明实施例公开的一种试验件和发动机燃气对飞行器底部辐射热流的获取方法，涉及发动机燃气对飞行器底部辐射热流测试技术，能够解决目前无法进行发动机燃气对飞行器底部辐射热流的地面试验测量问题。该试验件为耐高温的圆柱或方柱，外表面承受燃气辐射加热，试验件四周均包裹隔热层，从而构造试验件沿厚度方向的一维热传导环境，主要用于发动机燃气对飞行器底部辐射热流的获取。

Description

试验件和发动机燃气对飞行器底部辐射热流的获取方法
技术领域
本发明涉及发动机燃气对飞行器底部辐射热流测试技术领域，尤其涉及一种试验件和发动机燃气对飞行器底部辐射热流的获取方法。
背景技术
飞行器在发动机工作条件下长时间飞行时，发动机燃气含有水蒸气、二氧化碳等非对称型多原子气体，对飞行器底部、翼舵后缘存在一定的辐射加热作用。为了准确预测燃气的辐射加热作用，实现飞行器底部摄像头、电连器等装置及结构本身的热防护设计，非常有必要通过地面试验获取燃气对飞行器底部的辐射热流数据。
对于发动机工作时间在100秒以上的高超声速飞行器，目前国内缺少发动机燃气对飞行器底部辐射热流的飞行试验数据，这样就给燃气附近飞行器底部热防护设计增加了难度。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术不足，提供了一种试验件和发动机燃气对飞行器底部辐射热流的获取方法，能够解决目前无法进行发动机燃气对飞行器底部辐射热流的地面试验测量问题。
本发明的技术解决方案：
一方面，一种试验件，该试验件用于发动机燃气对飞行器底部辐射热流的地面试验测量，该试验件试验过程中承受燃气辐射加热，该试验件为耐高温的圆柱或方柱，外表面承受燃气辐射加热，试验件四周均包裹隔热层，从而构造试验件沿厚度方向的一维热传导环境。
可选的，该试验件材料的密度、比热容、导热系数是各向同性并准确已知的。
可选的，该试验件表面与喷管出口的相对位置关系由飞行器模型确定。
可选的，所述试验件表面喷涂黑漆，黑漆表面发射率已知且厚度均匀，小于0.05毫米。
可选的，所述试验件接收辐射能量的表面尺寸不小于8厘米乘以8厘米，厚度不大于2毫米。
可选的，隔断试验件与支撑部件之间的三维热传导效应。
可选的，采用热电偶测量试验件内表面的温度，热电偶布置在试验件内表面，温度测点数量至少为5个，其中，1个测点位于试验件内表面中心，2个测点位于试验件内表面中心两侧各1厘米处，1个测点位于试验件内表面距离靠近喷管的试验件边缘1厘米，1个测点位于试验件内表面距离远离喷管的试验件边缘1厘米。
另一方面、一种发动机燃气对飞行器底部辐射热流的获取方法，该方法用于发动机燃气对飞行器底部辐射热流的地面试验测量，该实验使用权利要求1-7任一项所述的试验件，该方法包括以下步骤：
步骤1，初始时刻取t0＝0，时间增量取Δt＝0.1秒，初始温度T0取刚开始加热时距外表面2毫米处的敏感元件温度测量值；
步骤2，在t0+Δt时刻，假定x＝0处的热流值Qa＝10千瓦/平方米；
步骤3，将Qa加载到x＝0处，按照一维非稳态热传导方程
得到距外表面1.8毫米处的温度计算值，同时也计算得到了x＝0～L范围内的所有温度值，其中，t为时间，单位为秒；x为坐标，单位为米，以承受燃气辐射加热的外表面为原点；T为温度，单位为K，它与坐标x和时间t相关；Tx＝L为与距外表面距离为L处的温度值，Tm,L为此处的温度测量值，L为试验件厚度，Tm,L为试验件内表面的温度测量值；ρ为材料密度，单位为千克/立方米，c为材料比热容，单位为焦/(千克·K)，λ为材料导热系数，单位为瓦/(米·K)；Q为燃气辐射加热的热流，T0表示初始温度，取刚开始加热时试验件内表面的温度测量值；
步骤4，将x＝0.0018米处的温度计算值与测量值对比，如果二者相减的绝对值小于规定值，则得到t0+Δt时刻的x＝0处的热流正确值Q＝Qa；
步骤5，如果x＝0.0018米处的温度计算值与测量值的差大于规定值，则将Qa减小1％，否则将Qa增大1％，再重复第3～4步；
步骤6，由此得到t0+Δt时刻的x＝0处的热流值，以及x＝0～L范围内的所有温度值；
