CN110346406B - 高超声速飞行器热防护材料地面模拟试验系统及方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种高超声速飞行器热防护材料地面模拟试验系统及方法，本发明在地面试验过程中利用激光器对试件进行加热、对试件表面加载模拟气流、通过电子万能试验机对试件加载外力的方式，从而模拟评估高超声速飞行器热防护材料在真实环境下的材料力学性能，最终实现对高超声速飞行器材料与结构热防护性能的检验。该方法具有设备简单，试验成本低，升温速率快，测试温度高，适用范围广的特点。

Description

高超声速飞行器热防护材料地面模拟试验系统及方法
技术领域
本发明属于激光技术及应用领域，涉及一种模拟试验系统，尤其涉及一种利用高能连续激光模拟气动加热，表面气流模拟高速气流氧化和剥蚀，力学加载系统模拟气动载荷的高超声速飞行器热防护材料地面模拟试验系统及方法。
背景技术
高超声速飞行器再入过程中会承受剧烈的气动加热，热防护系统必不可少。在真正投入使用前，高超声速飞行器必须进行热防护与热结构试验考核。目前，通用的测试方法有三种：一是采用等离子体电弧风洞产生具有高焓、高热流、长时间的高压气流模拟气动加热的过程，如德国PWK等离子体风洞。但是该设备准备时间长、试验成本高、可靠性差，目标体积严重受限于风洞试验段函道的尺寸，不利于大量开展试验。二是燃气流风洞，即使用化学燃料的燃烧产物为工作介质的高速风洞，如美国NASA兰利空间研究中心的热结构风洞。这种模拟方法的优势是可以做全尺寸真实构件的环境性能试验，缺点是运行时间很短，且燃气成分与空气成分差别很大。三是辐射加热方法，即采用电感应加热或石英灯阵模拟气动加热，真空系统和供气系统模拟再入大气的气体环境(如气体压力和气体组分等)，如德国的I nduthern系统。该设备的优点是试件尺寸可以很大，试验成本低可以在短时间内进行多次试验，缺点是辐射加热试验中缺少了热气流的流动条件，不能真实地模拟再入环境的氧化烧蚀作用，且温度一般在1700℃以下。因此，需要有一种新的针对高超声速飞行器再入大气环境的材料热防护性能模拟试验系统弥补上述方法的不足。
发明内容
本发明的目的是提供一种利用激光加热、表面气流和力学加载装置相结合的高超声速飞行器热防护材料地面模拟试验系统及方法，通过激光光束控制、表面流场控制、力学加载控制的联合作用评估高超声速飞行器在气动加热环境下的材料力学性能，最终实现对高超声速飞行器材料与结构热防护性能的检验。该方法具有设备简单，试验成本低，升温速率快，测试温度高，适用范围广的特点。
本发明的技术解决方案是：
本发明提供了一种高超声速飞行器热防护材料地面模拟试验系统，
包括激光器、微透镜阵列、准直透镜、石墨光阑、热像仪、电子万能试验机、氧气储气瓶、氮气储气瓶、混合容器以及氧气流量控制阀、氮气流量控制阀、混合气体流量控制阀、气流喷管、皮托管以及气压表；
试件安装在电子万能试验机上；
激光器产生的激光光束依次经过微透镜阵列、准直透镜和石墨光阑后从石墨光阑小孔出射的激光光束对试件全覆盖；
热像仪用于监测试件在激光辐照下的温升；
氧气储气瓶与混合容器之间安装氧气流量控制阀；氮气储气瓶与混合容器之间安装氮气流量控制阀；
混合容器的出口连接气流喷管入口，气流喷管出口正对试件的一侧；混合气体流量控制阀安装在气流喷管上；
皮托管设置在气流喷管出口处，用于测量混合气流的速度，气压表安装在气流喷管与混合容器结合部位，用于测量混合容器中的气压。
进一步地，为了对试件表面产生的烧蚀产物进行吸收，上述系统还包括下吸装置；所述下吸装置安装在试件另一侧，其用于吸收试件表面产生的烧蚀产物。
进一步地，上述激光器为连续半导体激光器，功率范围为500W～2000W，且功率连续可调。
