申请/专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所

申请日：2017-11-29

公开（公告）日：2024-04-09

公开（公告）号：CN107806977B

主分类号：G01M9/04

分类号：G01M9/04

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.04.09#授权;2018.04.10#实质审查的生效;2018.03.16#公开

摘要：本发明属于高马赫数试验技术领域，涉及一种组合式宽马赫数高焓脉冲风洞管体结构，本发明提出了一种双模态组合驱动运行方式：在中低马赫数段马赫数3.0～5.0，采用管风洞运行模式，通过管外高温加热，可复现飞行条件总焓；在高马赫数段马赫数＞5.0，以激波风洞模式运行，焓值可进一步提高。本发明在结构上与传统脉冲风洞相似，没有复杂的作动控制机构，高温段管体的加热温度和长度，可按试验要求设计由气动运行原理满足，结构简单、可靠，在工程实际应用中具有可操作性。

主权项：1.一种组合式宽马赫数高焓脉冲风洞管体结构，高压驱动段1、双膜段2、第一低压被驱动段3、第二低压被驱动段4之间采用法兰形式依次连接，其特征在于，在中低马赫数段采用管风洞运行模式；在马赫数＞5.0，以激波风洞模式运行；在实现双模态组合驱动运行时，通过第二低压被驱动段4与高温段5之间的替换拓展风洞马赫数运行范围，其中高温段5包含上游高温隔离装置6、加热管7及管外加热系统和下游高温快开系统9，管外加热系统铺设于加热管外围，上游高温隔离装置6、加热管7和下游高温快开系统9之间采用法兰形式依次连接；激波风洞模式下，分别在双膜段2和第二低压被驱动段4末端放置膜片，试验前在膜片两侧，即高压驱动段和低压被驱动段充以不同压力的气体；上游膜片破裂后，在膜片处产生一道运动激波向被驱动段传播，用于对试验气体加温加压，当激波传播到第二低压被驱动段4末端，高温高压气流冲破二道膜片，试验开始；管风洞模式下，第二低压被驱动段4与高温段5相互更换，其中高压驱动段1、双膜段2和第一低压被驱动段3组成管体冷段；关闭上游高温隔离装置6和下游高温快开系统9，分别对冷段和高温段充以不同压力的气体，通过管外加热系统对管内气体进行加热；当达到指定的温度和压力后，先后打开上游高温隔离装置6、下游高温快开系统9，试验开始。

