郝雪帆,曹涛锋,张 虎*
(1.西安交通大学 航天航空学院 陕西省先进飞行器服役环境与控制重点实验室,西安 710049;2.西安航天动力技术研究所,西安 710025)
固体火箭发动机(固体发动机)因其结构简单、响应快速、可靠性高等特点被广泛应用于运载火箭、导弹武器、姿轨控制等领域[1-3]。固体发动机采用半被动热防护方式,通过燃烧室内绝热层和喷管热防护材料的烧蚀来保证燃烧室及喷管壳体正常工作。工程设计这些热防护材料的厚度时留有一定裕量,其设计精细化水平关系到发动机质量比、安全性、喷管效率等性能指标,对发动机综合性能有着重要影响[4-6]。固体发动机热防护材料的烧蚀是一种多种物理化学现象强耦合的复杂过程[7-8],准确获得发动机内部热环境参数是对热防护材料进行精细化设计的重要前提。固体发动机内部热环境参数的准确获取难度较大,主要受限于以下两个方面：一方面,烧蚀材料表面存在着两相流动、对流传热、辐射传热耦合的复杂流动传热现象,使得热防护材料服役热边界条件难以准确预测。固体发动机内部的流动传热过程包括含熔融燃烧颗粒的多组分燃气形成的高温高压两相对流传热以及燃气和熔融颗粒的参与性辐射传热,壁面附近还存在着熔融颗粒沉积、热化学烧蚀和机械侵蚀,这些复杂物理过程的准确建模和精确计算还存在着显著不足[1,4,7]。另一方面,发动机内高温(>3000 K)、高压(>5 MPa)等严苛的服役工况也使得内部热环境参数的原位动态实验数据难以准确获得。发动机内含熔融颗粒冲击的热流环境以及热防护材料表面烧蚀过程中的动态退移导致难以直接对壁面热流进行准确测量。埋入传感器的测量结果也会受到传感器与热防护材料热惯性差异的影响,部分测量结果经辨识处理才能得到表面热流参数,辨识精度不仅受到瞬态效应影响,还受到热防护材料烧蚀过程中变化的材料物性参数等因素的影响。由于缺乏准确可靠的原位动态测量数据,使得数值预示方法无法得到有效验证,进一步限制了固体发动机内部热流环境数值预示方法的发展[9]。
与固体发动机热防护材料厚度精细化设计相关的热环境参数主要是内壁面温度和热流[10-12],到达热防护材料表面的总热流包括对流热流和辐射热流,喷管中对流传热占据主导因素[9,13],燃烧室中颗粒与燃气参与的辐射传热是主要的传热机制,甚至接近燃烧室内壁面总热流[9,13],对绝热层的烧蚀过程影响显著[10-12]。因此,燃烧室内壁面辐射热流需要特别关注[12]。国内外研究机构针对固体发动机内部热环境的实验测量已开展了一些研究,但在高精度的原位动态温度和热流测量方法上依然存在明显不足,并缺少准确可靠的内壁面辐射热流实验数据。为全面了解固体发动机内部热环境实验研究现状,本文从固体发动机内壁面温度、总热流和辐射热流测量三个方面对国内外研究进展进行详细的调研,总结了各类方法的测量原理、特点及应用现状,并对这些方法用于固体发动机内部热环境测量进行了评述和展望。
如图1所示,常用的温度测量方法可分为接触式和非接触式两类,其中接触式测温方法包括膨胀式测温、电量式测温、光电式测温及热色测温,非接触式测温方法包括光谱测温、辐射测温、干涉测温和声学测温等[14-15]。固体发动机内部高温高压含熔融颗粒的燃气冲刷环境使得多数常规测温方法不适用于其内壁面温度测量。较为适用的方法主要有热电偶测温、黑体光纤测温和超声测温,下面分别对这三种方法在固体发动机内壁面温度测量中的应用进行介绍。
图1 温度测量方法分类[14-15]Fig.1 Classification of the temperature measurement methods[14-15]
1.1 热电偶测温
热电偶测温在固体发动机内壁热环境测量中得到了较为广泛的应用。测温上限最高的钨-铼热电偶工作温度可达2500 K,但在氧化性环境下会出现失效的问题[14]。热电偶按照安装方式可分为铠装热电偶、埋设热电偶和薄膜热电偶三类。薄膜热电偶适用于超燃冲压发动机和航空发动机中非烧蚀表面的温度测量,而对于固体发动机中存在烧蚀和动态退移的表面并不适用。下面主要介绍铠装热电偶和埋设热电偶在固体发动机中的应用。
