一种用于绝热材料烧蚀性能测试的内流场测试装置及方法

1.本发明属于绝热材料性能测试领域，尤其涉及一种用于绝热材料烧蚀性能测试的内流场测试装置及方法。


背景技术：

2.航空航天发动机是航天航空装备的核心部件，固体火箭发动机工作过程中，燃烧室内燃气大于2000k，压力大于5mpa，燃烧室隔热材料和发动机喉衬材料的热结构材料处于高温、高压的内流场环境，受燃气温度热解气化、射流冲刷等综合烧蚀作用。因此，固体冲压发动机绝热材料研制和改进中，材料的耐烧蚀性能是考察材料性能最重要的指标之一。在航空领域，材料的耐烧蚀环境更为复杂，如固体冲压发动机工作工程中，补燃室中空燃比较高，燃气中还有一定含量氧化性组分，因此形成高温、高压、富氧、“多相”的内流场特征，这对绝热材料耐烧蚀性能提出了极大的挑战。为隔绝高温、高压、多相流的烧蚀作用，一般在补燃室内加一层碳基或者硅基复合材料作为绝热材料，该绝热材料必须承受内流场环境下的高温热化学烧蚀作用、燃气压力作用、射流冲刷作用和粒子侵蚀作用。
3.因此，发动机绝热材料的耐高温耐烧蚀性能极其重要，直接决定装备的使用寿命和安全性能。在材料研制过程中，测试并有效评估材料的耐高温耐烧蚀性能是该类材料研制发展过程中必不可少的环节。
4.目前，评估绝热材料的耐烧蚀性能的方法主要分为两类，分别为直接测试法和模拟测试法。直接测试法指的是通过发动机试车实现材料的有效测试，该方法能够提供真实的工作环境，有效评估材料的耐烧蚀性能，但该类方法成本高，危险系数较大，一般用于材料的最终测试；模拟测试法主要通过模拟高温燃气环境完成对材料耐高温耐烧蚀性能的测试，具有成本低、操作简便、可控性强的特点。该类方法被广泛应用于材料的耐高温耐烧蚀测试中。目前主要的模拟测试方法有氧-乙炔测试法、等离子测试法、小型液体火箭发动机测试法。但是，大部分测试方法处在开放环境，无法屏蔽环境因素对材料的影响，且燃气压力也是对材料的影响因素之一；部分内流场烧蚀试验系统可拆卸功能差，试验可操作性能差，试验成本极高。


