[發(fā)明專利]一種超聲爆現(xiàn)象風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)M系統(tǒng)及方法有效
| 申請?zhí)枺?/td> | 202211087106.0 | 申請日: | 2022-09-07 |
| 公開(公告)號: | CN115165289B | 公開(公告)日: | 2022-11-18 |
| 發(fā)明(設(shè)計(jì))人: | 高亮杰;錢戰(zhàn)森;冷巖;王璐;劉萬勵(lì) | 申請(專利權(quán))人: | 中國航空工業(yè)集團(tuán)公司沈陽空氣動(dòng)力研究所 |
| 主分類號: | G01M9/04 | 分類號: | G01M9/04;G01M9/06 |
| 代理公司: | 哈爾濱市偉晨專利代理事務(wù)所(普通合伙) 23209 | 代理人: | 胡硯智 |
| 地址: | 110000 *** | 國省代碼: | 遼寧;21 |
| 權(quán)利要求書: | 查看更多 | 說明書: | 查看更多 |
| 摘要: | |||
| 搜索關(guān)鍵詞: | 一種 超聲 現(xiàn)象 風(fēng)洞試驗(yàn) 模擬 系統(tǒng) 方法 | ||
1.一種超聲爆現(xiàn)象風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)M系統(tǒng),其特征在于:包括高壓驅(qū)動(dòng)段(1)、隔離膜片(2)、支撐系統(tǒng)(3)、模型(4)、發(fā)射段(5)、靶室(6)、開關(guān)閥(7)、通氣壁(8)和加熱系統(tǒng)(9),高壓驅(qū)動(dòng)段(1)和發(fā)射段(5)配合安裝,在高壓驅(qū)動(dòng)段(1)和發(fā)射段(5)的連接處設(shè)有隔離膜片(2),所述支撐系統(tǒng)(3)和模型(4)設(shè)置在發(fā)射段(5)內(nèi),所述發(fā)射段(5)與靶室(6)連通,靶室(6)為密封艙體,靶室(6)上具有通氣口(10),通氣口(10)上安裝開關(guān)閥(7),靶室(6)內(nèi)部布置有通氣壁(8)和加熱系統(tǒng)(9)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種超聲爆現(xiàn)象風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)M系統(tǒng),其特征在于:所述通氣壁(8)與通氣口(10)布置在靶室(6)的同側(cè)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種超聲爆現(xiàn)象風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)M系統(tǒng),其特征在于:所述通氣壁(8)的表面采用孔壁或槽壁形式,通氣壁(8)沿模型(4)的飛行方向透氣面積單調(diào)遞增或單調(diào)遞減。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種超聲爆現(xiàn)象風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)M系統(tǒng),其特征在于:所述加熱系統(tǒng)(9)設(shè)置在靶室(6)的上壁面,加熱系統(tǒng)采用輻射式加熱系統(tǒng),通過輻射換熱過程,在靶室(6)的垂直方向上形成上高下低的溫度梯度,用于模型真實(shí)大氣環(huán)境中的溫度分層現(xiàn)象。
5.一種超聲爆現(xiàn)象風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)M方法,是基于權(quán)利要求1的一種超聲爆現(xiàn)象風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)M系統(tǒng)完成的試驗(yàn)過程,其特征在于,包括以下步驟:
步驟1.確定模型發(fā)射絕對速度;
高壓驅(qū)動(dòng)段(1)和發(fā)射段(5)的連接處的隔離膜片(2)破裂后,支撐系統(tǒng)及模型(4)在高壓氣體的推動(dòng)下,在發(fā)射段(5)內(nèi)作高速運(yùn)動(dòng),高壓氣體膨脹,將部分壓力能轉(zhuǎn)化為模型和氣體本身的動(dòng)能,要求模型驅(qū)動(dòng)壓力與模型速度之間存在以下關(guān)系式:
其中,表示模型驅(qū)動(dòng)壓力、表示模型速度、表示介質(zhì)聲速;t表示加速過程中的任意瞬時(shí)、0表示初始靜止?fàn)顟B(tài),表示氣體的比熱比,常溫空氣條件下,=1.4;
模型的運(yùn)動(dòng)過程由以下方程決定:
其中,表示模型質(zhì)量、表示模型底部面積;b表示模型的前方靶室;
步驟2.確定注入介質(zhì)及通氣壁條件;
若摻混介質(zhì)選用比空氣分子量高的氣體,則引入量越多,當(dāng)?shù)芈曀僭叫。瑢?yīng)的飛行馬赫數(shù)越高,則需要沿模型飛行方向,通氣壁(8)沿模型(4)的飛行方向透氣面積單調(diào)遞增;若摻混介質(zhì)選用比空氣分子量小的氣體,則引入量越多,當(dāng)?shù)芈曀僭酱螅瑢?yīng)的飛行馬赫數(shù)越小,則需要沿模型飛行方向,通氣壁(8)沿模型(4)的飛行方向透氣面積單調(diào)遞減;
步驟3.確定加熱系統(tǒng)條件;
加熱系統(tǒng)(9)用于模擬真實(shí)大氣環(huán)境中的溫度分層現(xiàn)象,在超聲速飛行高度下,傳播空間內(nèi)上下溫差在70℃以內(nèi),采用電加熱形式,在靶室(6)的垂直方向上形成上高下低的溫度梯度,用于模型真實(shí)大氣環(huán)境中的溫度分層現(xiàn)象,此外通過功率的調(diào)節(jié),來控制加熱溫差;
步驟4.確定試驗(yàn)流程;
根據(jù)試驗(yàn)工況的需要,確定初始高壓驅(qū)動(dòng)段(1)和靶室(6)的壓力,并預(yù)置到理論值;開啟加熱系統(tǒng)(9),使得在空間范圍內(nèi)形成垂直方向上高下低的溫度梯度,以達(dá)到模擬要求;開啟開關(guān)閥(7),使得在通氣壁(8)的近壁附近形成滿足流向聲速梯度要求的薄層,對隔離膜片(2)進(jìn)行破膜,開展試驗(yàn)。
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