火箭发动机试验与测量技术.docx

1、火箭发动机试验与测量技术再入大气环境下材料性能的实验模拟方法研究学习报告SY1616666XX这篇学习报告的资料来源西北工业大学2006届材料学院毕业生赵东林同学。我对他的题目为再入大气环境下材料性能的实验模拟方法研究的硕士毕业论文进行了学习和思考，得到了一些自己的理解与认识。碳/碳化硅陶瓷基复合材料（C/SIC）是一种新型放热结构一体化材料，具有优异的耐高温性能、抗氧化性能、摩擦性能以及低密度等 特点，是第二代空天飞行器防热结构一体化的关键材料。根据跨大气层飞行器再入大气层的气动加热环境和C/SIC复合材料构件的应用特点，要求C/SIC陶瓷基复合材料应具有优异的应力氧化烧蚀性能，以满足防热结

2、构一体化构件重复使用的要求；优异的高温连接性能，以满足制造大型复杂防热结构一体化构件的需要；优异的高温高载低速摩擦磨损性能，以满足方向舵、襟翼等活动防热结构一体化构件的使用要求。作者根据材料再入环境的应力氧化烧蚀、高温连接以及高温高载低速摩擦磨损性能模拟的要求。研制了用于材料环境性能研究的再入大气环境实验模拟设备。该设备由常压亚音速燃气流风洞、材料力学试验机与伺服传动装置等部分组成。主要研究内容与结果如下：1、设计并制造常压亚音速燃气流风洞，实现了再入大气热物理化学环境的模拟。该风洞加热效率高，几分钟内就可加热到最高温度1800；燃气成分与大气成分相近，可长时间（约30min）持续运行。2、设

3、计并制造伺服传动装置，实现了方向舵、襟翼等活动控制构件铰链链接的机械传动模拟。该装置能够对高温高载条件下的试验件进行转速控制（0180r/min）和转矩控制（050Nm）。3、设计并制造应力氧化烧蚀、高温链接以及高温高载低速摩擦磨损性能试验模拟的试验件和夹具。4、进行了C/SIC材料的应力氧化烧蚀、高温链接以及高温高载低速摩擦磨损性能试验模拟验证，结果表明材料再入大气环境性能试验模拟设备达到了设计要求。1、环境模拟因素空天飞行器在此以美国的太空返回舱X-38为例进行说明。X-38从120km高空以第一宇宙速度（7.8km/s）开始再入大气，气动加热使热流密度缓慢上升，但此时周围大气稀薄，实际的

4、加热量并不大。当飞行高度低于100km后，大气密度和压力增加，大气阻力越来越明显，这是气动加热的主要阶段。此时空天飞行器利用空气动力来控制升力的大小与方向，从而控制再入阶段的飞行速度，当飞行速度将为10马赫式，气动加热最为严重，热流密度在约600s时达到最大值约0.7MW/m2。随着飞行速度的进一步降低，气动加热作用减弱，热流密度下降，整个再入大气过程持续约2250s。气动加热会使其表面达到极高温度，机头处温度约为1800，机翼和尾翼前缘温度约为1460，襟翼迎风面整体温度可达1650，在两个襟翼间隙处，由于不存在辐射，局部温度可达1830，同时，还要经受颤振、起落架摆振等作用。防热结构一体化

5、材料的环境性能研究方法主要有再入大气环境性能的试验模拟和飞行试验两种。飞行试验过程非常复杂，成本高昂，准备周期长，只适用于少数构建的演示验证试验，对于需要频繁实验的基础环境性能研究显然是不适用的。材料的再入大气环境性能的试验模拟相对周期短、成本低、实验过程可控性强，可根据再入环境参数，实现对再入环境的等效模拟，是研究材料再入环境性能最有效的方法。目前的再入环境性能实验模拟设备如：等离子电弧风洞、辐射加热器和燃气风洞等。要确定材料再入大气环境性能的实验模拟方法，就必须先确定要实现的环境模拟因素。根据材料再入环境下的应力氧化烧蚀，连接构件的高温连接性能以及高温高载低速摩擦磨损性能的研究要求。本文的