技术实现要素：

5.本发明旨在解决上述问题，提供一种能模拟各种内流场燃气环境的用于绝热材料烧蚀性能测试的内流场测试装置及方法。
6.本发明所述用于绝热材料烧蚀性能测试的内流场测试装置，包括燃气掺混段和收缩段；所述燃气掺混段与收缩段均设置为中空腔体，该腔体内实现燃气掺混完全，形成的燃气环境基本稳定，以满足测试要求；所述燃气掺混段与收缩段的侧壁内均设置有冷却夹套；通过注入冷却液实现冷却；所述燃气掺混段前端侧壁上设置一冷却介质入口；所述收缩段尾端侧壁上设置一冷却介质出口；所述冷却介质入口与冷却介质出口均与前述冷却夹套相连通，冷却液由冷却介质入口进入，经过设置于侧壁内的冷却夹套后，从冷却介质出口流
出。
7.所述燃气掺混段的前端设置为密封端；所述燃气掺混段前端的密封端上设置有点火装置和雾化喷嘴；所述燃气掺混段的尾端与前述收缩段的前端固定连接；所述燃气掺混段与前述收缩段的中空腔体相连通；所述燃气掺混段与前述收缩段的侧壁内的冷却夹套相连通；所述收缩段的前端内壁上设置一试样安装槽。
8.进一步，本发明所述用于绝热材料烧蚀性能测试的内流场测试装置，所述试样安装槽的深度与被测试样厚度相等；从而使得被测试样的烧蚀面与发动机燃烧室内表面平齐，实现更精准的测试效果。
9.进一步，本发明所述用于绝热材料烧蚀性能测试的内流场测试装置，所述燃气掺混段的中空腔体呈圆筒状；所述收缩段的中空腔体呈圆锥筒状；所述燃气掺混段尾端与收缩段前端的中空腔体的纵截面圆形半径相等。
10.进一步，本发明所述用于绝热材料烧蚀性能测试的内流场测试装置，所述试样安装槽呈环形槽；所述环形槽的纵截面圆形半径与前述燃气掺混段尾端中空腔体的纵截面圆形半径之差与被测试样厚度相等。
11.进一步，本发明所述用于绝热材料烧蚀性能测试的内流场测试装置，所述燃气掺混段与侧壁内的冷却夹套对应的侧壁尾端端面设置有若干通孔；所述收缩段与侧壁内的冷却夹套对应的侧壁前端端面设置有若干通孔；通过设置的通孔实现燃气掺混段的冷却夹套与收缩段的冷却夹套的连通。
12.进一步，本发明所述用于绝热材料烧蚀性能测试的内流场测试装置，所述燃气掺混段侧壁尾端端面上的通孔数量与前述收缩段侧壁前端端面上的通孔数量相等；通过相同数量的通孔，使得燃气掺混段与收缩段的冷却夹套内的冷却液实现均匀快速的流通，提高冷却效果。
13.进一步，本发明所述用于绝热材料烧蚀性能测试的内流场测试装置，所述冷却夹套内设置有冷却液；本发明所述测试装置可根据具体情况选择煤油或者蒸馏水作为冷却液。
14.进一步，本发明所述用于绝热材料烧蚀性能测试的内流场测试装置，所述雾化喷嘴为气液直流嘴掺混雾化装置；所述点火装置为高压电弧点火装置。
15.进一步，本发明所述用于绝热材料烧蚀性能测试的内流场测试装置，所述燃气掺混段长度的确定过程包括：首先对燃气掺混段中空腔体内的掺混燃烧进行分析，确定燃料和氧化剂掺混燃烧区，并可通过数值计算等方法，获得其射流速度、燃烧反应、氧化剂、燃料、温度、压力、燃烧产物、速度分布特征；在燃气掺混段的中空腔体内确定燃气掺混完全区域，从而确定出被测试样安装区域；该区域推进剂已掺混燃烧，燃气组分、射流速度等参数相对稳定，满足测试要求。
16.根据被测试样安装区域即可确定出燃气掺混段的长度。
17.本发明所述用于绝热材料烧蚀性能测试的内流场测试装置的测试方法，包括：首先确定绝热材料实际工作烧蚀参数；通过理论分析或者仿真计算确保燃气混参段内收缩段前的烧蚀参数与前述实际工作烧蚀参数一致；将被测试样安装到试样安装槽中；点火测试，燃气流量由小逐渐增大，达到烧蚀工况要求，构建等效模拟烧蚀内流场，待满足测试时间
后，降低流量，直至燃气关闭熄火；待被测试样冷却后，取出被测试样即完成测试。
18.本发明所述用于绝热材料烧蚀性能测试的内流场测试装置及方法，通过将绝热材料被测试样安装到测试装置内部，被测试样表面烧蚀环境相对稳定，可有效隔绝外界环境对材料评估的影响；同时可通过控制燃气组分，实现燃气环境和烧蚀时间的精准控制，构建更加贴合实际的模拟烧蚀环境，有效克服了传统外流场模拟烧蚀测试方法无法隔绝周围环境和地面试车成本高的问题，实现测试环境的等效；本发明所述测试装置可高效实现被测试样的有效安装和发动机燃烧室的有效冷却，试验重复性好；以气氧煤油液体火箭发动机为设计理念，实现了测试装置的小型化，使得测试装置的费用和试验成本大大降低。
附图说明
