CN109029907B - 一种气动热环境试验模拟条件的参数相似方法 - Google Patents

一种气动热环境试验模拟条件的参数相似方法 Download PDF

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Abstract

本发明属于航空航天技术领域，涉及到一种气动热环境试验模拟条件的参数相似方法。针对气动热环境模拟试验中要求同时满足恢复焓和冷壁热流相等的条件，提出了不需要恢复焓相等也能够保证地面试验参数与飞行参数相似的方法，解决了现阶段试验模拟方法中依赖恢复焓相等、难以准确模拟真实气动热环境的问题，为防/隔热材料在高温气动热环境下的传热和烧蚀试验研究提供保障。本发明的效果和益处是，试验条件不受恢复焓数值的影响；根据本方法，大多数试验设备都可以模拟高焓的气动热环境；为高焓风洞试验提供了新的参数调节思路，拓宽了试验模拟条件。

Description

一种气动热环境试验模拟条件的参数相似方法
技术领域
本发明属于航空航天技术领域，涉及到防/隔热材料气动热环境的试验模拟方法，特别涉及到难以保证恢复焓和冷壁热流同时相等时，高温气动热环境模拟试验条件的参数相似方法。
背景技术
飞行器在超声速飞行和高超声速飞行时会面临极其恶劣的气动热环境，受到强烈的气动热和气动力作用。为了研究飞行器外防热结构在复杂气动热环境下的工作状态，需要通过地面试验对飞行器所处的真实气动热环境进行模拟试验，并考核热防护结构材料的性能指标，从而确保飞行器安全可靠工作。通过地面试验模拟真实飞行状态时，保证地面试验参数与飞行状态参数相似是其基本原则。
模拟飞行气动热环境的地面试验设备主要有电弧风洞、燃气流装置、氧乙炔烧蚀机和热辐射装置等，常用的试验模拟相似参数主要包括恢复焓、冷壁热流，以及表面温度等。
在这些地面模拟试验设备中，试验参数最接近飞行状态的就是电弧风洞。它可以同时模拟飞行状态的气流恢复焓、冷壁热流、参考压力等参数，是目前气动热环境模拟试验中最可靠的方法。但是，电弧风洞准确模拟飞行状态参数的前提是保证气流恢复焓和冷壁热流同时相等；对于电弧风洞来说，其模拟参数也有一定的范围，不可能通过一套设备满足所有飞行热环境模拟的要求。另外，电弧风洞试验成本很高、试验周期较长、单次运行时间短，不利于外防热结构的研究。
其他燃气流试验装置和氧乙炔烧蚀试验机都是通过高温燃烧的气体来加热试验件，从而模拟飞行热环境。例如对于燃烧式风洞，其气流恢复焓受到燃烧总温的限制，一般不会超过4000kJ/kg，所以通常只能模拟恢复焓小于4000kJ/kg时的飞行状态，试验时同样需要保证恢复焓和冷壁热流与飞行状态的参数对应相等。而对于氧乙炔烧蚀机这类试验模拟装置，则是单纯以冷壁热流作为相似参数，即在地面试验中保证燃气对试件的冷壁热流与飞行状态下的冷壁热流相等。这种参数相似方法因为只考虑冷壁热流而忽略了恢复焓等参数的作用，所以会与飞行状态有较大的偏差。
利用热辐射进行气动热环境地面模拟的装置主要是通过石英灯产生的辐射热流来加热结构件壁面。这种方式是以辐射热流代表冷壁热流，以表面温度作为衡量是否达到试验要求的参考值。
综上所述，目前进行高超声速气动热环境模拟的地面试验装置一般采用冷壁热流和恢复焓这两个参数作为相似参数；对高于4000kJ/kg的恢复焓值，只能通过电弧风洞进行模拟试验，但是这种试验成本很高；对于低于4000kJ/kg的恢复焓值，可以采用燃烧式风洞进行模拟试验；其他的试验装置只模拟冷壁热流而不考虑恢复焓的作用，与飞行状态偏差较大。
发明内容
本发明针对气动热环境模拟试验中要求同时满足恢复焓和冷壁热流相等的条件，提出了不需要恢复焓相等也能够保证地面试验参数与飞行参数相似的方法，为气动热环境的模拟试验提供新的参数调节思路，拓宽了试验模拟条件；解决了现阶段试验模拟方法中依赖恢复焓相等、难以准确模拟真实气动热环境的问题，为防/隔热材料在高温气动热环境下的传热和烧蚀试验研究提供保障。
本发明的技术方案：
一种气动热环境试验模拟条件的参数相似方法，步骤如下：
(1)假定飞行状态的来流温度为T∞，马赫数为Ma∞，空气的比热比为γ；计算气流的恢复温度
Figure BDA0001734530630000031
式中r为温度恢复系数，取值范围为0.88～0.92；气流的恢复焓
Figure BDA0001734530630000032
式中cp为空气的定压比热，T表示温度；
(2)根据飞行器结构特点和气动热工程算法，计算飞行器结构表面的对流换热系数α1，针对平板表面的湍流流动状态，对流换热系数
α1＝0.0296(Re1 *)-1/2(Pr1 *)-2/3(ρυ)∞cp,
式中
Figure BDA0001734530630000033
为参考温度下来流的雷诺数，
Figure BDA0001734530630000034
为参考温度下来流的普朗特数，(ρυ)∞为来流的动量；其他几何结构表面的对流换热系数计算公式与此略有不同，参考相关气动热工程算法；
(3)根据步骤(2)得到的对流换热系数计算冷壁热流
q01＝α1(Tr1-T0),
其中，T0为冷壁温度，T0＝300K；
(4)采用计算传热学的方法计算飞行器结构材料在步骤(3)确定的冷壁热流条件下的壁面温度Tw1；
(5)当试验设备的气流恢复焓hr2小于飞行状态的恢复焓hr1时，根据试验设备的几何结构和来流条件，假定初始气流总温
Figure BDA0001734530630000035
采用计算流体力学的方法计算试验中试件表面的对流换热系数α2；
(6)令试件表面温度Tw2＝Tw1，并根据步骤(5)计算的对流换热系数α2来调节试验气流的恢复温度：
Figure BDA0001734530630000036
计算气流总温
Figure BDA0001734530630000037
其中r2为试验状态的温度恢复系数；将
Figure BDA0001734530630000038
代入到步骤(5)，重复进行步骤(5)～(6)步计算，直到Tr2和α2趋于稳定后进行下一步；
(7)确定试验状态的冷壁热流
Figure BDA0001734530630000041
基于试验模拟的热壁热流q2＝α2(Tr2-Tw2)与飞行状态的热壁热流q1＝α1(Tr1-Tw1)相等，并且在冷壁热流计算时假设对流换热系数不变，从而得出步骤(7)所确定的冷壁热流。
依据上述步骤所确定的试验参数只有燃气总温和冷壁热流，不包括恢复焓。因为地面试验状态下的对流换热系数α2远大于飞行状态下的对流换热系数α1，所以第(6)步得到的试验状态的恢复温度Tr2只是略大于表面温度Tw1；因试验燃气总温
Figure BDA0001734530630000042
且r2的取值范围为0.88～0.92，所以试验所要求的燃气总温也只是略高于Tw1。对于多数材料来说，其最高允许温度一般小于2200℃，故燃气总温不会超过3000℃，这是大多数试验设备都能够满足的。
本发明的效果和益处，试验条件不受恢复焓数值的影响；根据本方法，大多数试验设备都可以模拟高焓的气动热环境；为高焓风洞试验提供了新的参数调节思路，拓宽了试验模拟条件。
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：模拟某飞行器在75km高空、马赫数为10Ma飞行时所面临高焓值、低热流的气动热环境。
(1)查阅大气参数表，75km高空的气流温度T∞＝208.399K，密度ρ＝3.992×10-5kg/m3。根据马赫数Ma∞＝10，空气的比热比γ＝1.4，温度恢复系数r＝0.89，计算气流的恢复温度
Figure BDA0001734530630000051
气流的恢复焓
Figure BDA0001734530630000052
(2)计算飞行状态下飞行器结构表面的对流换热系数
α1＝0.0296(Re1 *)-1/2(Pr1 *)-2/3(ρυ)∞cp＝2.8W/m2·K.
(3)计算冷壁热流q01＝α1(Tr1-T0)＝9.69kW/m2。
(4)通过传热计算得到飞行器结构材料的壁面温度Tw1＝638K。
(5)假定气流总温
Figure BDA0001734530630000053
采用计算流体力学的方法计算试验中试件表面的对流换热系数α2＝50W/m2·K。
(6)令试件表面温度Tw2＝Tw1＝638K，试验状态的温度恢复系数r2＝0.9，根据对流换热系数α2调节试验气流的恢复温度：
Figure BDA0001734530630000054
计算气流总温
Figure BDA0001734530630000055
改变
Figure BDA0001734530630000056
并重复进行(5)～(6)步计算，直到Tr2和α2稳定，此时Tr2＝698.5K，α2＝160W/m2·K，
Figure BDA0001734530630000057
(7)确定试验状态的冷壁热流
Figure BDA0001734530630000058