6、模拟因素可以分为再入大气热物理化学环境和应力环境两类。再入大气热物理化学环境的因素参数主要有温度、大气成分、气流速度等，应力环境因素参数主要有气动载荷和转动载荷。2、实验模拟方法2.1、应力氧化烧蚀和高温连接性能的试验模拟只要实现了再入大气热物理化学环境与气动载荷的耦合，就可以对材料的应力氧化烧蚀和高温连接环境性能进行研究。本文基于上述要求设计了一种常压亚音速燃气流风洞来模拟再入大气的热物理化学环境。该燃气流风洞选用高燃烧值的甲烷作为燃烧剂，保证了高加热效率和高试验温度；用氧/氮混合气为氧化剂，使燃气成分接近空气成分；设计了冷却效率高的小型燃气发生器，使风洞的运行时间可达30分钟（接近空天飞行

7、器的再入大气时间）。该燃气流风洞除了气流速度外基本实现了对再入大气热物理化学环境的全因素模拟。虽然风洞燃气速度与高马赫的真实气流速度相差较大，但气流速度对材料的影响可以等效到温度和载荷因素中去。因此，采用常压亚音速燃气流风洞与材料力学试验机耦合的方案可以满足对材料应力氧化烧蚀和高温连接性能的研究。2.2、高温高载低速摩擦磨损性能的试验模拟与应力氧化烧蚀和高温连接性能相比，材料再入大气时的高温高载低速摩擦磨损性能的试验模拟更为复杂。它不但包括了与应力氧化烧蚀、高温连接相同的再入大气热物理化学环境和气动载荷，还包括转动载荷的作用。因此，在应力氧化烧蚀和高温连接实验模拟方案的基础上，增加机械转动装置

8、，通过再入大气热物理化学环境、气动载荷和转动载荷的耦合，实现对再入大气环境的高温高载低速摩擦磨损性能的试验模拟。3、材料再入大气环境性能实验模拟设备的组成及工作原理图1和图2分别为本文再入大气环境性能实验模拟设备的示意图和实物图，其主要组成部分由常压亚音速燃气流风洞、材料力学试验机和伺服传动装置（分别为图1中的2、3、4）。该设备由常压亚音速燃气流风洞产生高温富氧燃气，使试验件承受与再入大气相近的物理化学环境，再通过材料力学试验机对试验件施加与气动载荷等效的机械载荷，可以研究再入大气模拟环境下材料的应力氧化烧蚀和高温连接性能。通过伺服传动装置带动试验件在再入大气等效模拟环境下转动，可以对材料再

9、入大气过程中的高温高载低速摩擦磨损性能进行研究。图1 材料再入大气环境性能实验模拟设备示意图1-冷却水系统；2-常压亚音速燃气流风洞；3材料力学试验机；4-伺服传动装置；5-气源；6-气体控制系统图2 材料再入大气环境性能实验模拟设备实物图4、材料再入大气环境性能实验模拟设备的实验验证4.1、材料再入大气环境的应力氧化烧蚀性能模拟实（1）实验过程应力氧化烧蚀实验选取以一下三个环境:温度1300，含氧量20%的燃气环境；温度1500，含氧量20%的燃气环境；温度1800，含氧量20%的燃气环境。应力条件为垂直载荷，加载速率0.5mm/s。 把哑铃型C/SIC试验件安装在常压亚音速燃气流风洞实验段

10、，启动常压音速燃气流风洞。当实验段产生的高温燃气流稳定后，启动材料力学试验机对C/SIC试验件施加垂直载荷，直至试验件断裂，实验结束。图3为C/SIC试验件的应力氧化烧蚀实验过程。其中(a)是温度1300，含氧量20%的燃气环境下的应力氧化烧蚀实验；(b)是温度1500，含氧量20%的燃气环境下的应力氧化烧蚀实验；(c)是温度1800，含氧量20%的燃气环境下的应力氧化烧蚀实验。图3 C/SIC试验件的应力氧化烧蚀试验（2）试验结果 温度1300，含氧量20%的燃气环境下对两个C/SIC试验件进行了实验，拉伸强度分别达到245MPa和230MPa。图4为两个试验件的应力-位移曲线。温度1500

