[發明專利]一種電弧風洞可變角度平板窄縫隙熱流測量試驗裝置

在審

• 申請號: 202011539308.5
• 申請日: 2020-12-23
• 公開（公告）號: CN112577703A
• 公開（公告）日: 2021-03-30
• 發明（設計）人: 周凱;曾徽;高賀;彭錦龍;涂建強;張仕忠
• 申請（專利權）人: 中國航天空氣動力技術研究院
• 主分類號: G01M9/06
• 分類號: G01M9/06;G01M9/08
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 馬全亮

一種電弧風洞可變角度平板窄縫隙熱流測量試驗裝置，包括電弧加熱器、噴管、水冷模型支架、帶縫隙旋轉圓盤、平板支座、定位銷釘以及熱流傳感器；電弧加熱器通過陰極和陽極之間引燃高壓電弧，對充入管體內部的高壓空氣進行加熱，高溫高壓氣體通過噴管進行膨脹加速，在出口形成超聲速試驗氣流。水冷模型支架固定在噴管出口，與出口超聲速試驗氣流方向保持一定夾角。帶縫隙旋轉圓盤通過定位銷釘固定在平板支座上，整體安裝在水冷模型支架中，帶縫隙旋轉圓盤在縫隙迎風面、底部及背風面布置若干熱流測點，在測點打孔并安裝高精度快速響應熱流傳感器，通過熱流傳感器對縫隙測點熱流進行測量。

技術領域

本發明涉及電弧風洞熱防護材料地面考核試驗技術，應用于平板模型表面縫隙內小尺度狹窄區域熱流測量，屬于飛行器地面氣動熱試驗研究領域。

背景技術

高超聲速飛行器由于結構及構件間熱膨脹要求，其表面不可避免的存在許多縫隙結構，例如飛行器返回艙燒蝕大底、口蓋及艙門周圍都保留了大量縫隙，在完成探測任務返回時為了確保上述部件彈拋順利，在縫隙不允許填埋防熱填料，使得這些縫隙直接暴露在高溫高速氣流之中，另外艙段裝配的對接面處也會有縫隙存在。當高溫高速氣流通過縫隙時，在縫隙內部會發生邊界層分離及再附，流動可能提前發生轉捩，導致局部熱流過高，引起防熱層失效。以美國哥倫比亞航天飛機失事為例，由于高溫氣流進入機翼縫隙，最終導致機毀人亡。同時，由于縫隙結構空間狹窄，輻射散熱效應較弱，在熱流較低的情況下也可以引起較高的壁溫，影響飛行器構件性能。因此，對高超聲速飛行器表面縫隙所面臨的氣動加熱環境進行準確有效的預測，是高超聲速飛行器熱防護設計中關鍵技術問題之一。

由于飛行試驗成本過高，高超聲速飛行器防熱材料氣動加熱考核試驗通常在地面高焓設備中進行，電弧風洞通過電弧加熱器產生高溫高壓氣流，可以實現長時間穩定運行，是防熱材料地面燒蝕考核的主力設備。在電弧風洞氣動加熱試驗中可以使用帶縫隙的平板模型來模擬飛行器大面積區域的縫隙結構，但是受限于傳統塞式量熱計的尺寸，縫隙尺度小于5mm時，塞式量熱計無法裝配及測量，難以滿足縫隙小尺度區域的熱流精細化測量需求。因此，研制一套電弧風洞可變角度平板窄縫隙熱流測量試驗裝置十分必要。

發明內容

本發明的技術解決問題：克服現有技術的不足，提供了一種電弧風洞可變角度平板窄縫隙熱流測量試驗裝置，利用小型高精度快速響應熱流傳感器，可以對尺度小于5mm平板窄縫隙進行熱流精細化測量，滿足了電弧風洞中平板窄縫隙熱防護試驗技術方面的要求。

本發明采用的技術方案：

一種電弧風洞可變角度平板窄縫隙熱流測量試驗裝置，包括：電弧加熱器、噴管、水冷模型支架、帶縫隙旋轉圓盤、平板支座、定位銷釘以及熱流傳感器；

電弧加熱器通過陰極和陽極之間引燃高壓電弧，對充入管體內部的高壓空氣進行加熱，高溫高壓氣體通過噴管進行膨脹加速，在出口形成超聲速試驗氣流；水冷模型支架固定在噴管出口處，與出口處超聲速試驗氣流方向保持預設夾角；

帶縫隙旋轉圓盤為圓形平面結構，其中部設置有一個縫隙；通過定位銷釘固定在平板支座上，整體安裝在水冷模型支架上，使得整體迎風面為一平面結構，僅在帶縫隙旋轉圓盤中部有一縫隙，該縫隙的迎風面、底部及背風面布置若干熱流測點，在測點安裝熱流傳感器，通過熱流傳感器對縫隙測點熱流進行測量，經電磁屏蔽輸出引線輸出。

進一步的，所述水冷模型支架采用水冷方式，水冷壓力1～3Mpa，在電弧風洞高溫流場中1～3600s停留，帶有氣動送進及限位裝置，使水冷模型支架與噴管出口超聲速試驗氣流保持設定夾角α，α＝0～45°，用于模擬不同的模型相對超聲速試驗氣流攻角。

進一步的，所述帶縫隙旋轉圓盤外形直徑為A1，A1＝50mm～200mm，表面中部設置的矩形縫隙，縫隙長度為A2，A2＝50mm～150mm，縫隙寬度為A3，A3＝1.4mm～5mm，縫隙深度為A4，A4＝1mm-30mm，縫隙用于模擬飛行器表面縫隙結構，帶縫隙旋轉圓盤四周開有A5個限位孔，A5＝1～24。