本發(fā)明涉及飛行器領(lǐng)域，尤其涉及一種基于一次飛行多種熱防護(hù)材料的綜合分析方法。

背景技術(shù)：

高超聲速飛行是指飛行速度≧5馬赫，高超聲速飛行器的有效載荷和最大射程與飛行器的設(shè)計(jì)重量息息相關(guān)，熱環(huán)境和防熱的精細(xì)化設(shè)計(jì)對(duì)高超聲速飛行器的重量?jī)?yōu)化具有重要的意義。但防熱材料在天地?zé)犴憫?yīng)之間的差異性對(duì)熱環(huán)境和防熱設(shè)計(jì)的精細(xì)化程度影響較大，針對(duì)真實(shí)服役環(huán)境下多種防熱材料在相同熱流條件下，熱響應(yīng)機(jī)制天地差異的綜合研究分析工作國(guó)內(nèi)外未見報(bào)道。需要發(fā)展一種綜合評(píng)估分析技術(shù)，為高超聲速飛行條件下的熱環(huán)境和防熱精細(xì)化設(shè)計(jì)提供技術(shù)支撐。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明解決的技術(shù)問題是：相比于現(xiàn)有技術(shù)，提供了一種基于一次飛行多種熱防護(hù)材料的綜合分析方法，通過測(cè)點(diǎn)布局方案設(shè)計(jì)獲取飛試條件下多種防熱材料前緣區(qū)域材料熱響應(yīng)數(shù)據(jù)、根據(jù)獲取的熱響應(yīng)數(shù)據(jù)辨識(shí)前緣區(qū)域熱流并結(jié)合飛試材料微結(jié)構(gòu)的變化，為翼前緣防熱設(shè)計(jì)提供支撐。

本發(fā)明目的通過以下技術(shù)方案予以實(shí)現(xiàn)：一種基于一次飛行多種熱防護(hù)材料的綜合分析方法，所述方法包括以下步驟：

步驟一：在飛行器的第一翼前緣上開設(shè)第一凹槽和第二凹槽，并在第一凹槽上安裝超高溫陶瓷材料、在第二凹槽上安裝第一C/SiC材料，在飛行器的第二翼前緣上開設(shè)第三凹槽和第四凹槽，并在第三凹槽上安裝抗氧化碳/碳材料、在第四凹槽上安裝第二C/SiC材料；

步驟二：在超高溫陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC材料和第二C/SiC材料內(nèi)部布置距離幾何前緣線不同深度的三個(gè)溫度傳感器；

步驟三：飛行器在臨近空間高超聲速飛行條件下，通過三個(gè)溫度傳感器獲取的溫度數(shù)據(jù)，得到超高溫陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料幾何前緣線處熱流變化，通過氣動(dòng)熱數(shù)值計(jì)算得到在已知的一系列催化系數(shù)條件下第一翼前緣和第二翼前緣幾何前緣線的熱流變化，并與超高溫陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料幾何前緣線處熱流變化進(jìn)行對(duì)比，獲得超高溫陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料在臨近空間高超聲速條件下的催化特性。

上述基于一次飛行多種熱防護(hù)材料的綜合分析方法中，所述方法還包括以下步驟：步驟四：獲取飛行器的飛試殘骸，對(duì)超高溫陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料翼前緣殘骸進(jìn)行切片，得到切片的微觀結(jié)構(gòu)變化和材料成分變化，并與參考微觀結(jié)構(gòu)圖像和參考XRD進(jìn)行對(duì)比，得到超高溫陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料經(jīng)歷的真實(shí)熱環(huán)境。

上述基于一次飛行多種熱防護(hù)材料的綜合分析方法中，在所述步驟四中，采用顯微鏡和XRD得到切片的微觀結(jié)構(gòu)變化和材料成分。

上述基于一次飛行多種熱防護(hù)材料的綜合分析方法中，在所述步驟一中，第一凹槽的橫截面形狀為梯形，第二凹槽的橫截面形狀為梯形。

上述基于一次飛行多種熱防護(hù)材料的綜合分析方法中，在所述步驟一中，第三凹槽的橫截面形狀為梯形，第四凹槽的橫截面形狀為梯形。

上述基于一次飛行多種熱防護(hù)材料的綜合分析方法中，在所述步驟一中，超高溫陶瓷材料設(shè)置于第一凹槽內(nèi)并與第一翼前緣膠接。

上述基于一次飛行多種熱防護(hù)材料的綜合分析方法中，在所述步驟一中，第一C/SiC材料設(shè)置于第二凹槽內(nèi)并與第一翼前緣膠接。

上述基于一次飛行多種熱防護(hù)材料的綜合分析方法中，在所述步驟一中，抗氧化碳/碳材料設(shè)置于第三凹槽內(nèi)并與第二翼前緣膠接。

上述基于一次飛行多種熱防護(hù)材料的綜合分析方法中，在所述步驟一中，第二C/SiC材料設(shè)置于第四凹槽內(nèi)并與第二翼前緣膠接。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比具有如下有益效果：