由于具有坚固耐用的优点,铠装热电偶被广泛应用于固体发动机内壁面温度的测量[16-25]。在结构设计方面,由于发动机内温度较高,铠装热电偶丝一般为耐温上限较高的镍铬-镍硅或铂-铑等贵金属材料,热电偶外包裹陶瓷材料等制成的耐高温抗氧化保护套。在安装方面,多数研究通过钻孔将其安装在离发动机内表面一定距离处,以避免高温燃气的冲刷,无法直接测得内壁面温度,需开发温度辨识方法反推内壁面温度。航天科技八院801所[16]和美国NANMAC公司[17-18]采用铂铑-铂热电偶分别测得的喉衬内壁面下2.5 mm处和燃烧室绝热层内壁面下0.6 mm处的最高温度均超过了2000 K,但并未对内壁面温度进行反演。开发耐烧蚀环境的铠装热电偶,可与燃气直接接触测量壁面温度,如NANMAC公司于20世纪80年代研发了一系列快响应烧蚀热电偶[18],如图2所示,这类热电偶可在端部发生烧蚀的情况下不断形成新的测量结点,从而实现烧蚀状态下的测量[19]。航天科工六院41所[20]将其用于测量固体发动机喉衬内壁面温度,获得了燃烧室内压以及喉衬壁面温度和热流,如图3所示。航天科技八院801所[21]用其埋于内壁面下测得的温度结合Beck序列函数法反推了喉衬内壁面温度,反演的最高温度达1923 K,如图4所示,获得的另一内壁下测点温度反演值与测量值对比显示其最大误差为7.9%,但在反演过程中未考虑表面烧蚀的影响。铠装热电偶的外壳材料对测量结果有很大影响,相同热电偶丝在同样的工况下采用热物性更接近壁面材料的壳体材料测得的温度更准确[18],如图5所示。
图2 NANMAC公司的快响应烧蚀热电偶[19]Fig.2 Fast-response eroding thermocouple of NANMAC[19]
(a)Temperature (b)Heat flux图3 测得的燃烧室压强和喉衬内温度及热流[20]Fig.3 Measured pressure of combustion chamber temperature and heat flux of inner surface of throat[20]
(a)Temperature (b)Heat flux (c)Temperature of measuring point图4 喉衬内壁面的温度、热流及内壁中测点的温度[21]Fig.4 Temperature,heat flux of the inner surface of throat and temperature of measuring point in throat[21]
图5 外壳材料对铠装热电偶测量结果的影响[18]Fig.5 Influence of case material on measured results of armored thermocouple[18]
(a)Image of the holes drilled (b)X-ray image图6 电火花加工技术钻孔图像及预埋[28]热电偶喷管的X-射线图像[29]Fig.6 Image of the holes drilled with the EDM technique[28] and X-ray image of the nozzle with pre-buried thermocouples[29]
为减小热物性不匹配对测量区域原始温度场造成的扰动,可采用埋设热电偶丝的方式测量发动机内壁面的温度[26-30],热电偶丝可通过钻细孔的方式插入材料内部[26-28],如图6(a)所示,也可在热防护材料成型时将热电偶埋设其中[29-30],通过内部测点温度经反问题辨识获得内壁面温度。
为减小热电偶对原始热环境的热扰动,提高响应速度,热电偶丝直径需要尽可能细,并将热电偶端头垂直热流方向埋入。壁面材料在成型固化时具有一定流动性,为确定热电偶测温点精确位置,可结合X-射线技术进行探测[29],如图6(b)所示。这种方式相比铠装热电偶对发动机热扰动更小,响应速度更快,但实施成本和操作难度较大,美国Aermotherm公司[29]和ATK公司[30]分别将其用于喷管和燃烧室绝热层内部温度测量。