进一步地，上述微透镜阵列为两个，且规格相同；所述微透镜阵列的形状为正方形，尺寸为10mm×10mm，阵列规格为9×9，微透镜阵列上阵列的微透镜的尺寸为1015um的方形透镜，阵列间距15um，微透镜的曲率半径范围为50mm～120mm；所述准直透镜直径范围20mm～200mm。
进一步地，上述石墨光阑为中心带有小孔的正方形光阑，边长范围为30mm～1000mm；所述小孔形状为正方形，通孔边长范围为5mm～800mm。
进一步地，上述气流喷管截面的长度尺寸应略大于光斑边长，长度范围为30mm～1000mm。
基于上述系统架构的介绍，本发明还提出了基于该系统的高超声速飞行器材料热防护性能模拟试验方法，该方法通过以下试验步骤实现模拟：
模拟试验步骤A：采用激光辐照加热的方式，模拟飞行器表面气动加热效果；
具体实现步骤为：
A1、根据飞行器实际飞行场景中气动加热的热流密度计算地面模拟试验中激光到靶功率密度；
A2、基于步骤A1中计算得到的激光到靶功率密度调节激光器输出功率，使经过微透镜阵列匀化、准直透镜准直、石墨光阑限孔后的激光光斑以设定的到靶功率密度对试件进行辐照加热模拟；
模拟试验步骤B：模拟飞行器表面氧化反应过程；
具体实现步骤为：
B1、获取飞行器所在高空的氧气含量参数及大气密度；
B2、依据氧气流量相等的原则，计算地面模拟试验中从氧气储气瓶喷出的氧气流速；
B3、打开并控制氧气流量控制阀以及混合气体流量控制阀，使氧气以B2计算出的氧气流速通过气流喷管喷向试件，从而实现飞行器表面氧化反应过程的模拟；
模拟试验C：采用切向气流模拟高超声速气流流经飞行器件表面产生的气流剥蚀效果；
具体实现步骤为：
C1、根据高超声速飞行器飞行时当地气流速度的大小和当地大气密度，计算地面模拟试验中试件表面的切向气流流速和气流密度；
C2、调节氮气流量控制阀与混合气体流量控制阀，使混合容器出射的切向气流流速与切向气流密度达到C2中的计算值，实现对飞行器件表面产生的气流剥蚀效果的模拟；
模拟试验D：根据试件在实际应用场景中受力的不同，通过万能试验机的力学加载杆在激光辐照过程中对试件施加力学载荷，从而模拟飞行器表面受力环境。
进一步地，上述步骤A1中激光到靶功率密度计算公式如下：
Figure BDA0002095168960000051
式中a＝-0.9689×(5.626+3.2285×10-5h)
b＝-0.9793×(2.838+9.843×10-7h)
RN——飞行器驻点曲率半径(m)
h——飞行器的飞行高度(m)
v∞——飞行器的飞行速度(m/s)
qws—飞行器热流密度(KW/m2)
q—激光器中激光到靶功率密度
进一步地，上述步骤B2中氧气流速具体计算公式如下：
ηβν∞＝ν1S1/S2
式中，
η——飞行器飞行高度的大气密度与地面大气密度比值；
β——当地高空大气的氧含量；
ν1——氧气流速；
S1——氧气储气瓶与混合容器之间连接管道的横截面面积；
S2——气流喷管的横截面面积。
进一步地，上述步骤C1中飞行器飞行时当地气流速度和当地大气密度与地面模拟试验中需要提供的切向气流流速和密度根据平板边界层理论分析需满足以下关系式：
Cf0ρ0v0 2＝Cfρ∞v∞ 2
其中：ρ0、ρ∞分别为试件表面的切向气流密度及当地大气密度；
v0、v∞分别为试件表面的切向气流速度及当地气流速度；
实际操作中，v0通过皮托管测得；
切向气流密度ρ0的需满足以下关系：
Figure BDA0002095168960000061
氧气与氮气混合前内部气压为P0，P0通过气压表测得，P为当地大气气压，ρ为当地空气密度；
实验前调节切向气流的密度与速度，可模拟高超声速切向气流对材料的热烧蚀；
Cf0、Cf分别为试件表面的平均表面摩擦阻力系数及高空中飞行器表面摩擦阻力系数；