步骤7，依此类推，重复第(2)～(6)步，得到对应不同时间的x＝0处的热流值，这个热流值就是试验件表面吸收的辐射热流测量值；
步骤8，将x＝0处的热流值除以试验件表面黑漆的表面发射率，获得燃气对试验件表面的辐射热流。
本发明实施例提供的试验件和发动机燃气对飞行器底部辐射热流的获取方法，试验件为耐高温的圆柱或方柱，除了承受燃气辐射加热的外表面以外，试验件四周均包裹隔热层，从而构造试验件沿厚度方向的一维热传导环境；填补了国内在发动机长时间工作状态下燃气对飞行器底部辐射热流地面试验测量领域的空白，为发动机长时间工作的燃气附近飞行器底部的热防护设计提供指导依据。本发明建立的测量方法已经成功用于某复杂外形高超声速飞行器地面风洞试验所用的飞行器底部燃气辐射热流的测量。
附图说明
所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的试验件工作状态示意图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的具体实施例进行详细说明。在下面的描述中，出于解释而非限制性的目的，阐述了具体细节，以帮助全面地理解本发明。然而，对本领域技术人员来说显而易见的是，也可以在脱离了这些具体细节的其它实施例中实践本发明。
在此需要说明的是，为了避免因不必要的细节而模糊了本发明，在附图中仅仅示出了与根据本发明的方案密切相关的设备结构和/或处理步骤，而省略了与本发明关系不大的其他细节。
为了建立一种发动机燃气对飞行器底部辐射热流的地面试验测量方法，为发动机长时间工作的燃气附近飞行器底部热防护设计提供指导依据，本发明实施例提供一种试验件。
如图1所示，试验件为耐高温的圆柱或方柱，除了承受燃气辐射加热的外表面以外，试验件四周均包裹隔热层，从而构造试验件沿厚度方向的一维热传导环境。如果试验件四周不包裹隔热层，四周就会漏热，整个热传导不满足一维，是个三维传热，三维传热问题很难准确获取辐射热流，只有营造一维热传导，才能根据测温数据准确获取辐射热流。
具体的，试验件为长度8厘米、宽度10厘米、厚度1.8毫米的方柱，除了承受气动加热的外表面以外，四周均包裹绝热层，沿厚度方向满足一维热传导环境，也就是说，试验件外表面吸收的热量只沿着厚度方向传导。
进一步，优选的，试验件的材料种类不限，具体根据发动机燃气的辐射加热情况选取，但是其密度、比热容、导热系数是各向同性(即各个方向都相同)并准确已知的；
如果采用的试验件密度、比热容、导热系数不准确，不是各向同性，那么根据测温数据就无法准确获取辐射热流。
(1)采用热电偶测量试验件内表面的温度，如可以采用K型热电偶测量试验件内表面的温度；(2)热电偶焊接或粘接在试验件内表面上，并优先采用高精度焊接工艺。
具体的，试验件的材料牌号为GH4169，其密度、比热容、导热系数是各向同性的，具体数值可在《中国航空材料手册(第二版)》中检索到。
其中，承受燃气辐射加热的试验件表面与喷管出口的相对位置关系，根据飞行器模型而定，如，根据飞行器模型，承受燃气辐射加热的试验件外表面与喷管出口平齐，用来模拟燃气对飞行器底部的辐射加热。
优选的，热电偶布置在试验件内表面，为了获取准确且全面的数据，温度测点数量至少为5个，1个测点位于试验件内表面中心，2个测点位于试验件内表面中心两侧各1厘米，1个测点位于试验件内表面距离靠近喷管的试验件边缘1厘米，1个测点位于试验件内表面距离远离喷管的试验件边缘1厘米；
目前，测点都是随便布置，也不注意位置，不关注和喷管的关系，也没测点备份，使测得的数据不全面、不具代表性，因此，这样的数据难以保证结果的准确性和有效性。
进一步，优选的，为了保证测量的可靠性，可根据实际情况在其它位置增加温度测点，但这些额外增加的温度测点不是必须的。
比如可以在试验件内表面上总共布置7个温度测点，分别位于试验件内表面中心、距离试验件内表面中心上、下、左、右各1厘米、距离试验件内表面中心上、下各4厘米，使数据更加全面、更具代表性。
进一步，优选的，承受燃气辐射加热的表面喷涂黑漆，黑漆厚度均匀，小于0.05毫米，黑漆材料根据发动机燃气的辐射加热情况选取，但是其表面发射率是准确已知的；