为克服铠装热电偶对原位温度场扰动大和埋设热电偶实施难度大的缺点,一些机构开发了烧蚀材料探头用于固体发动机内壁面温度测量[31-34]。如图7所示,烧蚀材料探头的测量原理是将若干热电偶丝嵌入与发动机内壁面材料相同的材料中制成探头,然后埋入发动机内壁中,通过辨识方法反推壁面温度。Aerotherm公司[31]基于钨-铼热电偶加工成的烧蚀探头测得喷管内壁下3.8 mm处的温度超过2200 K。ATK公司[32]很早便将其用于固体发动机内壁温度测量,并对其进行了改进。宾夕法尼亚州立大学[33]的研究人员用图7(a)所示的烧蚀探头测量了燃烧室绝热层近表面的温度。图8(a)的结果显示测点越靠近表面则升温速率越大且会因烧蚀而失效。西北工业大学的研究团队[34]利用烧蚀探头测得了固体发动机中受熔融颗粒冲击部分绝热层内部温度,如图8(b)所示,并推断靠近内壁面测点温度的下降和二次升高分别对应着初始沉积层的形成和液滴稳态沉积过程。
(a)Schematic diagram (b)X-ray image (c)Photo图7 烧蚀材料探头示意图[33]、X-射线图像[33]及实物图[2]Fig.7 Schematic diagram[33],X-ray image[33]and photo[32]of the ablative plug
(a)Pennsylvania state university[33] (b)Northwestern polytechnic university[34]图8 烧蚀探头测量的温度Fig.8 Measured temperature of ablative plug
1.2 黑体光纤测温
如图9(a)所示,黑体光纤测温的原理是将高发射率材料腔体埋入待测部位,通过光纤将腔体发出的辐射信号传输至数采装置并通过信号处理获得目标温度[35]。用于高温测量的光纤一般为蓝宝石光纤,黑体腔一般由陶瓷或金属材料溅射而成[35-37]。
图9 黑体光纤测温示意图[35-36]Fig.9 Schematic of temperature measurement with optical fiber and blackbody[35-36]
受限于蓝宝石光纤的熔点(～2300 K),多数研究中测温上限为2200 K左右,浙江大学童利民等采用熔点更高的氧化钇-氧化锆单晶光纤(～2973 K)实现了2573 K以上的温度测量[36-37]。光纤测温在高温下精度较高,温度低于873 K时精度不高[36]。通过在端头掺杂Cr+引入荧光测温机制来解决低温下精度下降的问题,如图9(b)所示,但这种端头的制作和标定较复杂,且耐2300 K以上高温的单晶光纤尚处于实验室研制阶段[36]。法国航空航天研究院(ONERA)研发了用于烧蚀材料内部温度测量的黑体光纤传感器[38-39],中北大学[40]研发了测温上限达2273 K的蓝宝石光纤黑体腔高温传感器,并测量了某发射箱前框瞬态最高温度为1738 K,但用于固体发动机内壁面温度测量方面的研究还未见公开报道。
1.3 超声测温
固体中的超声波传播速度与温度相关,因此可通过测量固体中的超声速度间接测量材料温度。如图10所示,超声换能器激发的超声信号沿波导材料向前传播,当超声信号传播到有若干凹槽的端面处时会产生若干不同的回波信号,在已知凹槽间隔的情况下,通过测量超声回波的时间差可计算端面处的超声速度。超声测温起源于20世纪60年代,主要用于核反应堆堆芯温度测量[41]。采用高温合金作为波导材料的超声测温方法可实现3200 K以上的温度测量[44],但高温校准和信号处理较为复杂,在航天航空领域应用不多。2018年中北大学魏艳龙等设计了一套基于铱铑合金超声导波的测温系统[41],如图11所示,通过在铱铑合金波导材料外面加装隔热材料、压盖和耐高温保护鞘制成温度传感器,并利用高温加热炉及铂铑热电偶进行标定,将传感器安装在固体发动机燃烧室中,测温端头直接与高温燃气接触,结果如图12所示,测得的最高温度为2017 K,且温度的下降相比压强的下降有一定滞后。中北大学[40]基于钨铼合金研制的超声波导测温系统理论测温上限达3273 K,并在发动机中实现了2473 K的温度测量。
图10 超声波测温法示意图[41]Fig.10 Schematic diagram of ultrasonic measurement method[41]
图11 超声波测温传感器示意图[41]Fig.11 Schematic structure of ultrasonic temperature measurement sensor[41]