对于高超声速飞行器，其平均表面摩擦阻力系数与局部表面摩擦阻力系数相近，有：
Cf≈cf＝0.0576/(Rex)0.2；
Figure BDA0002095168960000062
其中：Rex为当地雷诺数，x为飞行器考察点距流动起点的长度，μ为动力粘度；
对于地面等效试验，其平均表面摩擦阻力系数为：
Figure BDA0002095168960000071
Figure BDA0002095168960000072
其中：Re为流动雷诺数，L为试件长度。
本发明的有益效果是：
1、本发明采用激光器、氧气和氮气的混合气体喷注装置以及力加载机构组合构成一个地面模拟系统实现了对飞行器再入大气环境下材料热防护性能，避免了现有风洞试验准备时间长、试验成本高、可靠性差以及传统辐射加热方法不能真实模拟再入环境下气流氧化烧蚀的缺点。
2、本发明采用激光辐照对试件表面加热、氧气气流和氮氧混合气体对喷射切向气流以及力加载机构作用于试件上，可以实现对高超声速飞行器再入大气环境的材料热防护性能的地面模拟，且具有成本低、试验时间长、升温速率高、试验效率高以及试验效果准确的优点。
附图说明
图1是模拟试验系统的俯视图；
图2是模拟试验系统的正视图；
图3是石墨光阑的结构图；
附图标记如下：
1-激光器、2-激光光束、3-微透镜阵列、301-第一微透镜阵列、302-第二微透镜阵列、4-准直透镜、5-石墨光阑、6-热像仪、7-电子万能试验机、8-试件、9-下吸装置、10-氧气储气瓶、11-氮气储气瓶、12-混合容器、13-氧气流量控制阀、14-氮气流量控制阀、15-混合气体流量控制阀、16-气流喷管、17-皮托管、18-气压表、19-力学加载杆。
具体实施方式
以下结合附图及具体实施例对本发明做进一步的描述。以下结合附图对本发明的优选实施例进行说明，应当理解，此处所描述的优选实施例仅用于说明和解释本发明，并不用于限定本发明。
实施例
参见图1与图2，一种高超声速飞行器热防护材料地面模拟试验系统，包括激光器1、激光光束2、微透镜阵列3、准直透镜4、石墨光阑5、热像仪6、电子万能试验机7、试件8、下吸装置9、氧气储气瓶10、氮气储气瓶11、混合容器12、氧气流量控制阀13、氮气流量控制阀14、混合气体流量控制阀15、气流喷管16、皮托管17、气压表18以及力学加载杆19；
试件8安装在电子万能试验机7上；
激光器1产生的激光光束2依次经过微透镜阵列3、准直透镜4和石墨光阑5后从石墨光阑5小孔出射的激光光束对试件8全覆盖；
热像仪6用于监测试件8在激光辐照下的温升；
氧气储气瓶10与混合容器12之间安装氧气流量控制阀13；氮气储气瓶11与混合容器12之间安装氮气流量控制阀14；
混合容器12的出口连接气流喷管16入口，气流喷管16出口正对试件的一侧；混合气体流量控制阀15以及气压表18安装在气流喷管16上，皮托管17设置在气流喷管16出口处，用于测量混合气体的速度，下吸装置9安装在试件8另一侧，其用于吸收试件8表面产生的烧蚀产物；
下面对该实施例1中所使用的一些主要零部件进行说明
激光器1为连续半导体激光器，功率范围为500W～2000W，且功率连续可调。
微透镜阵列3的数量为两个且规格相同，分别为第一微透镜阵列301和第二微透镜阵列302，形状为正方形，尺寸10mm×10mm；阵列规格为9×9，微透镜阵列3上阵列的微透镜的尺寸为1015um的方形透镜，阵列间距15um，微透镜的曲率半径范围为50mm～120mm；
准直透镜4直径范围20mm～200mm，焦距范围0.2m～5m；
所述石墨光阑5为中心带有小孔的正方形光阑，边长范围为30mm～1000mm；所述小孔形状为正方形，通孔边长范围为5mm～800mm。
热像仪6用于记录试件表面随激光加热的升温。