11、，含氧量20%的燃气环境下对两个C/SIC试验件进行了实验，拉伸强度分别达到270MPa和232MPao图5为两个试验件的应力-位移曲线。 温度18000，含氧量20%的燃气环境下对两个C/SIC试验件进行了实验，拉伸强度分别达到255MPa和239MPa。图6为两个试验件的应力-位移曲线。 图7为室温下C/SIC应力氧化烧蚀试验件的应力一位移曲线，其拉伸强度为235MPa。 与室温强度相比，在含氧量20%温度分别为1300, 1500, 1800条件下，材料的强度没有下降，说明C/SIC试验件为正常破坏。图4 温度1300，含氧量20%时的应力-位移曲线图5 温度1500，含氧量20%时的应

12、力-位移曲线图6 温度1800，含氧量20%时的应力-位移曲线图7 室温下C/SIC试验件的应力-位移曲线4.2、材料再入大气环境的高温连接性能模拟实验（1）实验过程 把H型C/SIC连接试验件安装在实验段(图8 )，启动常压亚音速燃气流风洞，当高温燃气稳定后，启动材料力学试验机进行加载，加载速率0.2mm/s，直至材料的连接强度不再上升。图9为温度1500、含氧量20%环境下的高温连接实验。图8 C/SIC试验件的安装图图9 高温连接性能实验（2）实验结果在温度1500和含氧量20%的高温氧化燃气中，C/SIC复合材料连接试验的连接强度可达224MPa。图10为实验的应力-位移曲线。图10

13、C/SIC连接实验的应力-位移曲线4.3、材料高载低速摩擦磨损性能模拟实验（1）实验过程在室温条件下把C/SIC摩擦磨损试验件安装在实验段(如图11所示)，启动伺服传动装置，转速为32转/分，带动C/SIC轴销转动，当转动平稳时，启动材料力学试验机加载，加载速率为10N/s ,记录实验过程的载荷、转速和转矩。图11 室温摩擦磨损实验（2）实验结果图4-13为两个C/SIC摩擦磨损试验件的扭矩-载荷曲线，可以看出扭矩与载荷基本上呈线性关系，符合摩擦力随径向载荷线性增加的趋势。试验件A在载荷达到5800N，C/SIC轴销发生“抱死”，此时转矩值约为50Nm。试验件B在载荷达到5000N，C/SIC

14、轴销发生“抱死”，此时转矩值约为45Nm；图12 摩擦磨损实验的扭矩-载荷曲线5、材料再入大气环境性能实验模拟设备的特点本研究的模拟设备在加热方式、气体控制以及实验段结构设计等方面采用了其它环境性能模拟设备所未曾用过的新方式，且模拟设备的各个分系统可独立运行不受其它分系统的制约，灵活性大。通过一系列再入大气环境性能的模拟验证实验，表明该设备具有许多独特的优点: (1)模拟因素全，基本实现了再入大气热物理化学环境、气动载荷和转动载荷的藕合模拟。在目前常用的再入大气环境性能实验设备中，试验件一般处在全封闭的实验段中，虽然有些可以实现环境与机械载荷的藕合，但对于实现同转动载荷的藕合至今还未见任何报道

15、。本研究的等效环境模拟设备的实验段没有采用全封闭设计，而是在不影响设备的安全性和可靠性的前提下，设计了一定程度的敞开结构，使伺服传动装置能够任意时间带动试验件转动。 (2)实验效率高，实验成本低。普通的再入大气环境性能模拟设备要达到再入大气的超高温度，需要长达数小时的升温过程，必然要消耗大量的能源，使实验成本变得十分昂贵，同时长时间的升温过程会导致单次实验周期过长，实验效率低。而本研究的再入大气环境性能模拟设备采用燃气流风洞加热，升温速度快，可以在短短几分钟内达到1800，大大缩短了升温过程，实验效率高。另外，本文模拟设备的运行不需要大功率的供电系统，消耗的能源主要是甲烷、氧气和氮气等常用的工

16、业气体，价格低廉，极大地节约了实验成本。 (3)实验精度高。目前大部分性能实验模拟设备都在实验段安装了探测器、传感器等来测量所产生环境的温度、气体压力和流量等参数。但是由于探测器和传感器本身存在着测量误差，而且测量精度还要受周围环境和安装位置等条件的影响，因此实验精度较低。本研究的模拟设备没有在实验段安装任何传感器和探测器，而是结合热力学理论计算和实验标定修正，得出再入大气模拟环境的工况值。在实验中只要设定各个工况值，就能实现要模拟的再入环境，避免了由测量仪器引起的误差。另外，本设备还采用了气体流量控制器，自动根据工况值调节气体流量，减少了人为因素造成的误差，进一步提高了实验精度。 (4)高安

