动态实时测量固体火箭发动机内氧化铝热流密度的热流计

摘要

本发明公开了一种动态实时测量固体火箭发动机内氧化铝热流密度的热流计，包括热流计，热流计包括同轴放置的柱状热沉铜和康铜片，康铜片的顶端同轴放置有用于降低康铜片表面高温热流的隔热陶瓷盘，隔热陶瓷盘、康铜片和热沉铜的外侧紧密包裹有氧化铍陶瓷外壳，并通过氧化铍陶瓷外壳将隔热陶瓷盘固定在康铜片的顶端，氧化铍陶瓷外壳还用于将一部分热流直接引向热沉铜基体，热沉铜内部沿其轴线方向开设有热沉铜孔，在热沉铜孔内靠近康铜片的位置处安装有用于测量热沉铜顶部温度的热电偶。以克服无法对固体火箭发动机内高温、高压、高热流条件下凝相颗粒冲刷或沉积热流密度测量的问题。

权利要求

1.动态实时测量固体火箭发动机内氧化铝热流密度的热流计，包括热流计，所述热流计包括同轴放置的柱状热沉铜(6)和康铜片(2)，其特征在于，所述康铜片(2)的顶端同轴放置有用于降低康铜片(2)表面高温热流的隔热陶瓷盘(1)，所述隔热陶瓷盘(1)、所述康铜片(2)和所述热沉铜(6)的外侧紧密包裹有氧化铍陶瓷外壳(3)，并通过氧化铍陶瓷外壳(3)将所述隔热陶瓷盘(1)固定在所述康铜片(2)的顶端，所述氧化铍陶瓷外壳(3)还用于将一部分热流直接引向热沉铜(6)基体，所述热沉铜(6)内部沿其轴线方向开设有热沉铜孔(10)，在所述热沉铜孔(10)内靠近所述康铜片(2)的位置处安装有用于测量所述热沉铜(6)顶部温度的热电偶(5)，所述热沉铜(6)的中心贯通开设有孔洞。

2.如权利要求1所述的动态实时测量固体火箭发动机内氧化铝热流密度的热流计，其特征在于，所述热沉铜(6)的外壁上设置有用于降低热流计温度的水冷通道(4)，所述水冷通道(4)为围绕所述热沉铜(6)表面开设的凹槽。

3.如权利要求1或2所述的动态实时测量固体火箭发动机内氧化铝热流密度的热流计，其特征在于，所述隔热陶瓷盘(1)的直径与所述康铜片(2)的直径相同。

4.如权利要求1或2所述的动态实时测量固体火箭发动机内氧化铝热流密度的热流计，其特征在于，所述热电偶(5)连接有用于连接温度采集系统的铜线(7)。

5.如权利要求1或2所述的动态实时测量固体火箭发动机内氧化铝热流密度的热流计，其特征在于，所述热沉铜(6)通过法兰盘(9)安装于火箭发动机的试验段内。

说明书

动态实时测量固体火箭发动机内氧化铝热流密度的热流计

【技术领域】

[0001] 本发明属于固体火箭发动机技术领域，具体涉及一种动态实时测量固体火箭发动机内氧化铝热流密度的热流计。【背景技术】

[0002] 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劣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。

[0003] 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。

[0004] 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。

[0005] 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[1]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[2]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[3]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。

[0006] 西北工业大学张翔宇[4]针对模拟过载缩比发动机，开展了颗粒冲刷状态下的热流密度测试工作，得到了两相燃烧的总传热热流密度，建立了一套热流计算方法。但是由于其热流测量装置采用冷却水对换热试件持续冷却，造成换热试件附近存在较大的温度梯，这在一定程度上增加了燃气对流换热热流密度，且低温壁面会影响凝相粒子撞击壁面后的物理状态，这将导致传向热流测量装置的总热流密度大于真实发动机壁面和绝热层的总热流密度。

[0007] 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】

[0008] 本发明的目的是提供动态实时测量固体火箭发动机内氧化铝热流密度的热流计，以克服无法对固体火箭发动机内高温、高压、高热流条件下凝相颗粒冲刷或沉积热流密度测量的问题。

[0009] 本发明采用以下技术方案：动态实时测量固体火箭发动机内氧化铝热流密度的热流计，包括热流计，热流计包括同轴放置的柱状热沉铜和康铜片，康铜片的顶端同轴放置有用于降低康铜片表面高温热流的隔热陶瓷盘，隔热陶瓷盘、康铜片和热沉铜的外侧紧密包裹有氧化铍陶瓷外壳，并通过氧化铍陶瓷外壳将隔热陶瓷盘固定在康铜片的顶端，氧化铍陶瓷外壳还用于将一部分热流直接引向热沉铜基体，热沉铜内部沿其轴线方向开设有热沉铜孔，在热沉铜孔内靠近康铜片的位置处安装有用于测量热沉铜顶部温度的热电偶。