19.图1为本发明实施例所述用于绝热材料烧蚀性能测试的内流场测试装置结构示意图；图2为本发明实施例所述燃气掺混段结构示意图；图3为本发明实施例所述燃气掺混段结构剖视图；图4为本发明实施例所述收缩段结构示意图；图5为本发明实施例所述收缩段结构剖视图；图6为本发明实施例所述试样结构示意图；其中1-燃气掺混段、2-收缩段、3-冷却夹套、4-试样安装槽、5-冷却介质入口、6-冷却介质出口、7-通孔、8-试样。
具体实施方式
20.下面通过附图及实施例对本发明所述用于绝热材料烧蚀性能测试的内流场测试装置及方法进行详细说明。
21.本公开实施例公开一种用于绝热材料烧蚀性能测试的内流场测试装置，本公开实施例采用小型圆筒形发动机燃烧室作为测试装置，以气氧-煤油为推进剂，采用气液直流嘴掺混雾化，点火可采用高压电弧点火技术，测试装置结构如图1所示，包括燃气掺混段1和收缩段2；所述燃气掺混段1与收缩段2均设置为中空腔体；所述燃气掺混段1与收缩段2的侧壁内均设置有冷却夹套3；所述冷却夹套3内设置有冷却液；本公开实施例采用的冷却液是蒸馏水。
22.本公开实施例所述燃气掺混段1前端侧壁上设置一冷却介质入口5；所述收缩段2尾端侧壁上设置一冷却介质出口6；所述燃气掺混段1的前端设置为密封端；所述燃气掺混段1前端的密封端上设置有点火装置和雾化喷嘴；所述燃气掺混段1的尾端与前述收缩段2的前端固定连接；所述燃气掺混段1与前述收缩段2的中空腔体相连通；所述燃气掺混段1与前述收缩段2的侧壁内的冷却夹套3相连通；所述冷却介质入口5与冷却介质出口6均与前述冷却夹套3相连通；所述收缩段2的前端内壁上设置一试样安装槽4。
23.在本公开实施例中，所述试样安装槽4的深度与被测试样8厚度相等，保证试样8的烧蚀面与发动机燃烧室内表面平齐；在本公开实施例中，如图2、图3所示，所述燃气掺混段1的中空腔体呈圆筒状；如图4、图5所示，所述收缩段2的中空腔体呈圆锥筒状；所述燃气掺混段1尾端与收缩段2前端的中空腔体的纵截面圆形半径相等。
24.在本公开实施例中，如图6所示，所述被测试样8为环形；所述试样安装槽4呈环形槽；所述环形槽的纵截面圆形半径与前述燃气掺混段1尾端中空腔体的纵截面圆形半径之差与被测试样8厚度相等；如图2所示，所述燃气掺混段1与侧壁内的冷却夹套3对应的侧壁尾端端面设置有16个通孔7；如图4所示，所述收缩段2与侧壁内的冷却夹套3对应的侧壁前端端面设置有16个通孔7。
25.本公开实施例所述燃气掺混段1长度的确定过程包括：首先对燃气掺混段1中空腔体内的掺混燃烧进行分析，确定燃料和氧化剂掺混燃烧区，得到射流速度、燃烧反应、氧化剂、燃料、温度、压力、燃烧产物、速度分布特征；在燃气掺混段1的中空腔体内确定燃气掺混完全区域，从而确定出被测试样8安装区域；该区域推进剂已完成燃烧，燃气组分、射流速度相对稳定，可有效减少推进剂掺混燃烧对绝热材料烧蚀的影响。在本公开实施例中，被测试样安装槽4即被测试样8安装区域，被测试样安装槽4位于收缩段2的前端，所述燃气掺混段1与收缩段2通过螺栓固定连接；则根据被测试样8安装区域即可确定出燃气掺混段1的长度。在具体应用中，如果绝热材料所处的环境为掺混燃烧区域，绝热材料则可安装在发动机其他区域。
26.基于上述实施例所公开的测试装置结构的测试方法包括，在进行试样8测试时，先确定绝热材料实际烧蚀测试工况，再将被测试样8安装到环形状的试样安装槽4中，通过法兰或者螺栓将测试段和发动前端连接固定。点火测试则参照液体火箭发动机点火流程，先小流量点火，再逐渐加大氧煤油的量，达到试验工况，满足测试时间后，降低流量，再关掉氧气和煤油，完成熄火。待试样8冷却后，解开前后连接段，卸下发动机燃烧室，取出试样8即完成测试。
27.在本公开实施例中，首先确定绝热材料实际工作烧蚀参数；通过液体火箭发动机工作原理，设计氧煤油火箭发动机燃烧室；再通过理论分析或者仿真计算确保发动机内部燃烧室内收缩段2前的温度等参数与前述实际工作烧蚀参数一致；在此基础上，将发动机燃烧分割，设计试样安装段和冷却通道，构建等效模拟烧蚀内流场；在通过点火试验，实现绝热材料耐烧蚀性能测试。
28.本实施例所述测试方法是基于已知绝热材料工作环境参数和氧煤油液体火箭发动机工作原理，实现了用于绝热材料耐烧蚀性能测试的模拟等效烧蚀内流场的测试方法，从而实现绝热材料耐烧蚀性能的测试。
29.在测试过程中，测试装置内腔体温度超过2000k以上，为了保证测试装置的结构温度和试样8安装，本实施例将测试装置设计成小型发动机结构，燃气热流相对较小，通过煤油或者蒸馏水即可冷却，冷却水由测试装置燃烧前段头部后段流入，再流入测试装置后段头部，从后段尾部排出。

