[发明专利]一种电弧加热器内部热环境参数测量装置

说明书

本发明公开了一种电弧加热器内部热环境参数测量装置，包括冷却水入口、冷却水出口、冷却水通道、进气结构、测量结构本体、内壁局部热流测量结构、内壁温度测量结构、内壁压力测量结构。冷却水入口和出口均为孔，在同一冷却水入口和出口之间设有冷却水通道，在不同冷却水入口和出口之间设置局部内壁热流测量结构，在另一侧设置内壁温度测量结构和内壁压力测量结构，另外，在测量系统内设置进气结构。由于电弧加热器内部为高压和高温环境，很难测量其内部热环境参数。本发明，解决了电弧加热器内部热参数的测量难题，能为电弧加热器的优化设计和运行监控提供了充分的数据支持。

技术领域

本发明涉及一种电弧加热器内部热环境参数测量装置，属于航空航天气动热防护技术领域。

背景技术

电弧加热试验设备是进行气动热地面模拟试验研究的重要设备，它主要是利用电极间产生高温电弧加热空气，再利用相应的喷管形成所需要的高温、高速流场，进行气动热防护方面的地面试验研究。

近年来，随着空间再入飞行器和高超声速武器系统的发展，其在再入大气期间所经历的极端气动热环境成为该类高超声速飞行器研制所面临的最大挑战，需要开发热防护系统TPS对飞行器加以保护，而TPS的研发需要地面模拟试验设备能够复现大尺寸部件上的热环境。电弧加热器利用电弧的高温将气体加热到几千至上万度，用以模拟高速飞行器如高超声速导弹、再入飞行器、空间探测器等在飞行过程中所承受的高温、高压的外部环境，对研究飞行器在特殊空间条件下所使用材料的耐烧蚀性能、隔热性能等参数具有重要意义。由于采用常规的加热手段无法获得上万度的高温，因此，电弧加热器试验成为目前地面模拟飞行器再入大气环境的有效手段。随着人类探测地球外部空间的深入及高超声速飞行器的发展，迫切需要更大功率、更长寿命的电弧加热器，以适应航天事业的快速发展需要。

而大功率电弧加热器的设计面临很多技术难题：高压结构强度问题、高效冷却传热问题、内部高温流动问题以及等离子体电磁耦合问题等等。因此需要对其内部参数进行详尽的测量和分析，才有条件对其进行优化设计。

由于加热器内部是高温、高压环境，很难对其内部的热参数进行测量，目前一般只能测量其内部的压力数据。其他的热参数数据都很难获取。因此，很有必要对现有的技术进行改进和创新。

发明内容

本发明解决的的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种电弧加热器内部热环境参数测量装置，解决电弧加热器内部热参数的测量难题，能为电弧加热器的优化设计和运行监控提供了充分的数据支持。

本发明的技术解决方案是：一种电弧加热器内部热环境参数测量装置，所述热环境参数包括气流平均热流密度值，该装置包括测量结构本体、N个冷却水通道，N≥1，测量结构本体位于电弧加热器内部，测量结构本体设有通孔，通孔内充入电弧加热器产生的气流，冷却水通道位于测量结构本体内部，冷却水从冷却水入口进入，流经冷却水通道，从冷却水出口流出，用于降低测量结构本体内壁的温度以至于不烧毁，在冷却水出口设置测量冷却水流量、压力和温度的测量装置，用于测量冷却水的水流量和水温升，从而可以计算气流平均热流密度值。

所述测量结构本体的材料为金属或合金材料。

所述冷却水出口的等效截面半径>冷却水入口等效截面半径>冷却水通道的等效最小截面半径。

所述冷却水通道为两条，分别为第一冷却水通道和第二冷却水通道，第一冷却水通道和第二冷却水通道对称布置，第一冷却水通道和第二冷却水通道分别位于测量结构本体的两个半部分，沿测量结构本体内部通孔绕行。

所述热环境参数还包括气流温度，测量结构本体内部设有温度测量结构，所述温度测量结构为与测量结构本体内部空腔不连通的盲孔结构作为温度测量结构，其内部布置铠装热电偶用于测量内壁温度。