1.本发明涉及飞行器电弧加热地面模拟试验气流参数测量，用于管式、分段、厚叠片等电弧加热器不同特种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.电弧加热设备利用击穿放电，可以模拟航天器/飞行器进出大气层时的气动热环境，电弧加热试验是验证航天器/飞行器热防护设计和热防护系统的关键步骤。以往的的飞行器主要进出地球大气，电弧加热试验基本以空气试验介质开展试验，对于其气流状态一般以w,winovich提出的平衡声速法实现对于空气介质下气流状态的评估，但其存在一定局限性，其焓值测量上限只能到23mj/kg，目前，随着飞行器速度越来越高，马赫数ma高于20非常常见，新型的飞行器正在向25-30马赫数发展，其再入气流焓值在30-50mj/kg之间，现有的气流焓值确定方法需要进一步发展补充。同时，随着人类向外太空的探索，越来越多的航天器向地球外行星开展探索，我国的天问一号、美国的毅力号等火星探测器陆续将登陆火星地面，火星大气的成分以co2和n2为主，其高温下的热物性参数与空气介质存在很大的差异，在电弧加热地面试验开展对火星探测器再入热环境模拟时，地面试验气流焓值的测量方法需要进一步发展。


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特种试验介质焓值测量装置及测量方法,可适用于空气、co2、n2等特种试验介质的焓值测量，可以实现模拟地球大气再入和火星大气进入条件下的焓值确定，焓值测量适用范围覆盖0.05-50mj/kg。
4.本发明的技术方案：电弧加热试验特种试验介质测量装置，包括电弧加热器(1)、混合稳压室(2)、喷管(3)、压力测量装置(4)、流量测量装置(5)和数据分析终端(6)；
5.混合稳压室(2)将电弧加热器(1)产生的热气流与混合稳压室(2)进入的冷气流进行混合，调节气流并稳定压力，混合后的气流经喷管(3)膨胀加速后在喷管(3)出口形成超声速气流；压力测量装置(4)测量混合稳压室(2)内的压力，测量电弧加热器(1)工作时热态压力p；流量测量装置(5)测量进入电弧加热器(1)和混合室(2)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(6)，数据分析终端(6)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。
6.优选的，通过数据分析终端(6)确定电弧加热器(1)的气流焓值方法如下：
7.1)计算得到电弧加热器气流焓值应变量x：
[0008][0009]
其中a为喷管(3)的喉道面积；
[0010]
2)根据电弧加热器(1)气流焓值h0＝fi(x)关系，获得不同特种试验介质的焓值，下
标i代表不同的特种试验介质。
[0011]
优选的，所述的特种试验介质包括空气、二氧化碳、氮气。
[0012]
优选的，所述气流焓值h0＝fi(x)的关系，针对空气试验介质具体表述为：
[0013][0014]
优选的，所述气流焓值h0＝fi(x)的关系，针对二氧化碳试验介质具体表述为：
[0015][0016]
优选的，所述气流焓值h0＝fi(x)的关系，针对氮气试验介质具体表述为：
[0017][0018]
优选的，所述电弧加热器(1)为管式低焓电弧加热器，或分段中焓电弧加热器，或叠片高焓电弧加热器。
[0019]
优选的，上述管式低焓电弧加热器焓值范围h0《10mj/kg，分段中焓电弧加热器焓值范围为6mj/kg《h0《15mj/kg，叠片高焓电弧加热器焓值范围为10mj/kg《h0《25mj/kg。
[0020]
优选的，所述喷管(3)为轴对称锥形超声速喷管或矩形超声速喷管。
[0021]
电弧加热试验特种试验介质测量方法，步骤如下：
[0022]
1)、混合稳压室(2)，将电弧加热器(1)产生的热气流与冷气流进行混合，调节气流并稳定压力，混合后的气流经喷管(3)膨胀加速后在喷管(3)出口形成超声速气流；
[0023]
2)、压力测量装置(4)测量混合稳压室(2)内的压力，测量电弧加热器(1)工作时热态压力p，并把压力值输出给数据分析终端(6)；
[0024]
3)、流量测量装置(5)测量进入电弧加热器(1)和混合室(2)内的气体流量并把流量值输出给数据分析终端(6)；
[0025]
4)数据分析终端(6)基于上述获得的压力值p和流量值结合不同特种试验介质
i气流焓值与x之间的关系h0＝fi(x)，实现对于气流焓值的测量,其中
[0026]
优选的，所述气流焓值h0＝fi(x)的关系，针对空气试验介质具体表述为：
[0027][0028]
针对二氧化碳试验介质具体表述为：
[0029][0030]
针对氮气试验介质具体表述为：
[0031][0032]
优选的，所述气流焓值h0＝fi(x)的关系,能够实现对于现有常规飞行器即飞行马赫数ma《20的电弧加热地面试验气流焓值(《20mj/kg)的精确确定，并且能够实现对新型高速飞行器即飞行马赫数ma：20-30再入热环境电弧加热地面试验气流焓值(20-50mj/kg)的确定。
[0033]
本发明与现有技术相比的优点如下：
[0034]
(1)本发明提出了电弧加热试验特种试验介质焓值测量装置，针对空气介质提出的焓值测量方法，覆盖焓值范围0.05-50mj/kg,并在＜23mj/kg下，与平衡声速法吻合一致，大大拓展了现有空气介质焓值测量范围。
[0035]