Claims (1)

1.一种气动热环境试验模拟条件的参数相似方法，其特征在于，步骤如下：
(1)假定飞行状态的来流温度为T∞，马赫数为Ma∞，空气的比热比为γ；计算气流的恢复温度
Figure FDA0002344289260000011
式中r为温度恢复系数，取值范围为0.88～0.92；气流的恢复焓
Figure FDA0002344289260000012
式中cp为空气的定压比热，T表示温度；
(2)根据飞行器结构特点和气动热工程算法，计算飞行器结构表面的对流换热系数α1，针对平板表面的湍流流动状态，对流换热系数
α1＝0.0296(Re1 *)-1/2(Pr1 *)-2/3(ρv)∞cp,
式中
Figure FDA0002344289260000013
为参考温度下来流的雷诺数，
Figure FDA0002344289260000014
为参考温度下来流的普朗特数，(ρv)∞为来流的动量；
(3)根据步骤(2)得到的对流换热系数计算冷壁热流
q01＝α1(Tr1-T0),
其中，T0为冷壁温度，T0＝300K；
(4)采用计算传热学的方法计算飞行器结构材料在步骤(3)确定的冷壁热流条件下的壁面温度Tw1；
(5)当试验设备的气流恢复焓hr2小于飞行状态的恢复焓hr1时，根据试验设备的几何结构和来流条件，假定初始气流总温
Figure FDA0002344289260000015
采用计算流体力学的方法计算试验中试件表面的对流换热系数α2；
(6)令试件表面温度Tw2＝Tw1，并根据步骤(5)计算的对流换热系数α2来调节试验气流的恢复温度：
Figure FDA0002344289260000016
计算气流总温
Figure FDA0002344289260000017
其中r2为试验状态的温度恢复系数；将
Figure FDA0002344289260000018
代入到步骤(5)，重复进行步骤(5)～(6)步计算，直到Tr2和α2趋于稳定后进行下一步；
(7)确定试验状态的冷壁热流
Figure FDA0002344289260000021
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