[發(fā)明專利]試驗件和發(fā)動機燃氣對飛行器底部輻射熱流的獲取方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201610838955.3
• 申請日: 2016-09-21
• 公開（公告）號: CN107843405B
• 公開（公告）日: 2019-06-11
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 王飛;朱國祥;周丹;康宏琳
• 申請（專利權(quán)）人: 北京空天技術(shù)研究所
• 主分類號: G01M9/06
• 分類號: G01M9/06;B64G7/00
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

本發(fā)明實施例公開的一種試驗件和發(fā)動機燃氣對飛行器底部輻射熱流的獲取方法，涉及發(fā)動機燃氣對飛行器底部輻射熱流測試技術(shù)，能夠解決目前無法進行發(fā)動機燃氣對飛行器底部輻射熱流的地面試驗測量問題。該試驗件為耐高溫的圓柱或方柱，外表面承受燃氣輻射加熱，試驗件四周均包裹隔熱層，從而構(gòu)造試驗件沿厚度方向的一維熱傳導環(huán)境，主要用于發(fā)動機燃氣對飛行器底部輻射熱流的獲取。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及發(fā)動機燃氣對飛行器底部輻射熱流測試技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種試驗件和發(fā)動機燃氣對飛行器底部輻射熱流的獲取方法。

背景技術(shù)

飛行器在發(fā)動機工作條件下長時間飛行時，發(fā)動機燃氣含有水蒸氣、二氧化碳等非對稱型多原子氣體，對飛行器底部、翼舵后緣存在一定的輻射加熱作用。為了準確預測燃氣的輻射加熱作用，實現(xiàn)飛行器底部攝像頭、電連器等裝置及結(jié)構(gòu)本身的熱防護設(shè)計，非常有必要通過地面試驗獲取燃氣對飛行器底部的輻射熱流數(shù)據(jù)。

對于發(fā)動機工作時間在100秒以上的高超聲速飛行器，目前國內(nèi)缺少發(fā)動機燃氣對飛行器底部輻射熱流的飛行試驗數(shù)據(jù)，這樣就給燃氣附近飛行器底部熱防護設(shè)計增加了難度。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)不足，提供了一種試驗件和發(fā)動機燃氣對飛行器底部輻射熱流的獲取方法，能夠解決目前無法進行發(fā)動機燃氣對飛行器底部輻射熱流的地面試驗測量問題。

本發(fā)明的技術(shù)解決方案：

一方面，一種試驗件，該試驗件用于發(fā)動機燃氣對飛行器底部輻射熱流的地面試驗測量，該試驗件試驗過程中承受燃氣輻射加熱，該試驗件為耐高溫的圓柱或方柱，外表面承受燃氣輻射加熱，試驗件四周均包裹隔熱層，從而構(gòu)造試驗件沿厚度方向的一維熱傳導環(huán)境。

可選的，該試驗件材料的密度、比熱容、導熱系數(shù)是各向同性并準確已知的。

可選的，該試驗件表面與噴管出口的相對位置關(guān)系由飛行器模型確定。

可選的，所述試驗件表面噴涂黑漆，黑漆表面發(fā)射率已知且厚度均勻，小于0.05毫米。

可選的，所述試驗件接收輻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。

可選的，隔斷試驗件與支撐部件之間的三維熱傳導效應。

可選的，采用熱電偶測量試驗件內(nèi)表面的溫度，熱電偶布置在試驗件內(nèi)表面，溫度測點數(shù)量至少為5個，其中，1個測點位于試驗件內(nèi)表面中心，2個測點位于試驗件內(nèi)表面中心兩側(cè)各1厘米處，1個測點位于試驗件內(nèi)表面距離靠近噴管的試驗件邊緣1厘米，1個測點位于試驗件內(nèi)表面距離遠離噴管的試驗件邊緣1厘米。

另一方面、一種發(fā)動機燃氣對飛行器底部輻射熱流的獲取方法，該方法用于發(fā)動機燃氣對飛行器底部輻射熱流的地面試驗測量，該實驗使用權(quán)利要求1-7任一項所述的試驗件，該方法包括以下步驟：

步驟1，初始時刻取t₀＝0，時間增量取Δt＝0.1秒，初始溫度T₀取剛開始加熱時距外表面2毫米處的敏感元件溫度測量值；

步驟2，在t₀+Δt時刻，假定x＝0處的熱流值Q_a＝10千瓦/平方米；

步驟3，將Q_a加載到x＝0處，按照一維非穩(wěn)態(tài)熱傳導方程