[发明专利]一种气动热模拟试验中冷壁热流转换为热壁热流的方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种气动热模拟试验中冷壁热流转换为热壁热流的方法，属于高速飞行器气动热试验领域。特别是在使用辐射方式模拟导弹等高速飞行器的气动加热环境时，将由理论计算得到的冷壁热流边界条件转换为实际所需的热壁热流边界条件。

背景技术

导弹、高速飞机等飞行器在高马赫数飞行时将会出现非常严重的“热障”问题。以6个马赫数飞行的高超声速飞行器的前端天线罩锥部的瞬时热流密度可高达1.2Mw/m²，驻点温度将超过1200℃。航天飞机穿越大气层时其机体、机翼、垂尾等大部分区域的温度在750℃～1450℃之间，前锥端部和进气道等部位甚至会出现接近1800℃的局部高温区。如此极端恶劣的高温热环境条件，使得高声速飞行器材料和结构的热防护和热强度问题成为事关研制成败的关键问题。这是因为高速飞行时严重的气动加热所产生的高温，会显著降低高超声速飞行器材料的强度极限和飞行器结构的承载能力，使结构产生热变形，破坏部件的气动外形并影响飞行器结构的安全性能。为保证高速飞行器的安全,确认飞行器的材料和结构是否能经得起高速飞行时所产生的热烧蚀及高温热应力破坏,必须对高速飞行器材料和结构进行气动热模拟试验。模拟飞行材料和结构在高速飞行时的受热状态,观察分析在热环境和力学环境作用下材料的力学性能及结构的受力状况,从而进一步研究分析结构在高温下的承载能力，该项工作对于导弹、高速飞机等飞行器的热防护与安全设计具有极为重要的意义。

在进行辐射式加热试验时，模拟加热环境的方式分为热流边界模拟与温度边界模拟两种方式。对于表面附有烧蚀防热涂层的结构，由于加热过程中涂层产生燃烧、气化、分解、剥离等物理或化学变化，表面温度难于准确测量；另外非金属材料由于受到材料特性和表面状态以及传感器安装等因素的影响，其表面温度的稳定可靠测量也非常困难。因此对于烧蚀材料和非金属材料往往不能采用温度边界模拟方式，而是需要采用热流边界模拟方式进行气动热模拟试验。

在计算外壁热流条件时，外壁表面温度会随着加热时间的改变而不断变化，形成所谓“热壁”。而这种不断变化的不确定的热壁边界条件，使得热壁热流的计算变得很困难。因此在气动加热计算中往往采取简化方式，即假设涂层表面温度恒定于初始温度不变，并将在此种假设条件下计算出的热流密度称作为“冷壁”热流。虽然按照计算出的冷壁热流进行加热试验不符合实际情况，但在难于测量和计算表面温度的情况下，从研究或筛选防热材料和结构的防热性能或检验涂层工艺质量的角度出发，有一定借鉴作用(参考文献：张钰，结构热试验技术[M]，宇航出版社，1993，28-29)。

而以辐射方式进行的气动热模拟试验时，由于测量与控制过程中使用的热阻式热流计得到的是热壁热流，而冷壁热流在辐射式气动热试验中没有办法通过试验测量得到。因此，在模拟气动热环境时，必须将计算得到的冷壁热流边界条件转换为热壁热流边界条件。然后再进行以热壁热流边界条件为基础的热环境试验，在试验前或在试验过程中将冷壁热流转换成热壁热流的工作非常重要，且实现起来很困难。

有人提出过在热试验过程中先输入冷壁热流数据，再根据测量得到的壁面温度实时转换成热壁热流的方法(参考文献：王智勇,巨亚堂,黄世勇.结构热试验中冷壁热流边界模拟方法研究[J].航天器环境工程,2008,25(1):33-35)。但是该方法出现了相互矛盾的问题，因为要在转换过程中测量表面温度，并用其修正计算值。而当初决定采用热流边界模拟环境时，就是因为在加热过程中烧蚀试验件或非金属材料试验件表面的温度难于准确测量。现在若是使用不能准确测量的边界温度数据去修正冷壁热流数据的方法可行的话，当初就可直接使用温度测量的方法进行试验，而不必使用热流方式进行试验。另外采用不准确的温度数据去修正冷壁热流数据，其结果的准确性和可靠性都存在问题。

虽然上述方法有一定的问题，但也说明了气动热试验模拟中将冷壁热流边界条件转换成热壁热流边界条件的必要性和困难性。而将冷壁热流转换成热壁热流的工作对于高速飞行器气动热模拟试验具有重要的应用价值。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种气动热模拟试验中冷壁热流转换为热壁热流的方法，当使用辐射方式模拟导弹等高速飞行器的气动加热环境时，将由理论计算得到的冷壁热流转换为辐射加热试验中实际所需的热壁热流，为高速飞行器地面气动热模拟试验提供一种实用的热环境边界条件确定方法。