CN111879443A - 火箭发动机内气-液两相热流密度测量工装 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种火箭发动机内气‑液两相热流密度测量工装，该测量工装包括测温基体材料和周向绝热材料，测温基体材料嵌入到周向绝热材料内；在测温基体材料内预埋多个热电偶作为测点，热电偶的埋设方向垂直于火箭发动机内气流传热方向，相邻热电偶相向错开布设且等间隔，所有热电偶的工作端处在一条直线上。本发明基于集总电容思路，设计了一种用于动态实时测量固体火箭发动机内部气‑液两相热流密度的测量工装，将测温基体材料嵌入到周向绝热材料内，在测温基体材料内预埋多个热电偶作为测点，将其用在火箭发动机内颗粒冲刷或沉积位置处，可以实现在发动机高温高压等残酷恶劣环境中长时间生存的目的。

Description

火箭发动机内气-液两相热流密度测量工装

技术领域

本发明涉及热流测量技术，具体涉及一种测量火箭发动机内气- 液两相热流密度的工装。

背景技术

固体火箭发动机在工作过程中，推进剂的剧烈燃烧将产生 2500-3900K的高温、高速燃气流，高温燃气产生的热流严重烧蚀着发动机的热防护材料。同时，燃烧产物中的凝相粒子将会对喷管潜入段及收敛段造成严重的侵蚀和冲刷，从而大幅度增加发动机的热载荷。为了保证火箭发动机在恶略的热环境条件下能够维持正常工作，以及航天器在上升段和再入段过程中不会由于外部的加热环境而烧毁，因此需要采用各种热防护材料来吸收和耗散各种加热作用。作为固体火箭发动机热防护的根源问题之一，热流测量是掌握壁面热环境的常用手段。

目前的热流测量技术常用一维传热的假设，热量沿壁面法向或者壁面方向传递。根据傅里叶定律，热量沿壁面方向传递时，在壁面会存在温度梯度，因此无法研究壁面温度对热流的影响。沿法向传递的热流测量技术包括瞬态测量技术和稳态测量技术。对于长时间、高热流的试验测量，瞬态测量技术不能适用。沿法向传递的稳态热流测量技术分为两类:1)基于能量平衡原理的水卡量热计，其响应时间取通常从几秒到几十秒，不能满足快速响应的要求。2)热阻式热流传感器，通常在非金属热阻层两侧形成热电偶接点，同时测得表面温度和热流。但非金属热阻层与金属水冷或热沉结构连接时会存在明显接触热阻，在长时间试验中测量兆瓦平方米级热流时，不适于兆瓦平方米级热流与长时间的试验。

国内一些研究学者，基于热阻式热流测试原理，对长时间试验中的温度和热流测量进行了探索。

哈尔滨工业大学刘林华等对一维半透明平板内辐射、导热及边界耦合对流换热过程进行了研究，提出了一种由一侧边界出射辐射强度反演另一侧边界入射辐射热流密度的方法。Shuai Y等采用MCM(蒙特卡罗法)对球形吸热腔的辐射热属性进行了研究，给出了焦面热流密度的分布规律。陈则韶等介绍了集总热熔式瞬态辐射热流计，一般辐射式热流计采用热平衡法设计，不能使用于测量变化的热流，集总热式热流计由表面涂黑的薄铜片作热流计的侧头，铜片背面绝热，受测头热熔影响，其动态响应特性也比较差，因此可测瞬态热辐射热流密度。

综上所述，国内外均在热流计的设计与热流的测量方面开展了相关研究工作，但对于固体火箭发动机内高温高压等残酷环境涉及较少，且测试手段差异较大，影响因素考虑较少，导致结论差异较大。

发明内容

针对现有技术存在的不足，本发明的目的在于，提供一种用于动态实时测量固体火箭发动机工作过程中，气-液两相冲刷环境下热流密度的测量工装，特别针对由于气-液两相流动聚集所导致的过载、沉积等条件下热流密度的测量。