1)本發(fā)明實(shí)現(xiàn)多種防熱材料在同一飛試熱環(huán)境下考核，直觀對(duì)比在同一熱環(huán)境下材料燒蝕性能、溫度響應(yīng)的差異，指導(dǎo)翼前緣防熱精細(xì)化設(shè)計(jì)；

2)本發(fā)明采用翼前緣部件內(nèi)部布置多個(gè)溫度測(cè)點(diǎn)，實(shí)現(xiàn)了飛試條件下翼前緣部件溫度梯度數(shù)據(jù)的實(shí)時(shí)獲取。通過溫度梯度辨識(shí)獲得了真實(shí)飛行條件下的幾何翼前緣線熱流，對(duì)幾何翼前緣熱環(huán)境的精細(xì)化設(shè)計(jì)具有重要的意義；

3)本發(fā)明通過飛試殘骸切片進(jìn)行了微觀結(jié)構(gòu)和成分分析，獲取了翼前緣剖面微觀結(jié)構(gòu)形貌由外向內(nèi)的變化情況，直觀揭示飛試環(huán)境下翼前緣材料的熱響應(yīng)機(jī)制，為翼前緣材料在飛試條件下的精細(xì)化設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

附圖說明

圖1是本發(fā)明的翼前緣的示意圖；

圖2(a)是本發(fā)明的三個(gè)溫度傳感器的布置示意圖；

圖2(b)是本發(fā)明的三個(gè)溫度傳感器的布置又一示意圖。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)說明：

圖1是本發(fā)明的翼前緣的示意圖。結(jié)合圖1所示，本發(fā)明提供了基于一次飛行多種熱防護(hù)材料的綜合分析方法，該方法包括以下步驟：

步驟一：在飛行器的第一翼前緣上開設(shè)第一凹槽1和第二凹槽2，并在第一凹槽1上安裝超高溫陶瓷材料、在第二凹槽2上安裝第一C/SiC材料，在飛行器的第二翼前緣上開設(shè)第三凹槽3和第四凹槽4，并在第三凹槽3上安裝抗氧化碳/碳材料、在第四凹槽4上安裝第二C/SiC材料。具體的，圖1中的上部分為第一翼前緣，下部分為第二翼前緣。

步驟二：在超高溫陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC材料和第二C/SiC材料內(nèi)部布置距離幾何前緣線不同深度的三個(gè)溫度傳感器。具體的，如圖2(a)和圖2(b)所示，三個(gè)溫度傳感器5距離幾何前緣線7不同深度。

步驟三：飛行器在臨近空間高超聲速飛行條件下，通過三個(gè)溫度傳感器獲取的溫度數(shù)據(jù)，得到超高溫陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料幾何前緣線處熱流變化，通過氣動(dòng)熱數(shù)值計(jì)算得到在已知的一系列催化系數(shù)條件下第一翼前緣和第二翼前緣幾何前緣線的熱流變化，并與超高溫陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料幾何前緣線處熱流變化進(jìn)行對(duì)比，獲得超高溫陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料在臨近空間高超聲速條件下的催化特性。需要理解的是，氣動(dòng)熱數(shù)值計(jì)算為比較成熟的技術(shù)，本實(shí)施例不再詳細(xì)贅述。

步驟四：獲取飛行器的飛試殘骸，對(duì)超高溫陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料翼前緣殘骸進(jìn)行切片，采用顯微鏡和XRD對(duì)切片的微觀結(jié)構(gòu)變化、材料成分變化進(jìn)行分析，得到超高溫陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料經(jīng)歷的溫度條件。

