本发明涉及一种估算办法，具体地，涉及一种喷涂型烧蚀燃气舵起烧时刻点估算办法。
背景技术：
喷涂型烧蚀燃气舵是指在火箭发动机燃气流中，通过偏转角度而获得气动力和力矩的部件。该型舵的舵面面积和舵面效率随工作时间增加而减少。喷涂型烧蚀燃气舵通过喷涂工艺，在燃气舵的合金基体表面沉淀单/多层耐高温保护层的舵面。基体熔点较低，一般低于燃气流静温，涂层则可耐高温。
喷涂型烧蚀燃气舵起烧时刻点tm是关键设计指标。是指该型燃气舵在工作中，舵面气动效率由于舵面烧蚀发生急剧减少的时刻拐点。当t<tm时，舵面基本保持完好，舵面气动效率保持稳定；在t>＝tm时，舵面快速烧蚀完毕(一般在数秒内)，舵面气动效率快速归零。
由于喷涂型烧蚀燃气舵烧蚀机理复杂，用理论计算和cfd仿真技术都无法获得准确的起烧点。一般研制新的喷涂型烧蚀燃气舵时，采用事先估算舵面喷涂参数指导加工燃气舵面，之后通过搭载发动机热试车并采集期间舵面气动特性，间接推算出舵面起烧点。由于燃气舵起烧点与舵面形状、涂层规格和发动机状态密切相关，传统方法研制新型燃气舵需要反复试验，改进舵面设计，最终导致经费花费较多，周期也很长。
技术实现要素：
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种喷涂型烧蚀燃气舵起烧时刻点估算办法，其数据准备方便，计算简单，试车次数少，结果准确度可满足工程设计需要。
根据本发明的一个方面，提供一种喷涂型烧蚀燃气舵起烧时刻点估算办法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一，以舵面前缘涂层厚度、舵面涂层平均厚度和火箭发动机初温为参数，建立估算方法如下式所示，
tm＝tm(lf，la，tr)
其中，tm表示舵面起烧时刻点，tm()表示舵面起烧函数，lf表示舵面前缘涂层厚度，la表示舵面除前缘外其他部位涂层平均厚度，tr表示试车前火箭发动机初始温度；
步骤二，通过喷涂烧蚀型燃气舵面搭载火箭发动机得到多组试验数据，进行数据拟合，得到具体函数表达式tm()。
优选地，所述步骤一包括以下步骤：
步骤十，当基体温度上升到温度tth，基体体积膨胀过大，表面防热涂层发生破裂，燃气流热量通过裂隙直接影响基体，使基体温度进一步上升；当基体温度超过基体材料熔点tm时，基体发生融化，此时，燃气舵面结构强度快速下降，在燃气流高动压冲刷作用下，燃气舵结构分解，即燃气舵发生烧蚀现象；从燃气舵开始分解，舵面效率也随之快速下降；具体讲，舵面烧蚀起始点tm与舵面基体温度升到tm时刻一致，tm如下式所示，求出函数tm()即可得到tm；
tm＝tm(lf，la，tr)
步骤十一，涂层和基体都具有较好的各向同性热性能，若燃气流参数(比热比、动压等)保持稳定，则tm()与火箭发动机装药和喷管出口特性、舵面前缘涂层厚度和涂层平均厚度存在如下式所示，
tm＝(k0·t0+k1·lf+k2·la)/la
其中，t0表示待定参数，与发动机装药和喷管出口参数有关，k0，k1，k2表示待定系数，与舵面前缘和舵面翼型有关，上式公式中，有四个未知系数t0，k0，k1，k2，通过最少四个舵面搭载试验即可获得系数；
步骤十二，通过某型喷涂烧蚀燃气舵面和某型初温tr＝+20℃丁羟发动机，搭载试验获得多组试验数据，经过数据拟合，得到如下式所示：
tm＝(3.0·2.4+0.73·lf+0.27·la)/la
步骤十三，对于特定温度发动机，燃气舵起烧点仅取决于舵面涂层厚度，尤其是前缘厚度lf，不同初温发动机的燃气流参数会发生变化；
步骤十四，通过使用同规格涂层的舵面，搭载不同初温发动机获得的多组试验数据，经过拟合，可以得到初温tr对于tm的影响，得到tm如下式所示，只要获得lf、la和tr，即可预估舵面起烧时刻点tm；
tm＝(3.0·2.4+0.73·lf+0.27·la)/la·(12.26-0.02·(tr+273))。
所述步骤二包括以下步骤：
步骤二十一，通过测量机构获取搭载舵面在燃气流中的气动力数据，经过计算，得到舵面效率；
步骤二十二，检查舵面效率发生明显变化的数据点，则对应的时刻就是舵面起烧点tm；
步骤二十三，通过多次火箭发动机搭载试验数据定性分析，剔除会影响tm的若干初始条件，如舵面平面形状、舵面前缘后掠角，舵面相对发动机喷管位置等因素后，则影响tm的只有lf，la和tr；通过合并相同初始条件的舵面试车数据，经过线性拟合，求出方程中的系数，最后得到lf，la和tr对tm影响的表达式；