全文数据：一种组合式宽马赫数高焓脉冲风洞管体结构技术领域[0001]本发明属于高马赫数试验技术领域，具体而言，涉及一种组合式宽马赫数高焓脉冲风洞管体结构。背景技术[0002]高焓脉冲风洞是高马赫数地面试验设备的一种，目的是要尽可能复现飞行器的飞行环境，并结合测试技术，获得飞行器模型在该环境下的气动参数。脉冲风洞最早是基于激波管原理发展起来的，根据运行方式的不同，有直通型激波风洞、反射型激波风洞、炮风洞及管风洞等。[0003]基于激波管原理发展起来的激波风洞由于存在“大喉道效应”（被驱动段管径与喷管喉道尺寸不匹配），难以保证喷管收缩比较小情况下的破膜重复性，使得设备很难应用到马赫数5以下。管风洞作为一种特殊的脉冲设备，由于结构简单、参数调节方便、流场品质高等优点，已在亚跨超声速领域得到了发展和应用。[0004]随着高超声速飞行器研制需求的增加，脉冲型风洞急需向较低马赫数段扩展，特别是需要具有跨马赫数运行能力。如美国CUBRCLENSII激波风洞进一步升级改造后马赫数范围为2.7〜8.0,但是均以牺牲设备有效运行时间及流场品质为代价。因此如何在保证脉冲型风洞性能的前提下扩大马赫数运行范围，成为研究重点，技术手段需要进一步发展。发明内容[0005]本发明旨在提出一种组合式宽马赫数高焓风洞管体结构，以解决现有脉冲风洞在宽马赫数范围内运行困难、流场品质低的问题。[0006]本发明的技术方案是:一种组合式宽马赫数高焓风洞管体结构，包括:高压驱动段1、双膜段2、第一低压被驱动段3、第二低压被驱动段4,各部段之间采用法兰形式连接，其特征在于，在实现双模态组合驱动运行时，通过第二低压被驱动段4与高温段5之间的替换拓展风洞马赫数运行范围，其中高温段5包含上游高温隔离装置6、加热管7及管外加热系统8和下游高温快开系统9,管外加热系统铺设于加热管外围，各部段之间采用法兰形式连接。[0007]所述管外加热系统8含内层高温加热体10和外层保温层11，内层高温加热体直接与加热管体表面接触，在其外边面包裹保温层。[0008]所述高温加热体一般采用电加热形式，通过高温电阻元件对蓄热体进行预热。[0009]所述高压驱动段1、双膜段2、第一低压被驱动段3,通过第二低压被驱动段4与高温段5之间的更换，实现双模态组合驱动运行方式。[0010]所述双模态组合驱动运行方式，在中低马赫数段采用管风洞运行模式，在马赫数5.0,以激波风洞模式运行。[0011]所述管体的直径由管风洞运行模态确定，管体总长及各部段的比例需要综合考虑两种运行模态。[0012]所述管体的直径，由管风洞运行模态确定，其值的选取受到两方面限制：一方面，为了减弱膨胀波在冷热段交界面上的反射，从流量守恒关系出发，可以从理论上推导出冷段管径与高温段管径存在以下关系：[0014]其中，dh〇t为高温段管体内径，cUid为冷段管体内径，Thot为高温段管体内部气体温度（由试验条件决定），T™ld为冷段管体内部气体温度通常为常温）；[0015]另一方面，考虑到管壁附面层影响，管体内部流动马赫数施通常介于0.02〜0.2之间，该值取决于喷管出口尺寸与高温段管径比值，具体关系式如下：[0017]其中，cf为喷管喉道尺寸，r为气体比热比。同时，试验气体总温、总压与高温段内气体总温、总压有如下关系：[0020]其中，下标t，1表示试验气体参数，下标0表示高温段内气体参数。[0021]所述管体的长度，管体总长及各部段的比例需要综合考虑两种运行模态，管风洞运行模式下，运行时间与管体总长及高温段管体长度之间存在以下关系式：[0024]其中，ti为运行时间，L为管体总长，AL为高温段管体长度，a为管内声速，u为管内流速。[0025]本发明的有益效果：为了解决上述问题，本发明提出了一种双模态组合驱动运行方式:在中低马赫数段（马赫数3.0〜5.0，采用管风洞运行模式，通过管外高温加热，可复现飞行条件总焓;在高马赫数段马赫数5.0，以激波风洞模式运行，焓值可进一步提高。附图说明[0026]图1为本发明的组合式宽马赫数高焓风洞管体布局及替换示意图。[0027]图2为本发明的高温段加热系统结构示意图。具体实施方式[0028]如图1所示，组合式宽马赫数高焓风洞，它包括:管体部分、喷管段、试验段、真空舱等;各部段之间采用法兰形式连接。管体部分包括:高压驱动段1、双膜段2、第一低压被驱动段3、第二低压被驱动段4、高温段5,其中高温段5包含上游高温隔离装置6可采用球阀或截止阀，开启时间5s以内）、加热管7及管外加热系统8和下游高温快开系统9可采用轴流阀或破膜装置，开启时间15ms以内）。[0029]管外加热系统8含内层高温加热体10和外层保温层11，内层高温加热体直接与加热管体表面接触，在其外边面包裹保温层。[0030]高温加热体一般采用电加热形式，通过高温电阻元件对蓄热体进行预热。[0031]高压驱动段1、双膜段2、第一低压被驱动段3,通过第二低压被驱动段4与高温段5之间的更换，实现双模态组合驱动运行方式。[0032]双模态组合驱动运行方式，在中低马赫数段采用管风洞运行模式，在马赫数5.0,以激波风洞模式运行。[0033]管体的直径由管风洞运行模态确定，管体总长及各部段的比例需要综合考虑两种运行模态。[0034]如图2所示，本发明中的⑤高温段中的管外加热系统包括⑨内层高温加热体和⑩外层保温层。内层高温加热体直接与加热管体表面接触，在其外边面包裹保温层。高温加热体一般采用电加热形式，通过高温电阻元件对蓄热体进行预热。[0035]该方案具体实施设计方法分为以下几个方面：[0036]1管体的直径[0037]管体的直径由管风洞运行模态确定，其值的选取受到两方面限制:一方面，为了减弱膨胀波在冷热段交界面上的反射，从流量守恒关系出发，可以从理论上推导出冷段管径与高温段管径存在以下关系：[0039]其中，Clhcit为高温段管体内径，Wd为冷段管体内径，Thcit为高温段管体内部气体温度（由试验条件决定），T™ld为冷段管体内部气体温度通常为常温）。[0040]另一方面，考虑到管壁附面层影响，管体内部流动马赫数施通常介于0.02〜0.2之间，该值取决于喷管出口尺寸与高温段管径比值，具体关系式如下：[0042]其中，cf为喷管喉道尺寸，r为气体比热比。同时，试验气体总温、总压与高温段内气体总温、总压有如下关系：[0045]其中，下标t，1表示试验气体参数，下标0表示高温段内气体参数。[0046]以马赫数3.5、试验段气体总温750K、喷管出口尺寸Φ300mm为例，冷段管径包括高压驱动段、双膜段、低压被驱动段1可取为Φ255πιπι，高温段管径可取为Φ200πιπι，低压被驱动段2管径与冷段管径相同。[0047]2管体的长度[0048]管体总长及各部段的比例需要综合考虑两种运行模态。管风洞运行模式下，运行时间与管体总长及高温段管体长度之间存在以下关系式：[0051]其中，ti为运行时间，L为管体总长，AL为高温段管体长度，a为管内声速，u为管内流速。下标1表示初始膨胀波通过但反射膨胀波未到达时的管内流动参数，下标〇表示初始管内参数。[0052]根据管风洞运行时间要求，可以确定管体总长和高温段长度，在此基础上，合理分配激波风洞模态高压驱动段和低压被驱动段比例，可以获得理论最长试验时间，如果该有效试验试验时间不能满足激波风洞模态试验需求，重新选取管体总长可等比例延长），以保证宽马赫数范围的有效试验时间。以管风洞200ms有效试验时间为例，风洞总长可取为35m，高温段长度IOm;激波风洞模态对应的高压驱动段可取为10m，低压被驱动段1可取为15m，低压被驱动段2为10m，可保证马赫数5〜8范围内30ms有效试验时间。下表为理论分析得到的马赫数6时不同驱动比下的试验参数低压被驱动段压力Ibar。[0054]本发明的具体过程：[0055]激波风洞模式下，分别在双膜段2和第二低压被驱动段4末端放置膜片，试验前在膜片两侧高压驱动段和低压被驱动段充以不同压力的气体。上游膜片破裂后，在膜片处产生一道运动激波向被驱动段传播，用于对试验气体加温加压，当激波传播到第二低压被驱动段4末端，高温高压气流冲破二道膜片，试验开始；[0056]管风洞模式下，第二低压被驱动段4与高温段5相互更换，其中高压驱动段1、双膜段2和第一低压被驱动段3组成管体冷段。关闭上游高温隔离装置6和下游高温快开系统9，分别对冷段和高温段充以不同压力的气体，通过管外加热系统对管内气体进行加热。当达到指定的温度和压力后，先后打开上游高温隔离装置6、下游高温快开系统9,试验开始。[0057]本发明所提出的组合驱动方式，在工程实际应用中具有可操作性。本发明在结构上与传统脉冲风洞相似，没有复杂的作动控制机构，高温段管体的加热温度和长度，可按试验要求设计由气动运行原理满足，结构简单、可靠。在中低马赫数下采用管风洞运行方式，可延长有效运行时间，同时保证试验段流场的品质。[0058]以上示例仅为本发明的一种参数选取参考而已，并非用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的原理之内，所作的任何修改、替换或者改进等，均在本发明的保护范围之内。

