1.本发明涉及电弧加热设备地面试验气流参数测量，用于叠片电弧加热器混合试验介质的气流焓值测量，属于飞行器地面气动热试验研究领域。


背景技术：

2.电弧加热设备通过电弧加热空气介质的方式获得高温气流，可以模拟飞行器再入的气动热环境，是开展防热材料筛选和考核的首选地面试验模拟环境。目前主要的电弧加热设备包括管式、分段、交流、叠片等多种形式，其中叠片电弧加热因其可以同时模拟高焓和高压热环境，是新型高超声速飞行器进行热防护地面试验的重要设备，其中以美国nasaames研究中心的60mw ihf叠片加热设备和中国航天空气动力技术研究院fd-17 50mw叠片电弧风洞为代表。叠片电弧加热器通过氩气介质起弧，同时为了减少电极烧蚀，提高设备运行安全性，试验过程中一般在电极片间通入氩气保护气，隔绝电极表面与空气介质的接触，由于氩气介质为惰性气体介质，其与铜电极不发生反应，铜电极表面的氧化烧蚀大大降低，从而满足千秒量级的电弧加热试验，满足飞行器对于飞行弹道全轨道的模拟。但是少量氩气的通入，与主气流空气介质进行混合，对电弧加热器试验气流的焓值确定提出了新的问题。由于现有主流的气流焓值确定方法-平衡声速法，该方法是针对纯空气介质的焓值测定方法，对于上述带氩气保护气的混合试验介质的气流焓值，需要进一步发展相应的焓值确定方法。