其中，步驟三中氣動(dòng)熱數(shù)值計(jì)算是將材料表面催化特性作為邊界條件，求解一系列表面催化系數(shù)下的帶組分源項(xiàng)的熱化學(xué)反應(yīng)流動(dòng)N-S方程組，由傅立葉定律求解得到對(duì)應(yīng)的表面熱流。步驟四中抗氧化碳/碳材料幾何翼前緣線附近SiO2成分已經(jīng)耗盡，由于SiO2在1800℃以下難以耗盡完全，因此判斷抗氧化碳/碳材料幾何翼前緣附近峰值溫度超過1800℃，超高溫陶瓷材料幾何前緣線附近SiO₂層較薄，SiO₂的生成溫度為1300℃，因此判斷超高溫陶瓷材料幾何翼前緣線峰值溫度略超1300℃，第一C/SiC材料幾何翼前緣線附近SiO₂耗盡，證明第一C/SiC材料幾何前緣線附近溫度超過1800℃，第二C/SiC材料幾何翼前緣附近SiO₂未出現(xiàn)耗盡現(xiàn)象，但SiO₂出現(xiàn)明顯的熔融狀態(tài)，SiO₂熔點(diǎn)為1700℃，SiO₂耗盡的起始溫度1800℃，因此，第二C/SiC材料幾何翼前緣線附近的溫度為1700℃～1800℃。

上述實(shí)施例中，在步驟一中，第一凹槽1的橫截面形狀為梯形，第二凹槽2的橫截面形狀為梯形。具體的，如圖1所示，第一凹槽1和第二凹槽2的橫截面形狀均為梯形，第一凹槽1、第二凹槽2與第一翼前緣的形狀相對(duì)應(yīng)，從而能夠在第一翼前緣很好的開設(shè)第一凹槽1和第二凹槽2。

上述實(shí)施例中，在步驟一中，第三凹槽3的橫截面形狀為梯形，第四凹槽4的橫截面形狀為梯形。具體的，如圖1所示，第三凹槽3和第四凹槽4的橫截面形狀均為梯形，第三凹槽3、第四凹槽4與第二翼前緣的形狀相對(duì)應(yīng)，從而能夠在第二翼前緣很好的開設(shè)第三凹槽3和第四凹槽4。

上述實(shí)施例中，在步驟一中，超高溫陶瓷材料設(shè)置于第一凹槽1內(nèi)并與第一翼前緣膠接。具體的，將超高溫陶瓷材料擠壓入第一凹槽1內(nèi)，并將超高溫陶瓷材料與所接觸的第一翼前緣膠接，從而使得連接牢固。

上述實(shí)施例中，在步驟一中，第一C/SiC材料設(shè)置于第二凹槽2內(nèi)并與第一翼前緣膠接。具體的，將第一C/SiC材料擠壓入第二凹槽2內(nèi)，并將第一C/SiC材料與所接觸的第一翼前緣膠接，從而使得連接牢固。

上述實(shí)施例中，在步驟一中，抗氧化碳/碳材料設(shè)置于第三凹槽3內(nèi)并與第二翼前緣膠接。具體的，將抗氧化碳/碳材料擠壓入第三凹槽3內(nèi)，并將抗氧化碳/碳材料與所接觸的第二翼前緣膠接，從而使得連接牢固。

上述實(shí)施例中，在步驟一中，第二C/SiC材料設(shè)置于第四凹槽4內(nèi)并與第二翼前緣膠接。具體的，將第二C/SiC材料擠壓入第四凹槽4內(nèi)，并將第二C/SiC材料與所接觸的第二翼前緣膠接，從而使得連接牢固。

本發(fā)明實(shí)現(xiàn)多種防熱材料在同一飛試熱環(huán)境下考核，直觀對(duì)比在同一熱環(huán)境下材料燒蝕性能、溫度響應(yīng)的差異，指導(dǎo)翼前緣防熱精細(xì)化設(shè)計(jì)；并且本發(fā)明采用翼前緣部件內(nèi)部布置多個(gè)溫度測(cè)點(diǎn)，實(shí)現(xiàn)了飛試條件下翼前緣部件溫度梯度數(shù)據(jù)的實(shí)時(shí)獲取。通過溫度梯度辨識(shí)獲得了真實(shí)飛行條件下的幾何翼前緣線熱流，對(duì)幾何翼前緣熱環(huán)境的精細(xì)化設(shè)計(jì)具有重要的意義；并且本發(fā)明通過飛試殘骸切片進(jìn)行了微觀結(jié)構(gòu)和成分分析，獲取了翼前緣剖面微觀結(jié)構(gòu)形貌由外向內(nèi)的變化情況，直觀揭示飛試環(huán)境下翼前緣材料的熱響應(yīng)機(jī)制，為翼前緣材料在飛試條件下的精細(xì)化設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

以上所述的實(shí)施例只是本發(fā)明較優(yōu)選的具體實(shí)施方式，本領(lǐng)域的技術(shù)人員在本發(fā)明技術(shù)方案范圍內(nèi)進(jìn)行的通常變化和替換都應(yīng)包含在本發(fā)明的保護(hù)范圍內(nèi)。