一种用于考核材料高超声速抗烧蚀性能的试验系统及方法与流程

本发明涉及飞行器制造材料的性能评估，应用于飞行器材料的抗激光烧蚀材料的考核，主要制造一个高超声速气流和强激光耦合场，材料在耦合场里发生热化学反应和物性变化，通过光学设备和测热传感器对化学反应和物性变化过程进行观察和测量。属于航天材料试验技术领域。

背景技术：

在飞行器设计和制造过程中，外表面蒙皮通常设计为轻质材料。另外，为了提高飞行器的气动性能或是隐身性能等，也会在材料外部喷涂一些涂层作为辅助，因为担心飞行器质量增加影响性能，这些涂层通常也比较薄，而且性能单一。这也同时暴露出了飞行器的生存能力的弱点。随着激光武器的产生，飞行器材料的选择尤为重要，为了考核材料的抗激光烧蚀性能，需要模拟这样一个飞行器飞行相适应的试验环境，其中最严酷的环境就是耦合了强激光和高超声速流场的环境。这种材料烧蚀环境有别于传统材料烧蚀风洞产生的试验环境(电弧风洞)不能采用传统的电弧加热气流进行试验。。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种用于考核材料高超声速抗烧蚀性能的试验系统及方法。

本发明的技术解决方案是：一种用于考核材料高超声速环境下抗烧蚀性能的试验系统，包括激波发生器、激光发生器、高超声速气流产生装置、同步装置、采集装置；

所述的高超声速气流产生装置上设置用于激光束通过的窗口以及便于采集装置采集的窗口；

将待考核材料安装在激波发生器表面，连同激波发生器一起放置在高超声速气流产生装置中，高超声速气流产生装置产生的高超声速气流在待考核材料表面形成激波；

同步装置按照设定的试验时序控制激光发生器和采集装置工作，并使二者时间同步；激光发生器发射预定功率的激光束在所述待考核材料表面形成光斑，采集装置采集待考核材料的烧蚀图像、背面温度。

优选的，所述待考核材料通过材料支架安装在激波发生器上，待考核材料置于激波发生器中心线靠近来流方向，试验过程中待考核材料在激波边界层内部。

优选的，所述的待考核材料与支架之间安装一种导热系数低于0.35w/(m·k)的非金属材料；通过采集装置采集待考核材料下游的非金属材料表面温度图像，获得待考核材料下游流场变化信息。

优选的，所述的高超声速气流产生装置能够产生马赫数大于等于5的高超声速气流，高超声速气流产生装置前室总温条件大于190摄氏度，总压条件大于2兆帕。

优选的，所述的激光发生器通过一套光学系统实现在待考核材料表面形成光斑；所诉的光学系统包括三个透镜，前两个透镜组合负责将点光源发散、均匀化，并进行第一次聚焦，第三个透镜用于激光斑大小和聚焦距离的控制。

优选的，所述的激光发生器工作在红外波长，激光功率密度大于1kw/cm²，且光斑作用在待考核材料上的作用时间不小1秒。

优选的，所述的光斑尺寸长轴、短轴分别取值10-15mm。

优选的，所述的采集装置包括红外热图系统、高速图像采集系统、热电偶测温系统；

高速图像采集系统置于来流上游，通过高超声速气流产生装置上的光学窗口顺气流拍摄待考核材料；红外热图系统置于来流下游，通过高超声速气流产生装置上的红外窗口逆气流方向拍摄待考核材料；待考核材料背面安装热电偶测热传感器，通过测试线与热电偶温系统相连。

优选的，所述的红外热图系统、高速图像采集系统的拍摄视线与待考核材料所在平面之间的夹角范围(65～80)度。

优选的，所述的高速图像采集系统拍摄频率不小于每秒3000帧，曝光时间最短可达1/1000000秒；红外热图系统拍摄频率不小于每秒1000帧。

一种利用所述系统进行试验的方法，其特征在于通过下述方式实现：

第一步，高超声速气流产生装置产生试验来流；

第二步，同步装置控制采集装置开始采集并将采集的信息反馈值同步装置，同步装置在接收到反馈信息后等待预设的时间后发送指令至激光发射器开始工作；

第三步，同步装置在激光发射器工作预设的时长后控制激光发射器停止工作；

第四步，同步装置控制采集装置继续采集信息，到预设时间后控制采集装置停止工作；

第五步，控制高超声速气流产生装置停止工作。

优选的，所述第三步中激光发射器工作预设的时长小于3s。

本发明与现有技术相比有益效果为：

1.本试验系统及方法通过在冷气流条件下用激光直接作用待考核材料，可以有效模拟待考核材料的工作环境，并通过测量装置测量待考核材料在激光作用环境下的温度和烧蚀过程信息，并反映待考核材料的抗激光烧蚀属性。