为了解决上述技术问题，本发明采用如下技术方案予以实现：

一种火箭发动机内气-液两相热流密度测量工装，该测量工装包括测温基体材料和周向绝热材料，测温基体材料嵌入到周向绝热材料内；

在测温基体材料内预埋多个热电偶作为测点，热电偶的埋设方向垂直于火箭发动机内气流传热方向，相邻热电偶相向错开布设且等间隔，所有热电偶的工作端处在一条直线上。

优选的，距离测温基体材料表面距离最近的测点距离测温基体材料表面1-6mm。

需要强调的是，所述测量工装设置在火箭发动机内颗粒冲刷或沉积位置处。

具体的，测温基体材料外周设置有环氧树脂胶粘结层，周向绝热材料中心开孔使得测温基体材料过盈嵌入，热电偶的导线顺着测温基体材料内壁布设，最后通过火箭发动机内颗粒冲刷或沉积位置处的密封塞引出。

优选的，测温基体材料采用石墨；周向绝热材料采用EPDM绝热材料；热电偶采用细丝型K型热电偶。

上述火箭发动机内气-液两相热流密度测量工装，实时测得N个热电偶的温度响应值之后，N为自然数，按照下述方法，求得实时热流密度；

利用热电偶的温度响应值求得热流密度：

q_M表示M时间步长的热流密度，q^*为预估热流密度值，通过M-1 时间步长的热流值计算，Y_k,M为第k个节点M时间步长下的温度响应值，由热电偶读数得到，

表示第k个节点M时间步长下的预估温度值，是一个假设值，反衍推导得到，X_k表示第k个测点的敏感系数，X_k的取值介于0-1。

本发明与现有技术相比，具有如下技术效果：

1、本发明基于集总电容思路，设计了一种用于动态实时测量固体火箭发动机内部气-液两相热流密度的测量工装，将测温基体材料嵌入到周向绝热材料内，在测温基体材料内预埋多个热电偶作为测点，将其用在火箭发动机内颗粒冲刷或沉积位置处，可以实现在发动机高温高压等残酷恶劣环境中长时间生存的目的。

2、该装置通过使用耐高温金属量热体，并在其内部预埋热电偶的热流测量手段，可以避免由于材料热解、烧蚀带来的测量误差，同时。规避了利用Gordan热流计易损坏的缺点，同时结构简单，安装。使用方便。

3、通过对颗粒热流与壁面温度测量，可以计算得到热流密度值，为数值计算中热边界条件的建立提供了实验依据，从而方便了绝热层烧蚀机理的研究。

附图说明

图1是本发明测量工装示意图。

图2是本发明测量工装装配示意图。

图3(a)是本发明实验一5个测点的温度响应曲线，(b)是本发明实验二5个测点的温度响应曲线。

图4是本发明实验一和实验二测得的热流密度曲线图。

图中，1为石墨量热体，2为绝热材料，3为热电偶，4为四氟塞， 5为热电偶安装孔。

以下结合实施例对本发明的具体内容作进一步详细解释说明。

具体实施方式

以下给出本发明的具体实施例，需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本发明的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当清楚，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员己知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任向具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

在本发明的描述中，需要理解的是，方位词如“前、后、上、下、左、右”、“横向、竖向、垂直、水平”和“顶、底”等所指示的方位或位置关系通常是基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，在未作相反说明的情况下，这些方位词并不指示和暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位或者以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制：方位词“内、外”是指相对于各部件本身的轮廓的内外。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”、“周向的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其位器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

本发明所述热电偶，是温度测量仪表中常用的测温元件，它直接测量温度，并把温度信号转换成热电动势信号，通过电气仪表(二次仪表)转换成被测介质的温度，通常由热电极、绝缘套保护管和接线盒等主要部分组成，通常和显示仪表、记录仪表及电子调节器配套使用，直接用作测量介质温度的一端叫做工作端(也称为测量端)，另一端叫做冷端(也称为补偿端)；冷端与显示仪表或配套仪表连接，显示仪表会指出热电偶所产生的热电势。

本发明测量工装零部件的选择，遵循以下原则：

1、测温基体材料选择

在设计测温组件时首先面临是的是量热体材质的选择。根据本发明基于集总电容法的设计原理，量热体与测温元件的热扩散系数差别不能太大，如果测温元件的热扩散系数很大，而量热体的很低，测温元件就会对测点附近的传热产生较大的干扰，从而给热流反演计算引入较大误差。此外，量热体的物理化学性质要比较稳定，高温条件下物性参数不能有太大变化，也不能因为热分解或者化学反应产生较大的吸热或者放热。绝热材料属于炭化材料，受热会发生热分解和炭化，热分解吸热会对测温产生很大影响，炭化后的密度、导热系数等参数会发生很大变化，而且炭化后测温元件的接触状态也会发生变化，加上绝热材料的热扩散系数与测温元件差别很大，因此不适合作为量热体。而石墨属于非炭化材料，物理化学性质比较稳定，具有耐高温、抗烧蚀的优点，是比较适合作为量热体。