技术特征：
1.一种用于绝热材料烧蚀性能测试的内流场测试装置，其特征在于：包括燃气掺混段和收缩段；所述燃气掺混段与收缩段均设置为中空腔体；所述燃气掺混段与收缩段的侧壁内均设置有冷却夹套；所述燃气掺混段前端侧壁上设置一冷却介质入口；所述收缩段尾端侧壁上设置一冷却介质出口；所述燃气掺混段的前端设置为密封端；所述燃气掺混段前端的密封端上设置有点火装置和雾化喷嘴；所述燃气掺混段的尾端与前述收缩段的前端固定连接；所述燃气掺混段与前述收缩段的中空腔体相连通；所述燃气掺混段与前述收缩段的侧壁内的冷却夹套相连通；所述冷却介质入口与冷却介质出口均与前述冷却夹套相连通；所述收缩段的前端内壁上设置一试样安装槽。2.根据权利要求1所述用于绝热材料烧蚀性能测试的内流场测试装置，其特征在于：所述试样安装槽的深度与被测试样厚度相等。3.根据权利要求2所述用于绝热材料烧蚀性能测试的内流场测试装置，其特征在于：所述燃气掺混段的中空腔体呈圆筒状；所述收缩段的中空腔体呈圆锥筒状；所述燃气掺混段尾端与收缩段前端的中空腔体的纵截面圆形半径相等。4.根据权利要求3所述用于绝热材料烧蚀性能测试的内流场测试装置，其特征在于：所述试样安装槽呈环形槽；所述环形槽的纵截面圆形半径与前述燃气掺混段尾端中空腔体的纵截面圆形半径之差与被测试样厚度相等。5.根据权利要求4所述用于绝热材料烧蚀性能测试的内流场测试装置，其特征在于：所述燃气掺混段与侧壁内的冷却夹套对应的侧壁尾端端面设置有若干通孔；所述收缩段与侧壁内的冷却夹套对应的侧壁前端端面设置有若干通孔。6.根据权利要求5所述用于绝热材料烧蚀性能测试的内流场测试装置，其特征在于：所述燃气掺混段侧壁尾端端面上的通孔数量与前述收缩段侧壁前端端面上的通孔数量相等。7.根据权利要求6所述用于绝热材料烧蚀性能测试的内流场测试装置，其特征在于：所述冷却夹套内设置有冷却液。8.根据权利要求7所述用于绝热材料烧蚀性能测试的内流场测试装置，其特征在于：所述雾化喷嘴为气液直流嘴掺混雾化装置；所述点火装置为高压电弧点火装置。9.根据权利要求8所述用于绝热材料烧蚀性能测试的内流场测试装置，其特征在于，所述燃气掺混段长度的确定过程包括：首先对燃气掺混段中空腔体内的掺混燃烧进行分析，确定燃料和氧化剂掺混燃烧区，得到射流速度、燃烧反应、氧化剂、燃料、温度、压力、燃烧产物、速度分布特征；在燃气掺混段的中空腔体内确定燃气掺混完全区域，从而确定出被测试样安装区域；根据被测试样安装区域即可确定出燃气掺混段的长度。10.一种根据权利要求1-9所述用于绝热材料烧蚀性能测试的内流场测试装置的测试方法，其特征在于包括：首先确定绝热材料实际工作烧蚀参数；通过理论分析或者仿真计算确保燃气混参段内收缩段前的烧蚀参数与前述实际工作烧蚀参数一致；将被测试样安装到
试样安装槽中；点火测试，燃气流量由小逐渐增大，达到烧蚀工况要求，构建等效模拟烧蚀内流场，待满足测试时间后，降低流量，直至燃气关闭熄火；待被测试样冷却后，取出被测试样即完成测试。

技术总结
一种用于绝热材料烧蚀性能测试的内流场测试装置及方法，属于绝热材料性能测试领域，其特征在于：包括燃气掺混段和收缩段；燃气掺混段与收缩段均设置为中空腔体；燃气掺混段与收缩段的侧壁内均设置有冷却夹套；收缩段的前端内壁上设置一试样安装槽。将被测试样安装到测试装置内部，被测试样表面烧蚀环境相对稳定，可有效隔绝外界环境对材料评估的影响；通过控制燃气组分，实现燃气环境和烧蚀时间的精准控制，构建更加贴合实际的烧蚀环境，实现燃气环境的等效；可高效实现被测试样的有效安装和发动机燃烧室的有效冷却，试验重复性好；以气氧煤油液体火箭发动机为设计理念，实现了测试装置的小型化，使得测试装置的费用和试验成本大大降低。本大大降低。本大大降低。


技术研发人员：王金金 查柏林 高勇 苏庆东 温怡豪 刘凯旋
受保护的技术使用者：中国人民解放军火箭军工程大学
技术研发日：2022.02.11
技术公布日：2022/5/25