17、全性，高可靠性。本研究的再入大气等效环境性能实验模拟设备没有配备其它模拟设备的高压(高达上千伏)供电系统，维护和使用安全方便;本模拟设备设计了特殊的冷却系统，当实验段内部温度达1800时，实验段外壁仅有45，有效地避免了实验中的高温对其它设施和操作人员的损害；本设备以甲烷为燃烧剂，燃烧产物主要是水和二氧化碳，设备的整个工作过程清洁无污染，对周围环境无任何破坏性。因此，本研究的再入大气环境等效实验模拟设备具很好的安全性和可靠性。 (5)集多种实验功能为一体。本文的模拟设备是靠多个分系统组合来实现再入坏境模拟的，各个分系统有各自的独立性，不相互制约，因此可满足应力氧化烧蚀、高温连接、高温高载低速摩

18、擦磨损等多种性能的模拟实验。(6)具有一定的可扩展空间。本文的模拟设备目前产生的模拟环境最高温度是1800，如果对模拟设备的冷却水系统进行改进，可使模拟温度达到2500，可用于更高温度要求的研究;若对气体控制环节加以改进则可使燃气气流速度由现在的亚音速达到超音速，用于有超音速要求的实验。6、学习之后的思考本例中使用的再入飞行热环境模拟设备为燃气加热风洞。在改良的基础上时工作时间接近30分钟，但仍比航天器实际再入时间要短。此外，气流速度与载入速度上去甚远。使用甲烷为燃料可提供的温度为1800，这与实际再入温度相近，但在地面试验中，我们希望可以使用更高的温度以提高材料可靠性。最后，使用温度和载荷因

19、素来代替气流的影响不可避免的会出现误差。这些是使用燃气加热风洞作为热环境模拟设备本身的弱势。根据再入飞行的环境特点，基于热量等效的相似准则，可以使用一种基于热等离子体为热源的地面模拟再入飞行烧蚀试验系统。该试验系统以低温热等离子体为热源，可产生温度高达10K以上的热等离子体，经过喷管后形成速度高达3Ma左右的超音速等离子体射流，对再入飞行器的热防护材料进行烧蚀试验研究，从而达到地而模拟再入飞行的试验目的。该试验系统的工作原理为：供气系统将主气(氩气或氮气)、辅助气体(氢气)送进控制台，在控制台中通过流量控制器调节各自的气体流量，并输出进入到等离子体发生器。控制台通过水电缆给等离子体发生器的阴极

20、和阳极之间提供高压电源，经点火后在阴极和阳极之间放电，点燃工作气体，形成高温等离子体。等离子体经喷管后形成超音速的等离子体射流。系统采用强制制冷的方式冷却等离子发生器管壁。为了模拟再入中的粒子侵蚀，可以在射流扩张段，注入特殊的粉末粒子，形成带粒子的侵蚀射流。另外，通过调整三自由度试验台架的平移、旋转等姿态，来模拟再入飞行的不同姿态.其原理如图13所示。实验系统的工作气体流量和电量大小可以通过相应的流量控制器控制，参数连续可调，从而满足不同的工况需要。图13 等离子体试验系统组成示意图为了模拟再入飞行的热环境，采用热量等效的方法，即对再入飞行的热防护材料采用马赫数和热流密度相同的等离子体射流进行

21、驻点烧蚀。使用这种以热等离子体为热源的再入飞行地面模拟试验系统可以解决或在在一定程度上解决以甲烷燃烧为热源的再入飞行地而模拟试验系统的弊端。但不足之处在于该实验系统的工作气体为氢气和氢气，与真实的大气成分有较大的差别，需进一步研制氮气和氧气为主要工作气体的等离子系统。另外，由于再入飞行的速度梯度大，马赫数变化幅度宽，提高地而模拟系统射流的马赫数是函待解决的问题。目前已有的再入飞行地面模拟试验系统还没有真正意义上能够完全模拟再入环境的功能，这也是很多火箭发动机试验与测试实践中面临的切实问题。在实际工作中，需要科研工作者根据所要研究问题的意义有所侧重的进行选择，甚至，对关键部件要使用不同试验系统严格保证其可靠性。