喷涂黑漆的目的是：黑漆发射率高，且稳定，喷涂黑漆后，试验件内壁温度会高，测量误差小，反算出的辐射热流也误差小。目前通常采用普通的抛光的金属，其发射率特别小，试验件内壁温会特别低，测量误差很大。为了避免厚度不均匀带来的三维传热，本实施例规定黑漆厚度均匀，为了热量损耗小，使黑漆厚度小于0.05mm，黑漆可以使用氧化钴。
进一步，可选的，为了使测点部位是一维传导，不受周边效应的影响，试验件接收辐射能量的表面尺寸不小于8厘米乘以8厘米，厚度不大于2毫米，厚度越小，反算的热流越精准；
进一步，优选的，为了营造一维传导，隔断试验件与支撑部件之间的三维热传导效应，具体隔断方式本发明实施例不做限定，可以是本领域技术人员熟知的任何方式。
本实施例提供的试验件，试验件为耐高温的圆柱或方柱，除了承受燃气辐射加热的外表面以外，试验件四周均包裹隔热层，从而构造试验件沿厚度方向的一维热传导环境；填补了国内在发动机长时间工作状态下燃气对飞行器底部辐射热流地面试验测量领域的空白，为发动机长时间工作的燃气附近飞行器底部的热防护设计提供指导依据。本发明建立的测量方法已经成功用于某复杂外形高超声速飞行器地面风洞试验所用的飞行器底部燃气辐射热流的测量。
本发明实施例提供一种发动机燃气对飞行器底部辐射热流的获取方法，该方法用于发动机燃气对飞行器底部辐射热流的地面试验测量，该实验基于上述试验件尺寸、材料、放置位置、不同位置的温度测量数据，依据一维非稳态热传导方程，反算得到燃气对试验件表面的辐射热流。
具体的，该方法包括以下过程：
首先，一维非稳态热传导方程为：
方程(1)
其中，t为时间(单位为秒)，即发动机的工作时间；x为坐标(单位为米)，以承受燃气辐射加热的外表面为原点；T为温度(单位为K)，它与坐标x和时间t相关；Tx＝L为与距外表面距离为L处的温度值，Tm,L为此处的温度测量值，本示例中，L为试验件厚度(0.0018米)，Tm,L为试验件内表面的温度测量值；ρ为材料密度(单位为千克/立方米)，c为材料比热容(单位为焦/(千克·K))，λ为材料导热系数(单位为瓦/(米·K))；Q为燃气辐射加热的热流，它作用在外表面，即与流体接触的表面，也正是需要获得的热流值；T0表示初始温度，取刚开始加热时试验件内表面的温度测量值。
外表面的热流获取步骤如下：
(1)初始时刻取t0＝0，时间增量取Δt＝0.1秒，初始温度T0取刚开始加热时距外表面2毫米处的敏感元件温度测量值(例如285K)；
(2)在t0+Δt时刻，假定x＝0处的热流值Qa＝10千瓦/平方米；
(3)将Qa加载到x＝0处，按照方程(1)，得到距外表面1.8毫米(即0.0018米)处的温度计算值，同时也计算得到了x＝0～L范围内的所有温度值；
(4)将x＝0.0018米处的温度计算值与测量值对比，如果二者相减的绝对值小于规定值(本例中设为0.001K)，则得到t0+Δt时刻的x＝0处的热流正确值Q＝Qa；
(5)如果x＝0.0018米处的温度计算值与测量值的差大于规定值(本例中设为0.001K)，则将Qa减小1％，否则将Qa增大1％，再重复第(3)～(4)步；
(6)由此得到t0+Δt时刻的x＝0处的热流值，以及x＝0～L范围内的所有温度值；
(7)依此类推，重复第(2)～(6)步，得到对应不同时间的x＝0处的热流值，这个热流值就是试验件表面吸收的辐射热流测量值。
(8)将x＝0处的热流值除以试验件表面黑漆的表面发射率(本例中为0.92)，即可获得燃气对试验件表面的辐射热流。
本实施例提供的试验件，试验件为耐高温的圆柱或方柱，除了承受燃气辐射加热的外表面以外，试验件四周均包裹隔热层，从而构造试验件沿厚度方向的一维热传导环境；填补了国内在发动机长时间工作状态下燃气对飞行器底部辐射热流地面试验测量领域的空白，为发动机长时间工作的燃气附近飞行器底部的热防护设计提供指导依据。本发明建立的测量方法已经成功用于某复杂外形高超声速飞行器地面风洞试验所用的飞行器底部燃气辐射热流的测量。
如上针对一种实施例描述和/或示出的特征可以以相同或类似的方式在一个或更多个其它实施例中使用，和/或与其它实施例中的特征相结合或替代其它实施例中的特征使用。