[0010] 进一步的，热沉铜的外壁上设置有用于降低热流计温度的水冷通道，水冷通道为围绕热沉铜表面开设的凹槽。

[0011] 进一步的，隔热陶瓷盘的直径与康铜片的直径相同。

[0012] 进一步的，热电偶连接有用于连接温度采集系统的铜线。

[0013] 进一步的，热沉铜通过法兰盘安装于火箭发动机的试验段内。

[0014] 进一步的，热沉铜的中心贯通开设有空洞。

[0015] 本发明的有益效果是：本发明设计了一种用于测量固体火箭发动机工作过程中，熔融氧化铝颗粒冲刷与沉积状态下热流密度的实验装置，为了测量固体火箭发动机颗粒流动状态下的高热流，弥补对发动机高温环境下热流密度测量方法的空缺，在现有Gordan热流计基础上，通过数值模拟手段与对多种陶瓷物性的选取，最终确定使用氧化铍陶瓷作为隔热外壳，以满足在粒子高热流冲刷作用下同时实现对颗粒热流密度精准测量的目的。【附图说明】

[0016] 图1为本发明动态实时测量固体火箭发动机内氧化铝热流密度的热流计的结构示意图；

[0017] 图2为本发明动态实时测量固体火箭发动机内氧化铝热流密度的热流计的装配示意图。

[0018] 其中，1.隔热陶瓷盘，2.康铜片，3.氧化铍陶瓷外壳，4.水冷通道，5.热电偶，6.热沉铜，7.铜线，9.法兰盘，10.热沉铜孔，11.收敛段，12.试验段试件，13.喷管。【具体实施方式】

[0019] 下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。

[0020] 本发明提供了一种动态实时测量固体火箭发动机内氧化铝热流密度的热流计，如图1所示，包括热流计，热流计包括同轴设置的柱状热沉铜6和康铜片2，热沉铜6的中心贯通开设有孔洞，康铜片2的顶端同轴放置有用于降低康铜片2表面高温热流的隔热陶瓷盘1，隔热陶瓷盘1、康铜片2和热沉铜6的外侧紧密包裹有氧化铍陶瓷外壳3并将隔热陶瓷盘1固定在康铜片2的顶端，氧化铍陶瓷外壳3用于将一部分热流直接引向热沉铜6基体，热沉铜6内部沿其轴线方向开设有热沉铜孔10，在热沉铜孔10内靠近康铜片2的位置处安装有一个或一个以上的用于测量热沉铜6顶部温度的热电偶5，每个热电偶5均连接有用于连接温度采集系统的铜线7，每根铜线7末端后期用于与测试系统连接。

[0021] 其中，热沉铜6的外壁上设置有用于降低热流计温度的水冷通道4，水冷通道4为围绕热沉铜6表面开设的方形凹槽，后期实验中从热沉铜6的下端进口一段通入冷却水，以达到对热沉铜6冷却的目的。

[0022] 隔热陶瓷盘1的直径与康铜片2的直径相同，这样可保证装配的密封性。

[0023] 在原有Gordan热流计康铜片2表面与外表面安装具有不同导热率，且耐高温冲刷特性的隔热陶瓷盘1和氧化铍陶瓷外壳3，用以测量固体火箭发动机工作过程中，颗粒冲刷或沉积状态下其作用于发动机内绝热壁面的热流密度。

[0024] 由于固体火箭发动机燃烧室中热环境非常恶劣，如高温、大热流、强粒子冲刷、工作时间长等，对于常规的Gordan热流计而言，存在着无法正常工作与随时烧毁的危险，本发明基于Gordan热流计测温的灵敏性与陶瓷材料的耐高温属性，巧妙的设计了一种耐高温、抗冲刷的热流计。

[0025] 在发动机工作过程中，凝相颗粒在发动机流道汇聚作用下冲刷于隔热陶瓷盘1的表面与氧化铍陶瓷壳体3，颗粒带来的热流在热流计头部迅速分成两条路径：一部分热流经过隔热陶瓷盘1、康铜片2进入热沉铜6基体；另一部分热流经过氧化铍陶瓷外壳3进入基体。其中空心圆柱热沉铜6基体内部嵌入有安装热电偶5，用来测量铜基体温度，同时基体表面开设有冷却水通道4，用以带走颗粒冲刷或沉积带来的巨大热流，从而保证热流计的正常工作，热流计加工时，需保证氧化铍陶瓷外壳3与热沉铜6之间的紧密结合，避免由于加工工艺而引入的间隙热阻，从而对热流的测量精度造成影响。

