喷管喉衬结构瞬态温度测量及导热反问题方法应用

为了获得实时可靠的固体火箭发动机喉衬结构瞬态温度，采用内埋快响应烧蚀热电偶对发动机喉衬结构瞬态温度进行测量，并应用导热反问题方法(beck序列函数法)计算其喉部内壁面温度和热流密度。采用的试验方案有效避免了传感器探头与喉衬内壁面烧蚀速率不同而干扰流场或中途烧毁等现象发生。试验结果显示越靠近内壁面的测量点温度峰值越高，测点温度瞬态变化与发动机工作状态同步性越好。计算结果显示，计算的平均误差为5.6%，最大误差为7.9%，其内壁温度最高出现在发动机工作结束时，热流密度在0.1s内迅速上升，而后又迅速下降，最大值约为30mw/m2。在发动机停止工作2s后，喉衬开始向外界传热。