[發明專利]高溫熱結構風洞熱變形補償裝置

無效

• 申請號: 201310682462.1
• 申請日: 2013-12-12
• 公開（公告）號: CN103630325A
• 公開（公告）日: 2014-03-12
• 發明（設計）人: 董永暉;程梅莎;張敏莉;彭錦龍
• 申請（專利權）人: 中國航天空氣動力技術研究院
• 主分類號: G01M9/04
• 分類號: G01M9/04
• 代理公司: 北京五洲洋和知識產權代理事務所(普通合伙) 11387
• 代理人: 劉春成;張向琨

技術領域

本發明涉及用于航空航天的大型地面高溫風洞試驗設備，特別涉及一種高溫熱結構風洞熱變形補償裝置。

背景技術

大尺寸高溫熱結構風洞是針對航空航天高速飛行器熱結構考核的地面模擬試驗設備，高速飛行器由于激波加熱以及氣流與飛行器表面摩擦作用，動能轉化為熱能并對飛行器產生氣動加熱現象，嚴重的氣動加熱甚至會導致飛行器的燒毀和解體，因此飛行器的防熱結構設計和考核是高速飛行器設計的關鍵技術。

大尺寸高溫熱結構風洞根據加熱方式不同分電弧加熱風洞和燃氣加熱風洞等，其加熱溫度從幾千度到上萬度。不論采用何種加熱方式，由于高溫氣流的作用，風洞洞體的溫度會大幅上升，由于熱膨脹引起的風洞變形量軸向可以達到幾十毫米，如不進行有效的補償會嚴重威脅風洞安全運行，導致災難性的后果，因此可靠的補償裝置是大尺寸高溫熱結構風洞設計的關鍵技術之一。

發明內容

本發明的目的在于提供一種高溫熱結構風洞熱變形補償裝置，以解決風洞在運行時由于高溫氣流對洞體加熱引起的較大軸向位移補償問題，保證風洞安全運行。

為了實現上述目的，本發明提供一種高溫熱結構風洞熱變形補償裝置，其技術方案如下：

一種高溫熱結構風洞熱變形補償裝置，包括風洞擴壓段和試驗段，所述風洞擴壓段伸入所述試驗段內部，其中，還包括：波紋管，套設于所述風洞擴壓段外側，一端連接于所述風洞擴壓段外側，另一端連接于所述試驗段端部。

在上述高溫熱結構風洞熱變形補償裝置的一種優選實施方式中，所述波紋管的口徑為所述風洞擴壓段口徑的1.5～2倍。

在上述高溫熱結構風洞熱變形補償裝置的一種優選實施方式中，所述波紋管的一端通過法蘭連接于所述風洞擴壓段外側，所述波紋管的另一端也通過法蘭連接于所述試驗段端部。

在上述高溫熱結構風洞熱變形補償裝置的一種優選實施方式中，所述波紋管的另一端連接于所述試驗段端部的開口邊緣。

本發明通過在高溫風洞試驗段和擴壓段之間安裝大尺寸波紋管，波紋管尺寸大于擴壓段，可以使風洞運行時產生的軸向位移通過擴壓段傳遞到波紋管上，利用波紋管的彈性變形能力對整個風洞的軸向熱變形進行補償。

附圖說明

圖1為本發明實施例的軸向剖視結構示意圖。

具體實施方式

下面結合附圖和具體實施方式對本發明做進一步詳細說明。

如圖1所示，本發明實施例主要包括風洞擴壓段1、試驗段2和波紋管3。風洞擴壓段1通過試驗段2的端部開口20伸入試驗段2的內部。波紋管3套設于風洞擴壓段1外側，一端連接于風洞擴壓段1外側，另一端連接于試驗段2端部。

為了避免高溫氣流對波紋管3造成損壞，除了將波紋管3套設在風洞擴壓段1外側，本實施例還在波紋管3和風洞擴壓段1之間設定有相當的距離，優選地，波紋管3的口徑為風洞擴壓段1的口徑的1.5～2倍。

為了簡單、穩定、密封的連接波紋管3和風洞擴壓段1、試驗段2，本實施例的波紋管3的一端通過法蘭連接于風洞擴壓段1外側，另一端亦通過法蘭連接于試驗段2的端部開口20的邊緣。例如，在風洞擴壓段1的外側設有垂直的法蘭盤11，波紋管3的端部連接有法蘭盤31，法蘭盤11、法蘭盤31之間通過螺栓4及螺母（未標記）鎖緊。

在應用時，高溫所導致的風洞軸向位移通過風洞擴壓段1傳遞至波紋管3，波紋管3伸展，以對整個風洞的軸向熱變形進行補償。

綜上，本發明通過在高溫風洞試驗段和擴壓段之間安裝大尺寸波紋管，可以使風洞運行時產生的軸向位移通過擴壓段傳遞到波紋管上，利用波紋管的彈性變形能力對整個風洞的軸向熱變形進行補償。

與風洞整體位移方案相比，本發明采用波紋管可以滿足更大位移量的補償，也可以避免風洞長期使用由于位移裝置潤滑不好導致的安全隱患。

與軸套密封圈方案相比，本發明采用波紋管可以避免大尺寸軸套裝置加工精度和密封難題，也可以避免風洞長期使用由于密封圈失效導致的漏氣現象。

由技術常識可知，本發明可以通過其它的不脫離其精神實質或必要特征的實施方案來實現。因此，上述公開的實施方案，就各方面而言，都只是舉例說明，并不是僅有的。所有在本發明范圍內或在等同于本發明的范圍內的改變均被本發明包含。