技术实现要素：

3.本发明的技术解决问题：提出了电弧加热试验混合试验介质焓值确定方法，基于冷热气分压，结合热平衡计算，快速计算混合试验气流的温度，进一步获得电弧加热试验混合试验介质的气流总焓。该方法适用于带氩气保护气的混合试验介质的焓值确定。
4.本发明的技术方案：电弧加热试验混合试验介质焓值确定方法，包括以下步骤；
5.(1)、输入电弧加热试验实际测量的参数：混合室热气压p
热
，混合室冷气压p
冷
，氩气质量流量混合室内除氩气外另外一种气体，记为气体b质量流量
6.(2)、根据所述的质量流量对混合室冷气压p
冷
进行分配，获得气体b和氩气的冷气压分压p
冷1
、p
冷2
；
7.(3)、假定氩气的热气压分压初始值p
热1_0
＝p
冷1
，获得气体b的初始热气压p1＝p
热-p
冷1
；
8.(4)、基于气体b热气压p1和冷气压p
冷2
,利用冷热气流量守恒，获得气流温度初始值t
热1
；
9.(5)、根据t
热1
获得氩气的热气压p
热1_n
(n≥2)，获得气体b热气压pn＝p
热-p
热1_n
，进一步联合气体b冷气压p
冷2
,获得气流温度t
热n
；
10.(6)、判断t
热n
是否收敛，若收敛气流最终温度t＝t
热n
；否则进行迭代计算，根据t
热n
获得氩气的热气压p
热1_n+1
，获得气体b热气压p
n+1
＝p
热-p
热1_n+1
，进一步联合气体b冷气压p
冷2
,获得气流温度t
热n+1
，直至t
热n+1
收敛，气流最终温度t＝t
热n+1
；
11.(7)、依据获得的气流温度t，分别获得氩气的焓值h1和气体b的焓值h2；
12.(8)、依据氩气的焓值h1和气体b的焓值h2，获得混合试验介质的焓值h0。
13.优选的，所述的气体b为空气、co2、或n2。
14.优选的，所述步骤(2)的确定方法如下:
[0015][0016]
其中t
冷
为混合试验介质冷态条件下的温度；a
*
为混合室外部喷管的喉道面积，对于空气:c＝0.04042；对于氩气：c＝0.0504；对于二氧化碳：c＝0.0482；对于氮气：c＝0.0397；。
[0017]
优选的，t
冷
以温度传感器实测值为准，所述冷态条件下的温度在280-300k之间。
[0018]
优选的，所述步骤(5)的确定方法如下：
[0019][0020][0021]
其中γb、mb分别为气体b的比热比和气体摩尔质量，r0为普适气体常数，下标“冷”和“热”分别代表电弧加热器不工作时和工作时的状态。
[0022]
优选的，所述步骤(4)的确定方法如下：
[0023][0024]
优选的，所述步骤(7)的确定方法如下：
[0025]
依据热力学计算氩气焓值与气流温度的关系、空气焓值与气流温度、压力的关系：
[0026]
氩气：h1＝f1(t)
[0027]
空气：h2＝f2(t,p)
[0028]
根据步骤(5)中确定的气流最终温度t，即获得氩气和空气各自的焓值。
[0029]
优选的，所述步骤(7)中h0的确定方法如下：
[0030][0031]
本发明方法适用于带氩气保护气的高速飞行器热防护电弧加热地面试验的气流参数确定，满足非纯空气单一试验介质下高焓叠片电弧加热器气流焓值精确定量，实现对飞行器再入气动热环境的更准确模拟。
[0032]
本发明与现有技术相比的优点如下：
[0033]
(1)本发明提供了一种电弧加热试验混合试验介质焓值计算方法，弥补了现有焓
值确定方法对于混合试验介质焓值确定的不足。
[0034]
(2)本发明基于电弧加热试验混合试验介质压力和流量参数的测量，可以实时获得混合试验介质焓值的变化，非常便捷高效，具有极强的工程可实现性。
[0035]
(3)本发明的混合试验介质焓值确定方法，不局限空气主气流介质，同时适用于带氩气保护气的co2、n2等试验介质焓值确定，也适用于对火星大气气动热地面模拟试验的焓值确定。
附图说明
[0036]
图1为本发明电弧加热试验混合试验介质焓值确定方法的流程图。
[0037]
图2为本发明纯空气介质气流焓值与温度、压力的关系；
[0038]
图3为本发明纯氩气介质气流焓值与温度的关系。
具体实施方式
[0039]
下面结合附图和实施例对本发明作进一步详细描述：
[0040]
电弧加热试验过程中的试验装置包括用于将电弧加热器产生的热气流与与另一部分冷气流进行混合、调节气流并稳定压力的混合稳压室，混合后的气流经喷管膨胀加速后在喷管出口形成超声速气流；压力测量装置测量混合稳压室内的压力，测量电弧加热器工作时热态压力p；流量测量装置测量进入电弧加热器和混合室内的气体流量上述压力测量值和流量测量值实时输出给数据分析终端，数据分析终端基于气流焓值h0与实际测量的压力p和气体流量的关系，实时获得气流焓值。
[0041]
如图1为本发明电弧加热试验混合试验介质焓值确定方法的布局示意图。本发明的混合试验介质焓值确定方法，不局限空气主气流介质，同时适用于带氩气保护气的co2、n2等试验介质焓值确定，下面以空气为例进行说明，步骤如下：
[0042]
(1)、输入电弧加热试验实际测量的参数：混合室热气压p
热
，混合室冷气压p
冷
，氩气质量流量空气质量流量
[0043]
(2)、根据所述的质量流量对混合室冷气压p
冷
进行分配，获得空气和氩气的冷气压分压p
冷1
、p
冷2
；
[0044][0045]
其中t
冷
为混合试验介质冷态条件下的温度，一般在280-300k之间，以温度传感器实测值为准；a
*
为外部喷管(3)的喉道面积，对于空气:c＝0.04042；对于氩气：c＝0.0504；
[0046]
(3)、假定氩气的热气压分压初始值p
热1_0
＝p
冷1
，获得空气的初始热气压p
n_0
＝p
热-p
冷1
；
[0047]
(4)、基于空气热气压p
n_0
和空气冷气压p
冷2
,利用冷热气流量守恒，获得气流温度t
热n
；
[0048][0049][0050]
其中γ
、
m分别为混合气体比热比和气体摩尔质量，r0为普适气体常数，下标“冷”和“热”分别代表电弧加热器不工作时和工作时的状态；
[0051]
(5)、将t
热n
代入公式进行迭代计算，获得氩气的热气压p
热1_n
，获得第n次迭代的空气热气压pn＝p
热-p
热1_n
，进一步联合空气冷气压p
冷2
,获得气流温度t
热n+1
；
[0052]
步骤(4)中的γ和m为气体温度t和压力p的函数,当迭代计算获得气流温度t
热n
后，计算获得新的γn和mn,进行下一步迭代计算，直至收敛。
[0053]
当t
热n+1
无法收敛时继续进行迭代计算；当t
热n+1
收敛时，中止迭代计算，气流最终温度t＝t
热n+1
；
[0054]
(6)、依据获得的气流温度t，分别获得氩气的焓值h1和空气的焓值h2；
[0055]
氩气：h1＝f1(t)
[0056]
空气：h2＝f2(t,p)
[0057]
依据热力学计算的f1(t)和f2(t,p)关系，结合获得的气流温度t，即可以获得氩气和空气各自的焓值。
[0058]
图2给出了本发明纯空气介质气流焓值与温度、压力的关系，依据上述迭代计算获得气流温度和实测的压力，即可以获得空气的焓值；图3给出了本发明纯氩气介质气流焓值与温度的关系，依据上述迭代计算获得气流温度，即可以获得氩气的焓值。
[0059]
(7)依据氩气的焓值h1和空气的焓值h2，获得混合试验介质的焓值h0：
[0060][0061]
本发明方法适用于带氩气保护气的高速飞行器热防护电弧加热地面试验的气流参数确定，满足非纯空气单一试验介质下高焓叠片电弧加热器气流焓值精确定量，实现对飞行器再入气动热环境的更准确模拟。
[0062]
上述仅为本发明的较佳实施例及所运用技术原理。本领域技术人员会理解，本发明不限于这里所述的特定实施例，对本领域技术人员来说能够进行各种明显的变化、重新调整和替代而不会脱离本发明的保护范围。因此，虽然通过以上实施例对本发明进行了较为详细的说明，但是本发明不仅仅限于以上实施例，在不脱离本发明构思的情况下，还可以包括更多其他等效实施例，而本发明的范围由所附的权利要求范围决定。
[0063]
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员的公知常识。