步骤二十四，进一步，对大量搭载试验的tm对lf，la和tr进行上述过程，将系数进行最小二乘法消除误差，得到函数表达式tm()。
与现有技术相比，现有技术中的舵面搭载发动机试验是设计寻优手段，需要的试验次数多，周期和经费都很大。而通过本发明办法，得到喷涂型烧蚀燃气舵起烧点时刻，进而指导燃气舵涂层设计，舵面搭载发动机试车则从寻优手段变成了验证设计，经济节省效果明显，舵面研制周期显著缩短。通过这种方法设计燃气舵，试车次数可以降低60％以上，节约资金达到百万元以上，且计算结果的准确度可满足工程设计需要。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为喷涂型烧蚀燃气舵的搭载试验时舵面气动效率和时间点示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
如图1所示，本发明喷涂型烧蚀燃气舵起烧时刻点估算办法包括以下步骤：
步骤一，以舵面前缘涂层厚度lf、舵面涂层平均厚度la和火箭发动机初温tr为参数，建立估算方法如下式(1)所示，
tm＝tm(lf，la，tr)......(1)
其中，tm表示舵面起烧时刻点，tm()表示舵面起烧函数，lf表示舵面前缘涂层厚度(mm)，la表示舵面除前缘外其他部位涂层平均厚度(mm)，tr表示试车前火箭发动机初始温度(℃)；
步骤二，通过喷涂烧蚀型燃气舵面搭载火箭发动机得到多组试验数据，进行数据拟合，得到具体函数表达式tm()。
具体来讲，通过如下步骤获取表达式tm()，即步骤二包括以下步骤：
步骤二十一，通过测量机构获取搭载舵面在燃气流中的气动力数据，经过计算，得到舵面效率。
步骤二十二，检查舵面效率发生明显变化的数据点，则对应的时刻就是舵面起烧点tm；
步骤二十三，通过多次火箭发动机搭载试验数据定性分析，剔除会影响tm的若干初始条件，如舵面平面形状、舵面前缘后掠角，舵面相对发动机喷管位置等因素后，则影响tm的只有lf，la和tr。通过合并相同初始条件的舵面试车数据，经过线性拟合，求出方程中的系数，最后可以得到lf，la和tr对tb影响的表达式；
步骤二十四，进一步，对大量搭载试验的tm对lf，la和tr进行上述过程，将系数进行最小二乘法消除误差，得到函数表达式tm()。不同的初始条件，tm()有不同的表达形式，具体可以参考下文叙述。
所述步骤一包括以下步骤：
步骤十，当基体温度上升到温度th，基体体积膨胀过大，表面防热涂层发生破裂，燃气流热量通过裂隙直接影响基体，使基体温度进一步上升；当基体温度超过基体材料熔点tm时，基体发生融化，此时，燃气舵面结构强度快速下降，在燃气流高动压冲刷作用下，燃气舵结构分解，即燃气舵发生烧蚀现象；从燃气舵开始分解，舵面效率也随之快速下降；具体讲，舵面烧蚀起始点tm与舵面基体温度升到tm时刻一致，即tm如式(2)所示，求出函数tm()可得到tm；
tm＝tm(lf，la，tr)......(2)
步骤十一，涂层和基体都具有较好的各向同性热性能，若燃气流参数(比热比、动压等)保持稳定，则tm()与火箭发动机装药和喷管出口特性、舵面前缘涂层厚度和涂层平均厚度存在如下式(3)所示，
tm＝(k0·t0+k1·lf+k2·la)/la......(3)
其中，t0表示待定参数，与发动机装药和喷管出口参数有关，k0，k1，k2表示待定系数，与舵面前缘和舵面翼型有关，上式公式(3)中，有四个未知系数t0，k0，k1，k2，通过最少四个舵面搭载试验即可获得系数；
步骤十二，通过某型喷涂烧蚀燃气舵面和某型初温tr＝+20℃丁羟发动机，搭载试验获得多组试验数据，经过数据拟合，得到如下式(4)所示；
tm＝(3.0·2.4+0.73·lf+0.27·la)/la......(4)
步骤十三，对于特定温度发动机，燃气舵起烧点仅取决于舵面涂层厚度，尤其是前缘厚度lf，不同初温发动机的燃气流参数会发生变化；
步骤十四，通过使用同规格涂层的舵面，搭载不同初温发动机获得的多组试验数据，经过拟合，可以得到初温tr对于tm的影响，得到tm如下式(5)所示，只要获得lf、la和tr，即可预估舵面起烧时刻点tm。
tm＝(3.0·2.4+0.73·lf+0.27·la)/la·(12.26-0.02·(tr+273))......(5)
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。