2、测温基体材料周向绝热设计

采用导热反问题计算方法进行热流反演是基于准一维的假设，量热体侧壁面的传热会对测量结果带来较大误差。本发明将石墨量热体嵌入到一个整体的EPDM绝热材料中，最大限度的减少了侧向导热带来的影响。

3、热电偶的选取

选择什么样的测温元件对于整个测温过程来说也很关键。从对导热反问题计算原理的分析可以知道，测温的响应速率对于最终的结果有较大影响，因此要求测温元件具有较高的温度响应速率。此外由于固体发动机内，气-液两相冲刷热流密度比较大，而量热体的热扩散系数又比较高，因此越靠近量热体表面的测点温度就会越高，这就要求测温元件要具有较大的量程。因此，本实验选用温度响应特性比较好的细丝型K热电偶作为测温元件，在保障热电偶稳定可靠工作的前提下，尽量减小热电偶测点的尺寸。安装过程中使用耐高温的热缩管包覆以防止热电偶丝间或者与石墨量热体发生短路。

4、热电偶测点排布设计

从导热反问题计算理论上讲，只要在量热体内布置一个测点，就能反演计算出表面热流，但是由导热反问题计算敏感性分析可知，计算结果的准确性对实验测量误差的敏感度较大。同时考虑到由温度测量、热损失和物性参数差异等引出的测量误差，可能会导致最终反演计算得到热流误差非常大。因此通常研究者采用布置多温度测点的设计形式，本发明布置5个测点。另外测点的位置也对测量结果有一定影响，如果测点离表面距离太远，工作时间内温度响应可能很小，因此测点布置应在温度响应不超过热电偶量程条件下，尽可能靠近测温表面。同时，热电偶采用等间隔布置方式，这样可以简化后期热流反演的计算量，最终确定的测点位置如图1所示。

5、热电偶安装方式设计

热电偶的安装方式也对测量结果有一定影响。如果沿纵向(传热方向)布置，安装后热电偶测点的纵向位置可能无法精确保证，而且热电偶会带来导热损失，因此本发明采用了横向布置方式如图 1。这种布置方式测点的纵向位置受孔径限制，加工的时候孔径可以做得比较小，这样测点的纵向位置可以得到较为精确的保证，也能够避免由于发动机工作时的震动造成的纵向位置偏差。另外热电偶是沿接近等温线的方向布置的，可以大大减少导热损失。在石墨量热体测孔中安装热电偶后，使用石墨粉对测孔中的间隙进行了填充，以降低微小空腔对量热体传热的影响，减少热流反演的误差。

最终，通过本发明所设计的热流测量装置，最终可获得固体火箭发动机工作过程中，由于气-液两相冲刷所带来点的热增量。

实施例1：

本实施例给出一种火箭发动机内气-液两相热流密度测量工装，用于测量固体发动机内，气-液两相流聚集条件下，绝热层表面的热流密度。如图1、2所示，包括：测温基体材料、周向绝热材料、热电偶。测温基体材料采用石墨量热体、绝热材料为EPDM绝热材料、热电偶为K型热电偶。其中，石墨量热体嵌入到绝热材料内；在石墨量热体内预埋多个热电偶作为测点，热电偶的埋设方向垂直于火箭发动机内气流传热方向，相邻热电偶相向错开布设且等间隔，所有热电偶的工作端处在一条直线上，热电偶是沿接近等温线的方向布置。

优选的，距离测温基体材料表面距离最近的测点距离测温基体材料表面1-6mm。

本发明的测量工装设置在火箭发动机内颗粒冲刷或沉积位置处。

具体的，测温基体材料外周设置有环氧树脂胶粘结层，周向绝热材料中心开孔使得测温基体材料过盈嵌入，热电偶的导线顺着测温基体材料内壁布设，最后通过火箭发动机内颗粒冲刷或沉积位置处的密封塞引出。