2.本试验系统及方法可以精确控制待考核材料所需的考核激光指标和流场环境，提供重复性好的耦合环境；

3.本试验系统及方法的激光光路设计可以减少激光传输过程的能量损失，保证作用在待测量材料表面的能量密度大于1kw/cm²。

4.本试验系统及方法可以满足多种材料抗烧蚀性能考核，材料支架通用，利于更换，且待考核材料的装配尺寸可调；

5.本试验系统及方法可以同步系统中的全部装置，可以控制各个装置的时间序列，完成各种试验步骤的编排；

6.本试验系统及方法可以同时采集被考核材料的表面烧蚀过程，背面传热数据，和对下游流场的影响的图像；

附图说明

图1为本发明系统示意图；

图2为本发明激波发生器和材料支架的运动机构示意图；

图3为某材料烧蚀过程中典型时间的烧蚀图像；

图4为某材料烧蚀过程对下游流动影响的红外热图图像；

图5为某金属基底喷涂材料的热电偶测温数据。

具体实施方式

下面结合附图及实例对本发明作详细说明。

图1所示是一种用于考核材料在高超声速剪切气流和强激光耦合作用下的试验系统(以下简称试验系统)，按照材料考核试验设计要求，要实现一个高超声速剪切气流与强激光耦合的试验条件，同时保证试验试片的化学反应过程和物性变化过程被观察和测量，且各个系统实现同步控制。包括激波发生器、激光发生器101、高超声速气流产生装置105、同步装置102、采集装置(超高速图像采集系统103、热电偶测温系统108、红外热图系统107)；

高超声速气流产生装置上设置用于激光束通过的窗口以及便于采集装置采集的窗口；

如图2所示，将待考核材料203安装在激波发生器外支架201表面，连同激波发生器一起放置在高超声速气流产生装置中，高超声速气流产生装置产生的高超声速气流在待考核材料表面形成激波；待考核材料与支架之间安装一种导热系数低于0.35w/(m·k)的非金属材料202；通过采集装置采集待考核材料下游的非金属材料表面温度图像，获得待考核材料下游流场变化信息，用于得到待考核材料烧蚀后对下游流场的影响。

激波发生器和材料支架为一体化设计，激波发生器由于其前缘楔角，在来流条件下可以产生正激波，待考核材料置于发生器中心线靠来流方向，试验过程中在激波边界层内部。试片背面安装热电偶测热传感器，通过测试线与热电偶测试系统相连。本例中将待考核材料203、非金属材料202、激波发生器外支架201统称为激波发生器和材料支架的运动机构106；

同步装置按照设定的试验时序控制激光发生器和采集装置工作，并使二者时间同步；高超声速气流产生装置105在同步装置102控制下开启试验气流，试验气流作用在激波发生器和材料支架的运动机构106上，同时在发生器表面产生正激波，并形成高超声速激波边界层，边界层包裹试验试片(待考核材料)，形成上述条件后，同步装置102开启超高速图像采集系统103、热电偶测温系统108、红外热图系统107进行初始条件采集，并反馈同步装置。高超声速气流产生装置能够产生马赫数大于等于6的高超声速气流，同时为了气流不冷凝，前室总温条件大于190摄氏度。总压条件应大于2兆帕。

数秒钟后，同步装置102开启强激光发生器101，强激光发生器产生强激光照射在激波发生器和材料支架的运动机构106上的试验试片上，试片受到强激光和高超声速剪切气流耦合作用，开始化学反应和物理性质变化。其过程被超高速图像采集系统103、热电偶测温系统108、红外热图系统107进行采集。强激光发生器的激光波长为1.06μm。激光功率密度大于1kw/cm²。试验过程中，激光通过激光头发射出去，透过窗口的增透玻璃作用在材料支架的被试验试片上，且作用时间不小1秒。其中，超高速图像采集系统103置于来流上游，通过光学窗口顺气流拍摄材料，红外热图系统置于来流下游，通过红外窗口逆气流方向拍摄材料。

数秒钟后，同步装置102关闭强激光发生器101，超高速图像采集系统103、热电偶测温系统108、红外热图系统107进行继续采集。数秒钟后，同步装置102关闭高超声速气流产生装置105。数秒钟后，同步装置102关闭强激光发射器101，超高速图像采集系统103、热电偶测温系统108、红外热图系统107进行继续采集。试验系统运行完毕，试验完成。上述激光发射器工作预设的时长小于3s。

对于数据采集装置包括三类数据，第一是高速图像采集系统(拍摄频率不小于每秒3000帧，曝光时间最短可达1/1000000秒)，其数据为材料烧蚀过程的图像，按照同步装置的时间轴进行图像拆分，分析材料抗烧蚀特性和能力，如图3所示。

第二是红外热图系统采集的图像(拍摄频率不小于每秒1000帧)，主要针对烧蚀过程中，材料外形改变对下游流场的影响，利用温度场变化反应流动状态变化，如图4所示。

第三是热电偶测温传感器温度测量系统测定的材料背面温度，可以反映出材料的传热性能以及烧蚀区域，典型数据如图5所示。

性能判定依据

1.由高速图像采集装置采集的图像可以初步判断，激光可以激发出可见光在高速图像采集系统中成像；

2.激光烧蚀光斑大小反应材料的抗烧蚀性能；

3.红外热图采集图像可以判断对下游流场流动状态，如：烧蚀突起或凹坑引起的局部热量增加，可以判断为流动从层流向湍流的转化；

4.材料背面温度测量不仅可以判断材料的抗烧蚀能力，而且可以辅助判断材料导热性能，如：有些材料抗烧蚀性能很好，但是导热效果更好，不能起到保护飞行器内部元器件的目的，也同样认为材料性能不合格。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。