[0026] 本发明动态实时测量固体火箭发动机内氧化铝热流密度的热流计通过在固体火箭发动机颗粒冲刷或沉积位置处安装热流计，可测量出凝相颗粒之于绝热材料表面带来的热增量，达到对颗粒热流与壁面温度测量的目的，解决了现有热流计在超高温热流条件下易毁坏的问题、同时解决了对固体火箭发动机内高温、高热流条件下热流密度与壁面温度测量的问题，最终可获得固体火箭发动机工作过程中，由于凝相颗粒的冲刷或沉积所给发动机内表面带来的热增量。进而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。

[0027] 实施例：

[0028] 隔热陶瓷盘1为厚2mm，内径10mm的圆柱体；氧化铍陶瓷外壳3的尺寸参数为：壁厚3mm，外径20mm，顶部内径10mm，主体内径16mm；热沉铜6为外径16mm，内径4mm的圆柱套筒结构；热沉铜6外表面开设有宽2mm、深2mm的连续水冷通道4，热沉铜6内部安装有热电偶5。

[0029] 其中，热沉铜6外径的选择由氧化铍陶瓷外壳3的内径决定，内径的选择依据加工精确度决定。

[0030] 隔热陶瓷盘1具有低导热率的氧化铝陶瓷，其用于降低康铜片2表面温度，起到隔热和耐高温的作用；在隔热陶瓷盘1的外部增加了一个具有高熔点、高导热率特性的氧化铍陶瓷外壳3，其作用为将一部分热流直接引向热沉铜6基体，且热沉铜6基体内部设计有冷却水通道4与热电偶5，以实现冷却与实时监控铜基体温度的目的。

[0031] 如图2所示，试验中将本发明动态实时测量固体火箭发动机内氧化铝热流密度的热流计的通过法兰盘9装配于发动机试验段，该试验段主要由收敛段11、试验段试件12、喷管13组成。首先分别在发动机试验段中的试验段试件12沿气流方向的48mm与117mm处开设两个直径φ20mm的安装孔，以配合本发明动态实时测量固体火箭发动机内氧化铝热流密度的热流计的安装。后期工作中，可先采用钨灯对热流计进行标定，再安装于发动机试验段如图2，从而对发动机工作状态下颗粒相的热流密度进行测量。本发明动态实时测量固体火箭发动机内氧化铝热流密度的热流计与发动机试验段采用端面密封方式装配，螺栓与螺母由GB/T5781-2000六角头螺栓-全螺纹C级M8和GB/T41-2000六角头螺母-C级M8构成。

[0032] 由于固体火箭发动机的工作环境涉及高温、高压、高热流问题，尤其是在凝相颗粒冲刷与沉积条件下，会造成巨大的热传导与侵蚀。目前，国内尚无针对固体火箭发动机内颗粒冲刷与沉积条件下热流密度实时测量的实验手段。因此，本文通过理论分析与数值模拟相结合的手段，分析实时测量颗粒热流的方法。最终确定了以基于热阻并联方法对火箭发动机内的热流进行测试实验。然而，为了克服测量环境的超高温度、超高热流等困难，同时提高热流计的相应速率，选取热防护材料是关键因素。本发明在融合考虑隔热外壳的耐高温、耐冲刷与热导率等各方面因素后，最终确定了以氧化铍陶瓷作为原有Gordan热流计外壳，以构成能够实时测量固体火箭发动机内颗粒相冲刷与沉积条件下热流密度的热流计，旨在填充此领域的空白，为后期实验数值分析做出贡献。

[0033] 本发明为了测量固体火箭发动机颗粒流动状态下的高热流，弥补对发动机高温环境下热流密度测量方法的空缺，在现有Gordan热流计基础上，通过数值模拟手段与对多种陶瓷物性的选取，最终确定使用氧化铍陶瓷作为隔热外壳，以满足在粒子高热流冲刷作用下同时实现对颗粒热流密度精准测量的目的。测量固体火箭发动机内凝相颗粒作用于绝热层表面的热流密度，这对于开展高温稠密两相流中绝热材料烧蚀特性的研究具有重要意义，其为数值计算中热边界条件的建立提供了实验依据，是进行绝热层烧蚀机理研究与烧蚀模型搭建的重要组成部分。