测温组件的装配过程是：首先将热电偶安装好，将热电偶的引线紧贴石墨量热体圆柱面向下引出，然后装入绝材料基体中间。绝热材料基体的开孔直径比量热体外径略小，保证与量热体紧密贴合。安装时量热体侧面涂抹环氧树脂胶，塞入绝热材料基体中，使得两者紧密粘接在一起。热电偶的导线则通过沉积段底部的密封塞引出。密封塞结构与实验发动机点火器引出线的密封塞比较相似，密封塞采用聚四氟乙烯材料，中心开有导线引出孔，安装时通过压帽的挤压使密封塞产生变形，将导线与引出孔的间隙完全填充。这种方式安装拆卸方便，能够承受较高的压强。

实施例2：

本实施例提供一种火箭发动机内气-液两相热流密度测量方法，其基本原理为，基于集总电容式设计思路，测量热量测量装置内不同深度处的温度响应，利用如下计算方法计算反演气-液两相作用于热流测量装置表面的热流密度。

正向导热问题中，一维一维瞬态热传导方程的形式为：

式中，k为量热体导热系数；ρ为量热体密度；c为比热容；Δx为空间步长；Δt为时间步长；q(t)为量热体表面输入热流；

对于一维非稳态，非均分网格导热正问题方程(如式1)，可得到如式2所示离散化形式：

式中q_M为表面边界热流，a_i，b_i，c_i，a_i’，b_i’，c_i’与量热体热物性参数和控制容积有关，且在线性条件与准线性条件下独立于q_M，T^M为t_M时刻节点i的温度；T^M-1为t_M-1时刻温度；Δt为时间步长；q_M为第一个测温节点也即量热体表面上的热流密度；q_N,M为底面边界上的热流密度。

针对热电偶的预埋个数n＝5，式2可离散为：

导热反问题对温度测量误差十分敏感，使数值解的精度与适定性很难得到保证，因此，寻找对误差敏感性的控制方法成为导热反问题求解的关键。一维非稳态导热问题为例，

若预估函数为热流q_M，温度为T_j,M+1-I，则敏感系数X可表示为：

式中，j＝1,2,…,J，表示对应测点；M＝1,2,…,n和i＝1,2,…,n分别表示被预估函数q_M和时间项的对应个数。

因而求解未知热流密度q_M最终可由下式给出：

式中，

为t_M-1≤t≤t_M期间热流密度为q^*时节点k处的预估温度

* 值；X_k为节点k处的敏感系数。q_M表示M时间步长的热流密度，q为预估热流密度值，通过M-1时间步长的热流值计算，Y_k,M为第k个节点M时间步长下的温度响应值，由热电偶读数得到，X_k的取值介于 0-1。

附图1中Δx1-6mm范围内可取，本文计算中取Δx为4mm。热电偶数量n＝5。

测温实例：

本发明利用图2所示的热流测量装置，开展了两次小型固体火箭发动机地面试车工作，实验测量得到两次实验条件下，热流测量装置不同深度处，温度分布如图3所示。最终，利用公式5，反演计算得到热流计表面气-液两相热流曲线如图4所示。

综上实验表明，利用本发明实验装置，可以达到实时、准确测量固体发动机内热流密度的目的，同时克服了传统Gordan热流计在发动机环境中无法长时间生存的劣势。

Claims (5)

1.一种火箭发动机内气-液两相热流密度测量工装，其特征在于，该测量工装包括测温基体材料和周向绝热材料，测温基体材料嵌入到周向绝热材料内；

在测温基体材料内预埋多个热电偶作为测点，热电偶的埋设方向垂直于火箭发动机内气流传热方向，相邻热电偶相向错开布设且等间隔，所有热电偶的工作端处在一条直线上。

2.如权利要求1所述火箭发动机内气-液两相热流密度测量工装，其特征在于，距离测温基体材料表面距离最近的测点距离测温基体材料表面1-6mm。

3.如权利要求1所述火箭发动机内气-液两相热流密度测量工装，其特征在于，所述测量工装设置在火箭发动机内颗粒冲刷或沉积位置处。

4.如权利要求1所述火箭发动机内气-液两相热流密度测量工装，其特征在于，测温基体材料外周设置有环氧树脂胶粘结层，周向绝热材料中心开孔使得测温基体材料过盈嵌入，热电偶的导线顺着测温基体材料内壁布设，最后通过火箭发动机内颗粒冲刷或沉积位置处的密封塞引出。

5.如权利要求1所述火箭发动机内气-液两相热流密度测量工装，其特征在于，测温基体材料采用耐高温石墨；周向绝热材料采用EPDM绝热材料；热电偶采用细丝型K型热电偶。

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