权利要求：1.一种组合式宽马赫数高焓风洞管体结构，包括:高压驱动段（I、双膜段2、第一低压被驱动段3、第二低压被驱动段4，各部段之间采用法兰形式连接，其特征在于，在实现双模态组合驱动运行时，通过第二低压被驱动段4与高温段⑸之间的替换拓展风洞马赫数运行范围，其中高温段⑸包含上游高温隔离装置6、加热管⑺及管外加热系统8和下游高温快开系统（9，管外加热系统铺设于加热管外围，各部段之间采用法兰形式连接。2.如权利要求1所述的组合式宽马赫数高焓风洞管体结构，其特征在于，所述管外加热系统⑻含内层高温加热体（10和外层保温层（11，内层高温加热体直接与加热管体表面接触，在其外边面包裹保温层。3.如权利要求2所述的组合式宽马赫数高焓风洞管体结构，其特征在于，所述高温加热体一般采用电加热形式，通过高温电阻元件对蓄热体进行预热。4.如权利要求1至3任意一项所述的组合式宽马赫数高焓风洞管体结构，其特征在于，所述高压驱动段（1、双膜段2、第一低压被驱动段3，通过第二低压被驱动段4与高温段5之间的更换，实现双模态组合驱动运行方式。5.如权利要求4所述的组合式宽马赫数高焓风洞管体结构，其特征在于，所述双模态组合驱动运行方式，在中低马赫数段采用管风洞运行模式，在马赫数5.0,以激波风洞模式运行。6.如权利要求1所述的组合式宽马赫数高焓风洞管体结构，其特征在于，管体的直径由管风洞运行模态确定，管体总长及各部段的比例需要综合考虑两种运行模态。7.如权利要求6所述的组合式宽马赫数高焓风洞管体结构，其特征在于，所述管体的直径，由管风洞运行模态确定，其值的选取受到两方面限制:一方面，为了减弱膨胀波在冷热段交界面上的反射，从流量守恒关系出发，可以从理论上推导出冷段管径与高温段管径存在以下关系：其中，dh〇t为高温段管体内径，cUid为冷段管体内径，Thot为高温段管体内部气体温度油试验条件决定），Irald为冷段管体内部气体温度通常为常温）；另一方面，考虑到管壁附面层影响，管体内部流动马赫数施通常介于0.02〜0.2之间，该值取决于喷管出口尺寸与高温段管径比值，具体关系式如下：其中，cT为喷管喉道尺寸，r为气体比热比。同时，试验气体总温、总压与高温段内气体总温、总压有如下关系：其中，下标t，1表示试验气体参数，下标O表示高温段内气体参数。8.如权利要求6或7所述的组合式宽马赫数高焓风洞管体结构，其特征在于，所述管体的长度，管体总长及各部段的比例需要综合考虑两种运行模态，管风洞运行模式下，运行时间与管体总长及高温段管体长度之间存在以下关系式：其中，ti为运行时间，L为管体总长，ΔL为高温段管体长度，a为管内声速，u为管内流速。

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