[發明專利]用于熱解氣體氣動熱效應的激波風洞試驗模擬裝置及方法

有效

• 申請號: 202110842223.2
• 申請日: 2021-07-26
• 公開（公告）號: CN113390600B
• 公開（公告）日: 2022-07-12
• 發明（設計）人: 李強;曾磊;孔小平;龔紅明;趙金山;沈斌賢;葛強;周述光;劉驍
• 申請（專利權）人: 中國空氣動力研究與發展中心計算空氣動力研究所
• 主分類號: G01M9/02
• 分類號: G01M9/02;G01M9/08;G01M9/06
• 代理公司: 成都云縱知識產權代理事務所(普通合伙) 51316
• 代理人: 伍星;劉沙粒

本發明公開了用于熱解氣體氣動熱效應的激波風洞試驗模擬裝置，包括安裝在激波風洞中的模型，所述模型表面嵌設多孔材料，所述多孔材料與位于模型內部的集氣腔連通；還包括用于為所述集氣腔供氣的氣源。本發明的目的在于提供用于熱解氣體氣動熱效應的激波風洞試驗模擬裝置及方法，以填補現有技術中在通過風洞試驗數據來修正燒蝕熱解氣體氣動熱效應數值計算模型方面的空白，實現獲得測試數據，為修正數值計算模型提供充分依據的目的。

技術領域

本發明涉及風洞技術領域，具體涉及用于熱解氣體氣動熱效應的激波風洞試驗模擬裝置。

背景技術

高超聲速飛行器氣動熱環境非常惡劣，現有技術中一般采用被動燒蝕熱防護材料來保護飛行器內部部件。其中一類是熱解炭化燒蝕材料，其是用樹脂粘纏填充纖維骨架編制體的一類燒蝕材料。該類材料在受到外部加熱的過程中，其中的樹脂會發生熱解反應并產生熱解氣體，材料熱解后留下多孔的炭化層，并在表面發生燒蝕，熱解氣體流經炭化層引射到表面上，與表面燒蝕產物一起對氣動加熱起阻塞作用。

材料的這種熱解反應，對高超聲速飛行器邊界層氣動熱效應會產生比較明顯的影響；現有技術中一直使用工程方法來估算燒蝕熱解氣體的氣動加熱影響，但是這種方法未考慮熱解氣體的橫向流動和燒蝕粗糙壁面的影響，導致估算結果十分粗糙。因此，在高超聲速飛行器邊界層氣動熱效應的研究領域內，需要發展燒蝕熱解氣體氣動熱效應數值計算模型，但是數值計算模型需要風洞試驗數據來校核修正，現有技術在此還處于空白階段。

發明內容

本發明的目的在于提供用于熱解氣體氣動熱效應的激波風洞試驗模擬裝置及方法，以填補現有技術中在通過風洞試驗數據來修正燒蝕熱解氣體氣動熱效應數值計算模型方面的空白，實現獲得測試數據，為修正數值計算模型提供充分依據的目的。

本發明通過下述技術方案實現：

用于熱解氣體氣動熱效應的激波風洞試驗模擬裝置，包括安裝在激波風洞中的模型，所述模型表面嵌設多孔材料，所述多孔材料與位于模型內部的集氣腔連通；還包括用于為所述集氣腔供氣的氣源。

針對現有技術在通過風洞試驗數據來修正燒蝕熱解氣體氣動熱效應數值計算模型方面存在技術空白的缺陷，本發明首先提出一種用于熱解氣體氣動熱效應的激波風洞試驗模擬裝置，本裝置在用于激波風洞試驗模擬的模型表面嵌設多孔材料，并使得該多孔材料與模型內部的集氣腔相連通，氣源向集氣腔供氣，氣體通過多孔材料分散進入模型表面，向模型外部噴出；在風洞氣流到達之后，即可模擬熱解氣體分散進入高超聲速飛行器邊界層的效果。因此，本申請可模擬熱解氣體分散進入高超聲速飛行器邊界層時帶來的氣動熱效應，進而能夠測量其對模型壁面熱流的影響；本申請結構簡單，易排布，可實時監控并記錄相應壓力、流量等數據；經試驗，可與有效試驗時間毫秒量級的激波風洞協調匹配運行，能夠廣泛應用于各種脈沖型風洞的分散型引射氣體干擾效應試驗。需要說明的是，本申請中多孔材料嵌設在模型表面，其與模型之間的裝配精度應可能高，這對提高模擬效果明顯有益。并且，多孔材料明顯應位于模型在風洞試驗時的測試面。

進一步的，所述多孔材料為燒結金屬多孔材料。燒結金屬多孔材料內部具有大量不規則的可通氣微孔，能夠有效模擬被動燒蝕熱防護材料的熱解炭化層的氣動性能。

進一步的，所述多孔材料的孔徑為10～100μm，孔隙度為30％～50％；此處的孔徑，是指多孔材料內部可通氣微孔的孔徑；此處的孔隙度，是指多孔材料的整體孔隙度。本方案對多孔材料的部分物理參數進行限定，以保證集氣腔內的氣體能夠充分分散進入模型外表面；并且在此范圍外的多孔材料，會存在難以有效模擬熱防護材料的熱解炭化層的問題。

進一步的，所述多孔材料朝向模型外部的一側表面按照模型表面進行修型。即多孔材料的外表面形狀應該保證與模型本身形狀一致，其具體形狀應根據嵌設的模型形狀、嵌設位置等進行適應性設置。