(a)Pressure (b)Temperature图12 测的燃烧室压强与温度[41]Fig.12 Measured pressure and temperature of combustion chamber[41]
上述测温方法在固体发动机中的应用情况总结在表1中。热电偶的三种实施方式均有应用,铠装热电偶法的误差定量分析尚未见报道,埋设热电偶的反演模型中一般忽略内壁面的烧蚀与动态退移,三种方法都无法直接对实际固体发动机内壁温度实现精确的测量。黑体光纤和超声测温的测温上限相对更高,但由于涉及的物理量中间转化过程多、测温系统复杂、高温校准难度大,在固体发动机内壁温度测量方面的应用尚不广泛。
表1 内壁面温度测量总结Table 1 Summary of temperature measurement for internal surface
常用的热流测量方法按其原理可分为三种,分别是基于温度梯度、基于能量平衡和基于半无限大体假设的测量方法[42-44],如图13所示。三种方法在固体发动机中均有应用,根据其安装形式可分为嵌入式和内置式两类。下面分别对这两类方法在固体发动机内壁面总热流测量中的应用进行介绍。
图13 热流测量方法总结[42-44]Fig.13 Summary of the heat flux measurement methods[42-44]
(a)Temperature (b)Heat flux (c)Heat transfer coefficient of wall图14 埋入热流传感器对固体发动机内壁面热环境的影响[33]Fig.14 Influence of embedded heat flux sensor on the inner thermal environment of SRM[33]
2.1 嵌入式测量方法
嵌入式测量方法通过将热流传感器嵌入发动机壁面材料中,传感区域与壁面平齐,从而测量内部热环境作用到壁面的热流[45-46],但埋入传感器的引入会影响原位热环境[33]。宾夕法尼亚州立大学Martin[33]指出,固体发动机绝热层内埋入热流传感器后,受传感器热物性与热防护材料之间的差异及传感器为确保高温环境下的安全服役引入的水冷措施,会引起传感器周围温度场变化,进而引起壁面对流换热系数和热流密度的变化,最终导致测量值偏离原始热环境参数,如图14所示。该方法实施方便,实际发动机热流测量中一般优选这种方法。因此,下面介绍实际应用的几种嵌入式热流测量方法。
水卡量热计通过测量热流计冷却水的温升得到进入热流计的热流密度。该方法基于能量平衡原理,需在稳态工况下使用,所需点火时间较长,测量的是冷却水覆盖区域的平均热流[47-50]。西北工业大学团队[47-49]设计了一种水卡量热计并测量了含金属推进剂固体发动机内受熔融颗粒冲击壁面的总热流,其结构如图15所示,该量热计利用背面的铜质环形通道加强换热,并利用周围包裹的隔热材料减少散热。实验中其最大测量值达7.1 MW/m2,但实验中铜质换热件表面温度明显低于烧蚀过程中绝热层表面温度,数据仍需进行修正以转化为实际发动机可用数据。
图15 水卡量热计结构示意图[47]Fig.15 Schematic structure of water calorimetry[47]
塞块式量热计通过测量嵌入在壁面材料内部塞块的温升得到进入塞块的热流,应在温度场达到稳态之前进行测量[51]。为使塞块表面接收热流全部转化为塞块温升,塞块周围一般布置隔热材料或气体环腔使塞块周围为近似绝热,但实际上绝热条件难以严格满足,且塞块引入会影响局部温度场,影响测量精度[51]。塞块式热流计结构简单、易于安装,可在实验中大量应用,但塞块使用过后可能会发生烧蚀,一般只做单次使用[51]。宾夕法尼亚州立大学团队[52-55]使用塞块式量热计对含金属推进剂固体发动机内壁面多点的热流进行了测量,图16为使用的塞块式量热计,测得的最大热流值为4.5 MW/m2,测量结果与CFD预测的趋势一致,但测量精度未进行定量分析。
图16 塞块式量热计[53,55]Fig.16 Slug calorimeter[53,55]
