[发明专利]基于一次飞行多种热防护材料的综合分析方法

说明书

本发明公开了一种基于一次飞行多种热防护材料的综合分析方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：步骤一：在第一凹槽上安装超高温陶瓷材料、在第二凹槽上安装第一C/SiC材料，在第三凹槽上安装抗氧化碳/碳材料、在第四凹槽上安装第二C/SiC材料；步骤二：布置距离几何前缘线不同深度的三个温度传感器；步骤三：通过气动热数值计算得到热流变化，并与超高温陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料几何前缘线处热流变化进行对比，获得超高温陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料在临近空间高超声速条件下的催化特性。本发明根据获取的热响应数据辨识前缘区域热流并结合飞试材料微结构的变化，为翼前缘防热设计提供支撑。

技术领域

本发明涉及飞行器领域，尤其涉及一种基于一次飞行多种热防护材料的综合分析方法。

背景技术

高超声速飞行是指飞行速度≧5马赫，高超声速飞行器的有效载荷和最大射程与飞行器的设计重量息息相关，热环境和防热的精细化设计对高超声速飞行器的重量优化具有重要的意义。但防热材料在天地热响应之间的差异性对热环境和防热设计的精细化程度影响较大，针对真实服役环境下多种防热材料在相同热流条件下，热响应机制天地差异的综合研究分析工作国内外未见报道。需要发展一种综合评估分析技术，为高超声速飞行条件下的热环境和防热精细化设计提供技术支撑。

发明内容

本发明解决的技术问题是：相比于现有技术，提供了一种基于一次飞行多种热防护材料的综合分析方法，通过测点布局方案设计获取飞试条件下多种防热材料前缘区域材料热响应数据、根据获取的热响应数据辨识前缘区域热流并结合飞试材料微结构的变化，为翼前缘防热设计提供支撑。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种基于一次飞行多种热防护材料的综合分析方法，所述方法包括以下步骤：

步骤一：在飞行器的第一翼前缘上开设第一凹槽和第二凹槽，并在第一凹槽上安装超高温陶瓷材料、在第二凹槽上安装第一C/SiC材料，在飞行器的第二翼前缘上开设第三凹槽和第四凹槽，并在第三凹槽上安装抗氧化碳/碳材料、在第四凹槽上安装第二C/SiC材料；

步骤二：在超高温陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC材料和第二C/SiC材料内部布置距离几何前缘线不同深度的三个温度传感器；

步骤三：飞行器在临近空间高超声速飞行条件下，通过三个温度传感器获取的温度数据，得到超高温陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料几何前缘线处热流变化，通过气动热数值计算得到在已知的一系列催化系数条件下第一翼前缘和第二翼前缘几何前缘线的热流变化，并与超高温陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料几何前缘线处热流变化进行对比，获得超高温陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料在临近空间高超声速条件下的催化特性。

上述基于一次飞行多种热防护材料的综合分析方法中，所述方法还包括以下步骤：步骤四：获取飞行器的飞试残骸，对超高温陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料翼前缘残骸进行切片，得到切片的微观结构变化和材料成分变化，并与参考微观结构图像和参考XRD进行对比，得到超高温陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料经历的真实热环境。

上述基于一次飞行多种热防护材料的综合分析方法中，在所述步骤四中，采用显微镜和XRD得到切片的微观结构变化和材料成分。

上述基于一次飞行多种热防护材料的综合分析方法中，在所述步骤一中，第一凹槽的横截面形状为梯形，第二凹槽的横截面形状为梯形。

上述基于一次飞行多种热防护材料的综合分析方法中，在所述步骤一中，第三凹槽的横截面形状为梯形，第四凹槽的横截面形状为梯形。

上述基于一次飞行多种热防护材料的综合分析方法中，在所述步骤一中，超高温陶瓷材料设置于第一凹槽内并与第一翼前缘胶接。