(2)本发明分别提出了二氧化碳介质和氮气介质的焓值测量方法，覆盖范围0.05-50mj/kg，可以有效实现模拟火星大气环境下电弧加热试验焓值测量。
附图说明
[0036]
图1为本发明电弧加热试验特种试验介质焓值测量装置的示意图。
[0037]
图2为本发明电弧加热试验空气试验介质气流焓值测量方法与传统平衡声速法对比图；
[0038]
图3给出了本发明电弧加热试验空气试验介质气流焓值测量方法及分段拟合的结果。
[0039]
图4给出了本发明电弧加热试验二氧化碳试验介质气流焓值测量方法及分段拟合的结果。
[0040]
图5给出了本发明电弧加热试验氮气试验介质气流焓值测量方法及拟合的结果。
具体实施方式
[0041]
下面结合附图1-5和实施例对本发明作进一步详细描述：
[0042]
如图1为本发明电弧加热试验特种试验介质焓值测量装置及测量方法的布局示意图。由图可知本发明电弧加热试验特种试验介质测量装置包括
[0043]
包括电弧加热器1、混合稳压室2、喷管3、压力测量装置4、流量测量装置5和数据分析终端6；
[0044]
电弧加热器1产生的热气流与混合稳压室2进入的冷气流进行混合，在混合稳压室2内调节气流并稳定压力，混合后的气流经喷管3膨胀加速后在喷管3出口形成超声速气流；压力测量装置4测量混合稳压室2内的压力，测量电弧加热器1工作时热态压力p；流量测量装置5测量进入电弧加热器1和混合室2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6，数据分析终端6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，具体方法如下：
[0045]
1)测量电弧加热器(1)工作时混合稳压室(2)内的压力p；
[0046]
2)测量进入电弧加热器(1)和混合稳压室(2)内气体流量
[0047]
3)计算得到电弧加热器气流焓值应变量x：
[0048][0049]
其中a为喷管(3)的喉道面积；
[0050]
4)根据电弧加热器(1)气流焓值h0＝fi(x)关系，获得不同特种试验介质的焓值，下标i代表不同的特种试验介质，例如空气、二氧化碳、氮气等。
[0051]
上述电弧加热器1为管式低焓电弧加热器(h0《10mj/kg)，或分段中焓电弧加热器(6mj/kg《h0《15mj/kg)，或叠片高焓电弧加热器(10mj/kg《h0《25mj/kg)。
[0052]
上述喷管3为轴对称锥形超声速喷管或矩形超声速喷管。
[0053]
图3给出了本发明电弧加热试验空气试验介质气流焓值测量方法及分段拟合的结果，获得空气介质下焓值关系h0＝f1(x)。
[0054]
当h0≤2.4mj/kg
[0055]
h0＝a0+a1x+a2x2+a3x3[0056]
a0＝-85.60；a1＝0.45；a2＝7.99e-4；a3＝5.45e-7
[0057]
当h0＝2.4-50mj/kg
[0058]
h0＝a0+a1x+a2x2+a3x3+a4x4+a5x5[0059]
a0＝2.77e4；a1＝-84.86；a2＝9.80e-2
[0060]
a3＝-5.12e-5；a4＝1.30e-8；a5＝-1.23e-12
[0061]
图4给出了本发明电弧加热试验二氧化碳试验介质气流焓值测量方法及分段拟合的结果，获得二氧化碳介质下焓值关系h0＝f2(x)。
[0062]
当h0≤2.4mj/kg
[0063]h01
＝a0+a1x+a2x2+a3x3+a4x4+a5x5[0064]
a0＝-1.11e4；a1＝50.44；a2＝-8.51e-2；
[0065]
a3＝7.0e-5；a4＝-2.44e-8；a5＝3.06e-12
[0066]
当h0＝2.4-50mj/kg
[0067]h02
＝a0+a1x+a2x2+a3x3[0068]
a0＝1.93e6；a1＝-1.89e3；a2＝0.62；a3＝-6.54e-5
[0069]
图5给出了本发明电弧加热试验氮气试验介质气流焓值测量方法及拟合的结果，获得氮气介质下焓值关系h0＝f3(x)。
[0070]
h0＝a0+a1x+a2x2+a3x3+a4x4+a5x5[0071]
a0＝10395；a1＝-39.57；a2＝5.81e-2；
[0072]
a3＝-3.74e-5；a4＝1.15e-8；a5＝-1.26e-12
[0073]
图2给出了本发明电弧加热试验空气试验介质气流焓值测量方法与传统平衡声速法对比，在焓值范围(＜23mj/kg)内本发明焓值测量方法与平衡声速法吻合一致，同时本发明的方法拓展了焓值测量范围到50mj/kg。
[0074]
所述气流焓值h0＝fi(x)的关系,可以实现对于现有常规飞行器(飞行马赫数ma《20)电弧加热地面试验气流焓值(《20mj/kg)的精确确定，并且可以实现对新型高速飞行器(飞行马赫数ma：20-30)再入热环境电弧加热地面试验气流焓值(20-50mj/kg)的确定，填补现有气流焓值确定方法-平衡声速法(适用范围：《23mj/kg)的不足,从而开展高速飞行器热防护系统电弧加热地面试验。同时本方法也可以适用于co2、n2介质下的电弧加热试验气流焓值确定，满足火星登陆器气动热环境地面考核试验的气流焓值参数确定需求。
[0075]
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。
[0076]
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员的公知常识。