戈登(Gardon)热流计通过测量热沉上圆形箔片中心与周围热沉的温差获得到达箔片表面的热流,适用于稳态和瞬态工况下的热流测量[51]。西北工业大学研究团队[56]利用HT50-20型戈登热流计测量了固体发动机喷管喉部壁面热流,热流计最高工作温度达1873 K,响应时间为0.1 s,测量的最大热流为0.5 MW/m2。印度高能材料研究实验室[57]也使用戈登热流计进行了类似的测量。美国Sverdrup公司[50]利用这三种热流计对受固体发动机羽流冲击壁面热流进行了测量,发现塞块式量热计和戈登热流计在实验中都经历了严重的烧蚀,保守估计其测量误差为20%～25%。
以上三种热流测量方法均可直接测得表面热流,但由于热物性的差异和对原流场热边界层的扰动形成的横向热传导误差与热扰动误差使得其测量结果往往偏大,如图14所示。早期的研究曾针对热扰动误差提出过经验方法来修正,但CFD模拟已表明其中引入的假设和近似使其在用于普遍情况时准确性难以保证[33]。
铠装热电偶通过测量发动机内壁面或结构内部的温度,结合辨识方法可用来反推壁面热流,因此往往与温度测量一起进行。对于烧蚀可忽略的表面,反演模型的控制方程仅为导热方程,这也是目前大多数模型的反演基础[18-21,58]。对于烧蚀不可忽略的表面,材料表面的热化学反应和动态退移使得仅用热传导不足以描述材料的传热过程,此时还需结合表面参数和准确的烧蚀模型来反演材料的热响应过程,此方面的研究目前还较少。
2.2 内置式测量方法
内置式测量方法是在内壁不同位置处埋入热电偶丝,测量测点处温度,以反推内壁面的热流[45-46],该方法对结构的热扰动小,响应速度快。埋入热电偶的方法分为预埋热电偶丝和烧蚀材料探头两类。预埋热电偶丝的工艺比较复杂,且其位置无法固定。目前,用到的大多是打孔埋入烧蚀材料探头[33,59,60]。宾夕法尼亚大学MARTIN等[33,59]结合利用图17所示的烧蚀探头及导热反问题分析得到了含金属推进剂固体发动机内壁面的总热流,并通过另一测点温度验证其可靠性,反演的无量纲表面热流及温度如18所示(受限于保密问题,温度与热流均为无量纲数值)。
图17 热电偶埋设位置示意图[59]Fig.17 Schematic installation of thermocouples[59]
(a)Identified heat flux
西北工业大学关轶文等[60]采用类似的探头和Beck非线性估计方法得到了含金属推进剂固体发动机内壁面的热流,图19和图20分别为相应的热流探头及反演的热流数据,最大值达32.5 MW/m2。Aerotherm公司的BARKER等[31]利用烧蚀探头测量喷管内部温度,并将表面烧蚀参数作为烧蚀程序的输入来计算喷管内部热响应,并不断调整输入参数直到喷管内部热响应与测量值吻合后得到考虑烧蚀过程的内壁面热流。
图19 热流探头结构示意图[60]Fig.19 Schematic structure of heat flux sensor[60]
图20 热流实验数据[60]Fig.20 Measured heat flux[60]
上述热流测量方法在固体发动机中的应用情况总结在表2中,总体上嵌入式测量方法的实施难度较小,应用广泛,但存在对结构热扰动大的问题,测量精度难以保证,内置式测量方法对结构的热扰动小,响应速度更快,但需结合物性准确测试和发展辨识方法,才能得到壁面热流密度,在固体发动机领域应用仍较少。
表2 内壁面总热流测量总结Table 2 Summary of the total heat flux measurement for internal wall surface
目前国内外针对固体发动机内壁面热流的测量主要关注总热流或对流热流,而对辐射热流测量的实验研究相对较少。如图21所示,含金属推进剂燃烧后产生的熔融颗粒可能会沉积在发动机内壁面,影响辐射热流计表面光路,导致其无法正常工作[33]。探测装置及引入的颗粒沉积屏蔽措施也会改变探测器周围的流场和温度场,使测量结果偏离真实工况[33]。上述困难和问题的存在,致使公开文献中含金属推进剂发动机内部壁面辐射热流测量的相关报道较少。
图21 辐射热流探头附近的熔融颗粒沉积现象[33]Fig.21 Molten particle deposition near the radiative heat flux probe[33]
