[實用新型]一種組合式寬馬赫數高焓脈沖風洞管體結構

有效

• 申請號: 201721632690.8
• 申請日: 2017-11-29
• 公開（公告）號: CN208043384U
• 公開（公告）日: 2018-11-02
• 發明（設計）人: 高亮杰;錢戰森;王璐;劉帥;劉暢;辛亞楠;韓陽
• 申請（專利權）人: 中國航空工業集團公司沈陽空氣動力研究所
• 主分類號: G01M9/04
• 分類號: G01M9/04
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 杜永保

本實用新型屬于高馬赫數試驗技術領域，涉及一種組合式寬馬赫數高焓脈沖風洞管體結構，包括：高壓驅動段(1)、雙膜段(2)、第一低壓被驅動段(3)、第二低壓被驅動段(4)，各部段之間采用法蘭形式連接，第二低壓被驅動段(4)與高溫段(5)之間替換，其中高溫段(5)包含上游高溫隔離裝置(6)、加熱管(7)及管外加熱系統(8)和下游高溫快開系統(9)，管外加熱系統鋪設于加熱管外圍，各部段之間采用法蘭形式連接。本實用新型在結構上與傳統脈沖風洞相似，沒有復雜的作動控制機構，高溫段管體的加熱溫度和長度，可按試驗要求設計由氣動運行原理滿足，結構簡單、可靠，在工程實際應用中具有可操作性。

技術領域

本發明屬于高馬赫數試驗技術領域，具體而言，涉及一種組合式寬馬赫數高焓脈沖風洞管體結構。

背景技術

高焓脈沖風洞是高馬赫數地面試驗設備的一種，目的是要盡可能復現飛行器的飛行環境，并結合測試技術，獲得飛行器模型在該環境下的氣動參數。脈沖風洞最早是基于激波管原理發展起來的，根據運行方式的不同，有直通型激波風洞、反射型激波風洞、炮風洞及管風洞等。

基于激波管原理發展起來的激波風洞由于存在“大喉道效應”(被驅動段管徑與噴管喉道尺寸不匹配)，難以保證噴管收縮比較小情況下的破膜重復性，使得設備很難應用到馬赫數5以下。管風洞作為一種特殊的脈沖設備，由于結構簡單、參數調節方便、流場品質高等優點，已在亞/跨/超聲速領域得到了發展和應用。

隨著高超聲速飛行器研制需求的增加，脈沖型風洞急需向較低馬赫數段擴展，特別是需要具有跨馬赫數運行能力。如美國CUBRC LENS II激波風洞進一步升級改造后馬赫數范圍為2.7～8.0，但是均以犧牲設備有效運行時間及流場品質為代價。因此如何在保證脈沖型風洞性能的前提下擴大馬赫數運行范圍，成為研究重點，技術手段需要進一步發展。

發明內容

本發明旨在提出一種組合式寬馬赫數高焓風洞管體結構，以解決現有脈沖風洞在寬馬赫數范圍內運行困難、流場品質低的問題。

本發明的技術方案是：一種組合式寬馬赫數高焓風洞管體結構，包括：高壓驅動段1、雙膜段2、第一低壓被驅動段3、第二低壓被驅動段4，各部段之間采用法蘭形式連接，其特征在于，在實現雙模態組合驅動運行時，通過第二低壓被驅動段4與高溫段5之間的替換拓展風洞馬赫數運行范圍，其中高溫段5包含上游高溫隔離裝置6、加熱管7及管外加熱系統8和下游高溫快開系統9，管外加熱系統鋪設于加熱管外圍，各部段之間采用法蘭形式連接。

所述管外加熱系統8含內層高溫加熱體10和外層保溫層11，內層高溫加熱體直接與加熱管體表面接觸，在其外邊面包裹保溫層。

所述高溫加熱體一般采用電加熱形式，通過高溫電阻元件對蓄熱體進行預熱。

所述高壓驅動段1、雙膜段2、第一低壓被驅動段3，通過第二低壓被驅動段4與高溫段5之間的更換，實現雙模態組合驅動運行方式。

所述雙模態組合驅動運行方式，在中低馬赫數段采用管風洞運行模式，在馬赫數＞5.0，以激波風洞模式運行。

所述管體的直徑由管風洞運行模態確定，管體總長及各部段的比例需要綜合考慮兩種運行模態。

所述管體的直徑，由管風洞運行模態確定，其值的選取受到兩方面限制：一方面，為了減弱膨脹波在冷/熱段交界面上的反射，從流量守恒關系出發，可以從理論上推導出冷段管徑與高溫段管徑存在以下關系：

其中，d_hot為高溫段管體內徑，d_cold為冷段管體內徑，T_hot為高溫段管體內部氣體溫度(由試驗條件決定)，T_cold為冷段管體內部氣體溫度(通常為常溫)；