应该强调，术语“包括/包含”在本文使用时指特征、整件、步骤或组件的存在，但并不排除一个或更多个其它特征、整件、步骤、组件或其组合的存在或附加。
本发明以上的装置和方法可以由硬件实现，也可以由硬件结合软件实现。本发明涉及这样的计算机可读程序，当该程序被逻辑部件所执行时，能够使该逻辑部件实现上文所述的装置或构成部件，或使该逻辑部件实现上文所述的各种方法或步骤。本发明还涉及用于存储以上程序的存储介质，如硬盘、磁盘、光盘、DVD、flash存储器等。
这些实施例的许多特征和优点根据该详细描述是清楚的，因此所附权利要求旨在覆盖这些实施例的落入其真实精神和范围内的所有这些特征和优点。此外，由于本领域的技术人员容易想到很多修改和改变，因此不是要将本发明的实施例限于所例示和描述的精确结构和操作，而是可以涵盖落入其范围内的所有合适修改和等同物。
本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。

Claims (7)

1.一种发动机燃气对飞行器底部辐射热流的获取方法，其特征在于，该方法用于发动机燃气对飞行器底部辐射热流的地面试验测量，该地面试验使用的试验件为耐高温的圆柱或方柱，外表面承受燃气辐射加热，试验件四周均包裹隔热层，从而构造试验件沿厚度方向的一维热传导环境，该方法包括以下步骤：
步骤1，初始时刻取t0＝0，时间增量取Δt＝0.1秒，初始温度T0取刚开始加热时距外表面2毫米处的敏感元件温度测量值；
步骤2，在t0+Δt时刻，假定x＝0处的热流值Qa＝10千瓦/平方米；
步骤3，将Qa加载到x＝0处，按照一维非稳态热传导方程得到距外表面1.8毫米处的温度计算值，同时也计算得到了x＝0～L范围内的所有温度值，其中，t为时间，单位为秒；x为坐标，单位为米，以承受燃气辐射加热的外表面为原点；T为温度，单位为K，它与坐标x和时间t相关；Tx＝L为与距外表面距离为L处的温度值，L为试验件厚度，Tm,L为试验件内表面的温度测量值；ρ为材料密度，单位为千克/立方米，c为材料比热容，单位为焦/(千克·K)，λ为材料导热系数，单位为瓦/(米·K)；Q为燃气辐射加热的热流，T0表示初始温度，取刚开始加热时试验件内表面的温度测量值；
步骤4，将x＝0.0018米处的温度计算值与测量值对比，如果二者相减的绝对值小于规定值，则得到t0+Δt时刻的x＝0处的热流正确值Q＝Qa；
步骤5，如果x＝0.0018米处的温度计算值与测量值的差大于规定值，则将Qa减小1％，否则将Qa增大1％，再重复第3～4步；
步骤6，由此得到t0+Δt时刻的x＝0处的热流值，以及x＝0～L范围内的所有温度值；
步骤7，依此类推，重复第2～6步，得到对应不同时间的x＝0处的热流值，这个热流值就是试验件表面吸收的辐射热流测量值；
步骤8，将x＝0处的热流值除以试验件表面黑漆的表面发射率，获得燃气对试验件表面的辐射热流。
2.根据权利要求1所述的获取方法，其特征在于，该试验件材料的密度、比热容、导热系数是各向同性并准确已知的。
3.根据权利要求2所述的获取方法，其特征在于，该试验件表面与喷管出口的相对位置关系由飞行器模型确定。
4.根据权利要求3所述的获取方法，其特征在于，所述试验件表面喷涂黑漆，黑漆表面发射率已知且厚度均匀，小于0.05毫米。
5.根据权利要求4所述的获取方法，其特征在于，所述试验件接收辐射能量的表面尺寸不小于8厘米乘以8厘米，厚度不大于2毫米。
6.根据权利要求5所述的获取方法，其特征在于，隔断试验件与支撑部件之间的三维热传导效应。
7.根据权利要求6所述的获取方法，其特征在于，采用热电偶测量试验件内表面的温度，热电偶布置在试验件内表面，温度测点数量至少为5个，其中，1个测点位于试验件内表面中心，2个测点位于试验件内表面中心两侧各1厘米处，1个测点位于试验件内表面距离靠近喷管的试验件边缘1厘米，1个测点位于试验件内表面距离远离喷管的试验件边缘1厘米。
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