气流喷管16截面的长度尺寸应略大于光斑边长，长度范围为30mm～1000mm。
试件8形状为长条状，长150mm—250mm，宽1—10mm，厚0.5mm～1mm。推荐试件厚度0.5mm。
基于上述实施例系统架构及主要零件的介绍，现对采用系统进行模拟试验的方法进行详述：
该方法包括以下四个步骤：
步骤A：采用激光辐照加热的方式，模拟飞行器表面气动加热效果；
步骤A1、根据飞行器实际飞行场景中气动加热的热流密度计算地面模拟试验中激光到靶功率密度；
激光到靶功率密度计算公式如下：
Figure BDA0002095168960000101
式中a＝-0.9689×(5.626+3.2285×10-5h)
b＝-0.9793×(2.838+9.843×10-7h)；
RN——飞行器驻点曲率半径m；
h——飞行器的飞行高度m；
v∞——飞行器的飞行速度m/s；
qws—飞行器热流密度KW/m2；
q—激光器中激光到靶功率密度。
步骤A2、激光辐照加热前，对试件8进行表面黑化处理，使试件对激光的吸收率处于近似全吸收。基于步骤A1中计算得到的激光到靶功率密度调节激光器输出功率，激光光束2依次经过第一微透镜阵列301、第二微透镜阵列302、透镜4和石墨光阑5；从石墨光阑5出来的激光光束2辐照到试件8的表面，实现对试件的均匀加热，实现辐照加热模拟。
步骤B、模拟飞行器表面氧化反应过程，主要通过氧气储气瓶10的流量控制实现。
步骤B1、获取飞行器所在高空的氧气含量参数及大气密度；
步骤B2、依据氧气流量相等的原则，计算地面模拟试验中从氧气储气瓶10喷出的氧气流速；
氧气流速的具体计算公式如下：
ηoβν∞＝ν3S1/S2
式中，
ηo——飞行器飞行高度的大气密度与地面大气密度比值；
β——当地高空大气的氧含量；
ν3——氧气流速；
S1——氧气储气瓶10与混合容器12之间连接管道的横截面面积；
S2——气流喷管16的横截面面积。
步骤B3、打开并控制氧气流量控制阀13以及混合气体流量控制阀15，使氧气以步骤B2计算出的氧气流速通过气流喷管16喷向试件，从而实现飞行器表面氧化反应过程的模拟；
步骤C：采用切向气流模拟高超声速气流流经飞行器件表面产生的气流剥蚀效果；
步骤C1、根据高超声速飞行器飞行时当地气流速度的大小和当地大气密度，计算地面模拟试验中试件表面的切向气流流速和气流密度；
飞行器飞行时当地气流速度和当地大气密度与地面模拟试验中需要提供的切向气流流速和密度根据平板边界层理论分析需满足以下关系式：
Cf0ρ0v0 2＝Cfρ∞v∞ 2
其中：ρ0、ρ∞分别为试件表面的切向气流密度及当地大气密度；
v0、v∞分别为试件表面的切向气流速度及当地气流速度，v0通过皮托管17测得；
切向气流密度ρ0的需满足以下关系：
Figure BDA0002095168960000111
氧气与氮气混合前内部气压为P0，P0通过气压表18测得，P为当地大气气压，ρ为空气密度；
Cf0、Cf分别为试件表面的平均表面摩擦阻力系数及高空中飞行器平均表面摩擦阻力系数；
对于高超声速飞行器，其平均表面摩擦阻力系数与局部表面摩擦阻力系数相近，有：
Cf≈cf＝0.0576/(Rex)0.2；
Figure BDA0002095168960000121
其中：Rex为当地雷诺数，x为飞行器考察点距流动起点的长度，μ为动力粘度；
对于地面等效试验，其平均表面摩擦阻力系数为：
Figure BDA0002095168960000122
Figure BDA0002095168960000123
其中：Re为流动雷诺数，L为试件长度。
步骤C2、调节氮气流量控制阀14与混合气体流量控制阀15，使混合容器12出射的切向气流流速与切向气流密度达到C2中的计算值，实现对飞行器件表面产生的气流剥蚀效果的模拟；