20世纪60年代美国Aerotherm公司BAKER等[31]针对含铝推进剂固体发动机开发了一种基于戈登热流计的辐射热流测量探头,如图22所示,该探头埋于壁面孔洞之下,用红外波段透过性良好且机械强度较高的蓝宝石窗口隔绝对流热流,戈登热流计则置于窗口之下。为避免熔融颗粒沉积,一股惰性气流(如氮气)流过热流计周围环腔,并垂直探头表面射入上方孔洞中,起到吹扫熔融颗粒的作用,同时对热流计进行冷却。实验后发现喉部探头上方孔洞的侧壁出现了颗粒沉积,而出口锥部位的探头却无颗粒沉积出现。同一时期阿里亚尼弹道实验室BROOKLEY等[61]针对固体发动机燃烧室绝热层表面辐射热流测量也设计了类似的探头,并且探头与内表面齐平安装其视场角相比BAKER等更不易受颗粒沉积影响,但燃烧室中颗粒速度更低,窗口表面出现了更多的沉积颗粒。使用冷却气流吹扫颗粒时,吹扫气流冷却局部燃烧产物会导致探头读数偏低,需结合仿真分析,谨慎选择气流流量,保证在屏蔽颗粒的前提下又能减少对流场的干扰。
图22 辐射热流探头结构示意图[31]Fig.22 Schematic structure of radiative heat flux probe[31]
20世纪90年代伊利诺伊大学ISHIHARA等[62]通过在药柱中嵌入光纤实现了对药柱表面入射辐射热流的测量,如图23所示。通过辐照灯加热系统对光纤测量系统进行标定,并确定了光纤角度对辐射热流的影响。药柱点火燃烧后,对燃烧室进行降压猝熄,将光纤取出与未使用过的光纤在辐照灯下进行测量对比后,确定光纤未受颗粒遮挡影响后再推算药柱表面的辐射热流。实验结果表明含铝推进剂燃烧表面的辐射热流不可忽略,且其在总热流中的占比随压强和铝含量的增大而增大。实验中光纤几乎垂直于药柱表面,如图24所示,即颗粒出射表面,因此未受到颗粒沉积的干扰,验证了光纤测量方法的可行性,但该方法在应用于存在颗粒沉积的表面时需设计颗粒屏蔽措施。
图23 辐射热流测量装置示意图[62]Fig.23 Schematic diagram of radiative heat flux measurement[62]
图24 药柱中的光纤[62]Fig.24 Optical fiber in the propellant[62]
2013年宾夕法尼亚州大学MARTIN等[33,63]在实验发动机上设计了一种针对熔融氧化铝颗粒冲击环境下的辐射热流测量装置,如图25所示。通过使用蓝宝石窗口隔绝燃气对流作用,并引入两股惰性气流一斜一正射向窗口上方,以防熔融颗粒沉积在窗口表面,在窗口下方使用Schmidt-Boelter热流计测量透过窗口的辐射热流。由于颗粒屏蔽装置的设计,该辐射热流测量装置存在接收视场角较小的问题。为减小屏蔽气流对流场的干扰,MARTIN等通过对气流流量进行不断调节来得到无颗粒沉积的最小气流流量,并指出将辐射热流装置应用到大型固体发动机时,需研究屏蔽气流的影响规律以实现高精度测量。
图25 防冲刷辐射热流测量示意图[63]Fig.25 Schematic diagram of radiative heat flux measurement with deposition elimination[63]
2019年斯坦福大学和罗马大学的LECCESE等[64]针对混合火箭发动机开发了一种辐射热流测量装置,如图26所示。LECCESE等采用蓝宝石窗口屏蔽燃气的对流作用,在窗口下方用光纤将辐射信号传至傅里叶光谱仪进行处理分析。由于使用的光谱仪分析范围仅为0.1～1.1 μm,需将信号按普朗克定律延拓后才能得到总辐射热流。该团队还使用CFD方法计算了辐射热流,并与实验测量结果进行对比,发现计算结果远大于测量结果,经分析后认为差异是由辐射热流测量对探头视场角的敏感性及蓝宝石窗口上方孔洞内的碳烟导致。
图26 LECCESE等的辐射热流测量装置[64]Fig.26 Radiative heat flux measurement equipment proposed by LECCESE[64]
