[发明专利]连续式高速风洞降温系统液氮喷注装置

说明书

本发明提出一种连续式高速风洞降温系统液氮喷注装置，包括集液环、上游液氮喷嘴组、下游液氮喷嘴组；所述液氮喷注装置安装在液氮喷注实验段内；集液环为环形耐低温不锈钢管路，内径与安装位置处的实验段洞壁外径相同，呈环状安装于实验段洞壁，用于接受来自主管道的低温液氮并将液氮输送至液氮喷嘴组；上游液氮喷嘴组与下游液氮喷嘴组沿风洞气流轴线平行分布，上游液氮喷嘴组距实验段上游端面0.61d，下游液氮喷嘴组距实验段上游端面1.72d，其中d为实验段上游端面内径。本发明提出的液氮喷注装置与风洞整体降温系统匹配良好，采用本技术方案，为建成了我国第一套连续式高速风洞降温系统提供了支撑。

技术领域

本发明涉及密闭容器低温液体喷注技术的设计领域，具体是一种用于连续式高速风洞降温系统的液氮喷注装置。

背景技术

雷诺数是风洞实验模拟飞行器实际飞行能力的重要相似参数。实验雷诺数与飞行雷诺数的不同会导致实验所得边界层转捩、分离位置、激波位置、强度等气动特性与实际飞行状态形成明显差异，结果使实验数据的工程应用价值大大降低，在某些情况下甚至无法使用。从理论上来讲，要使风洞实验能完全模拟真实的飞行状态，就必须使风洞实验和实际飞行的雷诺数保持一致。然而，由于受到模型尺寸、风洞动力设备、能源系统等因素的限制，目前的风洞实验雷诺数还难以达到实际的飞行雷诺数，研制高雷诺数风洞对我国航空工业和国防科技的发展具有重要战略意义和工程应用价值。

连续式高速风洞是由轴流压缩机驱动的可连续长时间运行的回流式高速空气动力学实验平台，其流场品质和实验效率远高于常规暂冲式风洞。但由于连续式高速风洞由大功率电机驱动，受能源系统的限制，其实验段雷诺数与实际飞行雷诺数仍有一定差距，不能很好地满足战斗机和大型高速民机模型实验的需求。雷诺数由流体密度、温度、速度和模型尺寸决定，流体速度和模型尺寸受风洞固有条件的制约不易改变；增压的是一种提高雷诺数的可行方式，但其对动力的要求更高；降温可增大流体密度，减小粘性系数，是一种提高实验雷诺数有效途径。我国目前在低温暂冲式风洞方面已有先例，但在低温连续式高速风洞方面尚属空白。因此，为了进一步拓宽该风洞的实验雷诺数范围，针对连续式高速风洞的结构特点和运行模式，在不改变实验段尺寸、流体介质及压力的情况下，通过喷洒液氮的方式，利用液氮的气化吸热效应，可实现连续式高速风洞的降温运行，从而达到提高实验雷诺数的目的。

连续式高速风洞降温系统由液氮存储装置、供配气系统、测量系统和控制系统及液氮喷注装置五大子系统组成，其中液氮喷注装置是整体降温系统的关键组成部分，用于将来自主管道的液氮均匀、可控的喷入风洞内部。液氮具有超低温、蒸发快、膨胀系数大的特点，连续式高速风洞是钢制的密闭容器，液氮喷入过程中极易造成金属材料冻裂、超压等问题，因此，需要研制一套适用于连续式高速风洞降温系统的液氮喷注装置，为降温系统的液氮喷入环节提供安全、高效的技术保障。

发明内容

针对液氮超低温、蒸发快、膨胀系数大的的物理特性，为了解决液氮喷入过程中风洞洞体金属材料易冻裂、超压等技术难题，为降温系统建立安全、高效的液氮喷入技术手段，根据连续式高速风洞的结构特点和运行模式，本发明提出一套用于连续式高速风洞降温系统的液氮喷注装置。

本发明的技术方案为：

所述一种连续式高速风洞降温系统液氮喷注装置，其特征在于：包括集液环、上游液氮喷嘴组、下游液氮喷嘴组；所述液氮喷注装置安装在液氮喷注实验段内；集液环为环形耐低温不锈钢管路，内径与安装位置处的实验段洞壁外径相同，呈环状安装于实验段洞壁，用于接受来自主管道的低温液氮并将液氮输送至液氮喷嘴组；

所述上游液氮喷嘴组包括若干上游超低温高压末端电磁阀、若干上游液氮喷嘴和若干上游支架管路，上游超低温高压末端电磁阀、上游液氮喷嘴和上游支架管路个数相同；若干上游液氮喷嘴沿实验段洞壁外侧周向均匀分布，通过上游支架管路接受来自集液环的液氮，并在上游超低温高压末端电磁阀的控制下将液氮喷入风洞内；