[发明专利]基于一次飞行多种热防护材料的综合分析方法

权利要求书

1.一种基于一次飞行多种热防护材料的综合分析方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：

步骤一：在飞行器的第一翼前缘上开设第一凹槽(1)和第二凹槽(2)，并在第一凹槽(1)上安装超高温陶瓷材料、在第二凹槽(2)上安装第一C/SiC材料，在飞行器的第二翼前缘上开设第三凹槽(3)和第四凹槽(4)，并在第三凹槽(3)上安装抗氧化碳/碳材料、在第四凹槽(4)上安装第二C/SiC材料；

步骤二：在超高温陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC材料和第二C/SiC材料内部布置距离几何前缘线不同深度的三个温度传感器；

步骤三：飞行器在临近空间高超声速飞行条件下，通过三个温度传感器获取的温度数据，得到超高温陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料几何前缘线处热流变化，通过气动热数值计算得到在已知的一系列催化系数条件下第一翼前缘和第二翼前缘几何前缘线的热流变化，并与超高温陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料几何前缘线处热流变化进行对比，获得超高温陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料在临近空间高超声速条件下的催化特性；

步骤四：获取飞行器的飞试残骸，对超高温陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料翼前缘残骸进行切片，采用显微镜和XRD对切片的微观结构变化、材料成分变化进行分析，得到超高温陶瓷材料、抗氧化碳/碳材料、第一C/SiC和第二C/SiC材料经历的温度条件；其中，抗氧化碳/碳材料几何翼前缘的峰值温度超过1800℃；超高温陶瓷材料几何翼前缘线峰值温度超过1300℃；第一C/SiC材料几何前缘线附近温度超过1800℃；第二C/SiC材料几何翼前缘线的温度为1700℃～1800℃。

2.根据权利要求1所述的基于一次飞行多种热防护材料的综合分析方法，其特征在于，在所述步骤一中，第一凹槽(1)的横截面形状为梯形，第二凹槽(2)的横截面形状为梯形。

3.根据权利要求1所述的基于一次飞行多种热防护材料的综合分析方法，其特征在于，在所述步骤一中，第三凹槽(3)的横截面形状为梯形，第四凹槽(4)的横截面形状为梯形。

4.根据权利要求1所述的基于一次飞行多种热防护材料的综合分析方法，其特征在于，在所述步骤一中，超高温陶瓷材料设置于第一凹槽(1)内并与第一翼前缘胶接。

5.根据权利要求1所述的基于一次飞行多种热防护材料的综合分析方法，其特征在于，在所述步骤一中，第一C/SiC材料设置于第二凹槽(2)内并与第一翼前缘胶接。

6.根据权利要求1所述的基于一次飞行多种热防护材料的综合分析方法，其特征在于，在所述步骤一中，抗氧化碳/碳材料设置于第三凹槽(3)内并与第二翼前缘胶接。

7.根据权利要求1所述的基于一次飞行多种热防护材料的综合分析方法，其特征在于，在所述步骤一中，第二C/SiC材料设置于第四凹槽(4)内并与第二翼前缘胶接。