步骤D、气动载荷模拟。根据试件在实际应用场景中受力的不同，通过万能试验机的力学加载杆在激光辐照过程中通过力学加载杆19对试件施加力学载荷，从而模拟飞行器表面受力拉、压、弯、剪环境。

Claims (9)

1.一种高超声速飞行器热防护材料地面模拟试验方法，其特征在于，采用的试验系统包括激光器(1)、微透镜阵列(3)、准直透镜(4)、石墨光阑(5)、热像仪(6)、电子万能试验机(7)、氧气储气瓶(10)、氮气储气瓶(11)、混合容器(12)、氧气流量控制阀(13)、氮气流量控制阀(14)、混合气体流量控制阀(15)、气流喷管(16)、皮托管(17)、气压表(18)以及力学加载杆(19)；
试件(8)安装在电子万能试验机(7)上；
激光器(1)产生的激光光束(2)依次经过微透镜阵列(3)、准直透镜(4)和石墨光阑(5)后从石墨光阑(5)小孔出射的激光光束对试件(8)全覆盖；
热像仪(6)用于监测试件(8)在激光辐照下的温升；
氧气储气瓶(10)与混合容器(12)之间安装氧气流量控制阀(13)；氮气储气瓶(11)与混合容器(12)之间安装氮气流量控制阀(14)；
混合容器(12)的出口连接气流喷管(16)入口，气流喷管(16)出口正对试件的一侧；混合气体流量控制阀(15)安装在气流喷管(16)上；
皮托管(17)设置在气流喷管(16)出口处，用于测量混合气体的速度，气压表(18)安装在混合容器(12)与气流喷管(16)的结合部位，用于测量混合容器(12)中的气压，
用于实现以下四个模拟试验步骤：
模拟试验步骤A：采用激光辐照加热的方式，模拟飞行器表面气动加热效果；
具体实现步骤为：
A1、根据飞行器实际飞行场景中气动加热的热流密度计算地面模拟试验中需要的激光到靶功率密度；
A2、基于步骤A1中计算得到的激光到靶功率密度调节激光器输出功率，使经过微透镜阵列匀化、准直透镜准直、石墨光阑限孔后的激光光斑以设定的到靶功率密度对试件进行辐照加热模拟；
模拟试验步骤B：模拟飞行器表面氧化反应过程；
具体实现步骤为：
B1、获取飞行器所在高空的氧气含量参数及大气密度；
B2、依据氧气流量相等的原则，计算地面模拟试验中从氧气储气瓶(10)喷出的氧气流速；
B3、打开并控制氧气流量控制阀(13)以及混合气体流量控制阀(15)，使氧气以B2计算出的氧气流速通过气流喷管(16)喷向试件，从而实现飞行器表面氧化反应过程的模拟；
模拟试验C：采用切向气流模拟高超声速气流流经飞行器件表面产生的气流剥蚀效果；
具体实现步骤为：
C1、根据高超声速飞行器飞行时当地气流速度的大小和当地大气密度，计算地面模拟试验中试件表面的切向气流流速和气流密度；
C2、调节氮气流量控制阀(14)与混合气体流量控制阀(15)，使混合容器(12)出射的切向气流流速与切向气流密度达到C2中的计算值，实现对飞行器件表面产生的气流剥蚀效果的模拟；
模拟试验D：根据试件在实际应用场景中受力的不同，通过万能试验机的力学加载杆(19)在激光辐照过程中对试件施加力学载荷，从而模拟飞行器表面受力环境。
2.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器材料热防护性能模拟试验方法，其特征在于：所述步骤A1中激光到靶功率密度计算公式如下：
Figure FDA0003213150940000031
式中a＝-0.9689×(5.626+3.2285×10-5h)
b＝-0.9793×(2.838+9.843×10-7h)；
RN——飞行器驻点曲率半径m；
h——飞行器的飞行高度m；
v∞——飞行器的飞行速度m/s；
qws—飞行器热流密度kW/m2；
q—激光器中激光到靶功率密度kW/m2。
