[发明专利]一种高温热防护材料热导率测试装置

说明书

本发明涉及一种高温热防护材料热导率测试装置，属于热防护材料热导率测试技术领域，解决了现有技术中测试温度范围不够、测试上限太低，不能准确高效测试某飞行器热防护材料的高温热导率的问题。测试装置包括燃气风洞试验段及用于向燃气风洞试验段喷射高温燃气的燃气风洞喷管段；燃气风洞试验段内安装有隔热装置，隔热装置为一端开口的腔体结构，开口侧与燃气风洞喷管段的喷口相对，待测样品放置在隔热装置的腔体内；热流计和温度传感器分三区域设置，内层用于测试数据进行计算，中、外层用于监测装置热量损失情况。本发明的测试装置实现了由燃气风洞加热能再现热防护材料实际使用工况的热导率原位测试，具有测试范围大、测试上限高、精准等优点。

技术领域

本发明涉及热防护材料物理特性测试技术领域，尤其涉及一种高温热防护材料热导率测试装置。

背景技术

随着航空航天的高速发展，尤其是高超声速、长时间的高超声速飞行也为高超声速技术提出了一系列亟待解决的技术难题，其中热障就是高超声速飞行器发展过程中必须首先解决的问题。飞行器在大气层内高速飞行时与空气发生碰撞和摩擦产生极高的温度使得高超声速飞行器处于极其苛刻的气动加热环境，对热防护材料更是提出了严峻的要求，要求材料具有良好的高温性能以适应苛刻的气动热环境。

热导率参数在热防护材料至关重要的参数，热防护材料热导率是表示热防护材料导热能力的大小的参数，即沿热流传递的方向单位长度上温度降低一度时单位时间内通过单位面积的热量。热导率测试技术以一维稳态傅里叶传热定律为理论基础，将具有一定宽厚比的试样放置于加热装置和冷却装置之间，当待测样品热面和待测样品冷面的温度均匀地恒定在一定的温差下时，理想状态下其内部(尤其是中心区域)会建立起准一维的纵向稳态热流，根据热流密度、待测样品热面温度、待测样品冷面温度和待测样品厚度即可得到待测样品的热导率。

加热装置是整个热导率测试装置的主体，目前稳态热防护材料热导率测试装置的加热上限是1000K，远达不到高超声速飞行器热防护材料的实际工况温度。瞬态激光测试装置的能量脉冲可达2700K，但是瞬态激光测试装置仅适用于金属、石墨、石墨烯、碳化硅等高导热系数材料的测试，无法对热导率极低的飞行器热防护材料这种多层复合材料进行测试。高超声速飞行器的高温热防护材料实际工况温度可高达3000K，而且材料热导率极低，材料热导率与温度呈现非线性关系，现有热导率测试装置远不能满足其测试需求。

基于此，针对目前热防护材料热导率测试装置的局限性，亟需提供一种测试装置的加热装置加热温度可以达到高超声速飞行器热防护材料实际工况温度、测试结果准确、客观，而且效率高的热导率原位测试装置。

发明内容

鉴于上述的分析，本发明提出的一种高温热防护材料热导率测试装置，用来测试实际工况温度极高、热导率极低的飞行器热防护材料的热导率，以解决现有测试装置的加热装置，其加热温度达不到实际工况温度，无法监测装置漏热情况，得到的测试结果不准确、不客观、效率低下等问题中的一个或多个。

为了解决上述问题，本发明采用的技术方案如下：

本发明公开了一种高温热防护材料热导率测试装置，包括：燃气风洞试验段及用于向燃气风洞试验段喷射高温燃气的燃气风洞喷管段；

燃气风洞试验段内安装有隔热装置，隔热装置为一端开口的腔体结构，开口侧与燃气风洞喷管段的喷口相对，待测样品放置在隔热装置的腔体内。

进一步地，上述隔热装置的腔体壁为双层结构，外层为控温层，内层为绝热层，外层和内层的形状匹配。

进一步地，上述控温层内设置有控温介质循环管路，所述控温层外表面设置有管路入口端和管路出口端。

进一步地，沿隔热装置腔体底部至开口侧方向，上述隔热装置内依次设置恒温冷板、样品安装板和待测样品，且三者尺寸匹配，恒温冷板面、样品安装板面均与待测样品热面平行，高温燃气沿隔热装置的开口侧至腔体底部方向喷射高温燃气至待测样品。