基于双热电偶的瞬态流体温度测试方法研究

针对目前航空发动机空气系统瞬态温度测试频响的需求,提出一种基于双热电偶的瞬态流体温度测试方法。该方法利用两个结点大小相同但材料不同的热电偶测量流体同一空间点的温度,并基于集总参数法反推出流体真实温度,并给出考虑误差的后处理算法。基于固体导热数值计算,验证此方法的可行性及相关后处理方法的可用性。采用双热电偶装置,对管道流动温度变化进行测量,基于微细热电偶的测量结果标定两支热电偶的物性参数比,应用后处理程序实现流体温度的反推。试验结果表明:标定段的反推流体温度平均测量误差率为0.52%,校验段的反推流体温度平均测量误差率为1.6%,反推流体温度的响应速度与微细热电偶响应速度相当。

固体火箭发动机羽流温度和热流密度测量

为了获得固体火箭发动机喷管外流场的温度和热流密度,同时提高测量结果的响应程度和准确性,提出了一种固体火箭发动机外流场温度和热流密度新的测量方法。该方法应用了一套相同尺寸不同材料的双热电偶测温装置和热流测量计的组合测量装置,测量了发动机喷管外高温燃烧产物的温度和热流密度。采用FLUENT软件对固体火箭发动机喷管外流场开展了数值仿真,仿真结果与该方法的实测结果近似,进一步验证了该方法的正确性。研究结果表明,固体火箭发动机点火后喷管外部会产生高温高速的羽流,并伴随着一串串明显的激波,随着飞行高度不断攀升,羽流对外充分膨胀做功,其扩张角不断增大,激波也逐渐消失,同时该测量方法也可以为火焰导流槽的结构和热防护设计提供数据支持。