图27为采用数值模拟获得的接收辐射热流与探测器视场角(FOV)之间的关系(受限于保密问题,数据均为无量纲数值)。停机后对探测器的表面分析表明蓝宝石窗口上方存在碳烟沉积,导致探测器上方介质吸收能力增强和视场角减小,从而减少了接收辐射热流。基于上述经验,LECCESE等建议在设计测量装置时应尽可能增大探头视场角,使用红外波段分析范围宽的光谱仪,并在数值模拟时考虑碳烟的影响。
图27 辐射热流与探测器视场角之间的敏感性分析[64]Fig.27 Sensitivity analysis between radiative wall heat flux and FOV angle of sensor[64]
2021年法国航天航空研究院BOULAL等[65]对非金属药柱加压燃烧室中的壁面总热流和辐射热流进行了测量,如图28所示。燃烧室壁面安装三个总热流计和三个辐射热流计,两种热流计的设计相似,都使用铂电阻测量表面温度,二氧化硅管被用来充当半无限大体,同时铂电阻表面被涂上黑漆以尽可能吸收辐射热流。BOULAL等还使用红外相机测量了推进剂火焰的辐射信号,并通过辨识方法重构了火焰作用到传感器表面的辐射热流,重构结果与热流计测量数据吻合。由于该装置仅针对非金属推进剂火焰测量开展,不能直接应用于含熔融颗粒燃气冲击情况下的壁面辐射热流测量。
图28 热流计示意图[65]Fig.28 Schematic diagram of heat flux meter[65]
上述固体发动机辐射热流测量现状概括总结列于表3中,由于辐射传热的特殊性和熔融颗粒的干扰,含铝推进剂固体发动机内辐射热流的测量相比总热流测量而言还不成熟。国际上以美国为主的研究机构开展了部分研究,而在国内还未有公开的研究报道。
表3 固体发动机内壁面辐射热流测量总结Table 3 Summary of radiative heat flux measurement for internal wall surface of solid rocket motor
(1)壁面温度测量方面,铠装热电偶法应用最广但测量误差大,且在误差分析和数据修正方面的研究尚为空白;烧蚀探头法测量误差相对小,但在反演模型往往忽略材料表面烧蚀且其误差尚未有定量分析。在后续研究中建议结合铠装热电偶法和烧蚀探头法构建不同精度的测量方法体系,结合数值模拟建立相应的误差分析和数据修正方法,并探索黑体光纤测温法和超声测温法在3000 K以上高温固体发动机壁面温度测量的应用。
(2)壁面总热流测量方面的情况与温度测量方面类似,嵌入式测量方法在实施方法方面已经有了长足的研究,可到达定性研究的目的,但在测量精度和修正方法方面的定量研究仍为空白;内置式测量方法在反演模型方面仍只考虑材料内部的导热,需建立考虑材料表面烧蚀传热效应和边界推移的反演模型,以推动测量方法从定性到定量研究的转变。
(3)壁面辐射热流测量方面,仅在颗粒屏蔽措施、对流隔绝手段、辐射热流接收和信号转换技术方面进行了原理性研究,并发现测量装置对原位温度场的扰动、表面碳烟沉积、辐射热流接收视场角等因素对测量结果有很大影响,亟需开展针对这些因素的影响规律研究,结合数值模拟方法获得定量误差影响规律,以最终指导高精度辐射热流测量方法的设计。
目前,固体发动机内壁面热环境参数测量取得了一定的发展,但在原位动态测量数据及其可靠性分析方面仍有很大不足。固体发动机热防护系统精细化设计的发展趋势对热环境测量精度提出了更高的要求。本文最后提出一种固体发动机热环境精细测量及精度分析研究思路,可为后续开展相关研究提供一定参考。首先,利用高温燃气喷流冲击等高温加热方法验证试验测量手段的可靠性和测量精度,如使用高温比色计和红外热像仪结合测量热防护材料表面温度分布,使用热电偶测量热防护材料内部和背部温度,并采用高温黑体标定高温比色计和热电偶,使用嵌入式热流计测量总热流,通过设计对流隔绝及颗粒屏蔽措施后测量辐射热流,并采用水流量热平衡等方法对热流测量精度进行标定。然后,进行固体火箭发动机热环境参数动态测量,获得壁面温度、总热流、辐射热流等参数,结合热防护材料发射率测试,获得进入热防护材料内部的净热流。最后,建立固体发动机内部热环境数值预示方法,定量分析测量传感器引入对原位热环境的扰动影响规律,对实验测量结果进行修正。
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