3.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器热防护材料地面模拟试验方法，其特征在于：所述步骤B2中氧气流速的具体计算公式如下：
ηβν∞＝ν1S1/S2
式中，
η——飞行器飞行高度的大气密度与地面大气密度比值；
β——当地高空大气的氧含量；
ν1——氧气流速；
S1——氧气储气瓶(10)与混合容器(12)之间连接管道的横截面面积；
S2——气流喷管(16)的横截面面积。
4.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器材料热防护性能模拟试验方法，其特征在于：所述步骤C1中飞行器飞行时当地气流速度和当地大气密度与地面模拟试验中需要提供的切向气流流速和密度根据平板边界层理论分析需满足以下关系式：
Figure FDA0003213150940000041
其中：ρ0、ρ∞分别为试件表面的切向气流密度及当地大气密度；
v0、v∞分别为试件表面的切向气流速度及当地气流速度，v0通过皮托管(17)测得；
切向气流密度ρ0需满足以下关系：
Figure FDA0003213150940000042
氧气与氮气混合前内部气压为P0，P0通过气压表(18)测得，P为当地大气气压，ρ为空气密度；
Cf0、Cf分别为试件表面的平均表面摩擦阻力系数及高空中飞行器表面平均摩擦阻力系数；
对于高超声速飞行器，其平均表面摩擦阻力系数与局部表面摩擦阻力系数相近，有：
Cf≈cf＝0.0576/(Rex)0.2；
Figure FDA0003213150940000051
其中：Rex为当地雷诺数，x为飞行器考察点距流动起点的长度，μ为动力粘度；
对于地面等效试验，其平均表面摩擦阻力系数为：
Figure FDA0003213150940000052
Figure FDA0003213150940000053
其中：Re为流动雷诺数，L为试件长度。
5.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器热防护材料地面模拟试验方法，其特征在于：还包括下吸装置(9)；所述下吸装置(9)安装在试件(8)另一侧，其用于吸收试件(8)表面产生的烧蚀产物。
6.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器热防护材料地面模拟试验方法，其特征在于：激光器(1)为连续半导体激光器，功率范围为500W～2000W，且功率连续可调。
7.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器热防护材料地面模拟试验方法，其特征在于：所述微透镜阵列(3)为两个，且规格相同；所述微透镜阵列(3)的形状为正方形，尺寸为10mm×10mm，阵列规格为9×9，微透镜阵列(3)上阵列的微透镜的尺寸为1015um的方形透镜，阵列间距15um，微透镜的曲率半径范围为50mm～120mm；所述准直透镜(4)直径范围20mm～200mm。
8.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器热防护材料地面模拟试验方法，其特征在于：所述石墨光阑(5)为中心带有小孔的正方形光阑，边长范围为30mm～1000mm；所述小孔形状为正方形，通孔边长范围为5mm～800mm。
9.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器热防护材料地面模拟试验方法，其特征在于：气流喷管(16)截面的长度尺寸应略大于光斑边长，长度范围为30mm～1000mm。
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