[发明专利]热防护材料/结构的调节固定装置及电弧风洞试验装置

说明书

本发明公开一种热防护材料/结构的调节固定装置及电弧风洞试验装置，调节固定装置包括转接工装，通过攻角调节块与底座的前端固定连接且其与超声速喷射器的喷管固定连接；试验件安装工装后部底面与底座固定连接；导流工装固定连接于试验件安装工装与底座的中前部之间；试验件固定连接于试验件安装工装中前部顶面；试验件安装工装后部顶面与诱导激波工装固定连接；诱导激波工装前缘半径、后掠角、侧压角，试验件安装工装攻角，攻角调节块夹角尺寸和诱导激波工装与试验件之间缝隙尺寸共同实现试验过程中试验件表面流场状态的形成；导流工装用于对受喷管冷却影响的边界层低能流体进行导流。本发明可实现小功率风洞对局部高状态热环境模拟。

技术领域

本发明涉及热防护材料/结构技术领域。更具体地，涉及一种热防护材料/结构的调节固定装置及电弧风洞试验装置。

背景技术

目前，国外航天大国均在大力开展高超声速飞行器的研制工作，对于外防热结构在使用条件下的试验评价需求也日趋急迫。外防热结构作为高超声速飞行器的关键技术之一，为保证飞行试验成功，必须开展完善的地面试验验证。电弧风洞试验主要考核材料耐受飞行环境高温气流的抗烧蚀性能，对高超声速飞行器热防护材料/结构考核具有重要意义。

现有的电弧风洞试验装置包括超声速喷射器、试验件固定装置和真空系统，进行电弧风洞试验时，气流经超声速喷射器的电弧加热流入超声速喷射器的混合室，在混合室与冷气进行掺混，经拉法尔喷管后，以高温、高速进入试验段，对试验段内固定于试验件固定装置上的试验件进行冲刷，并经后端管路(扩压器、冷却器等)进入真空系统，再由真空泵抽出排入大气。但受制于目前地面试验设备能力限制，现有试验件固定装置仅起到固定作用，无法实现对飞行器热防护材料/结构局部高状态热环境的模拟，使得热防护设计方案的可靠性无法验证，存在较大技术风险。

因此，需要提供一种热防护材料/结构的调节固定装置及电弧风洞试验装置。

发明内容

本发明的目的在于提供一种可提高对局部高压高温高剪环境的模拟能力，实现小功率风洞对局部高状态热环境模拟的热防护材料/结构的调节固定装置及电弧风洞试验装置。

为达到上述目的，本发明采用下述技术方案：

本发明公开了一种热防护材料/结构的调节固定装置，包括转接工装、攻角调节块、底座、导流工装、试验件安装工装和诱导激波工装；

转接工装通过攻角调节块与底座的前端固定连接且转接工装与超声速喷射器的喷管的法兰盘螺栓固定连接；试验件安装工装的后部底面与底座的后部顶面固定连接；导流工装固定连接于试验件安装工装的中前部底面与底座的中前部顶面之间；热防护材料/结构作为试验件固定连接于试验件安装工装的中前部顶面；试验件安装工装的后部顶面与诱导激波工装的后部底面固定连接；

诱导激波工装的前缘半径、后掠角、侧压角，试验件安装工装的攻角，攻角调节块的夹角尺寸和诱导激波工装与试验件之间的缝隙尺寸共同实现试验过程中试验件表面流场状态的形成；导流工装用于对受喷管冷却影响的边界层低能流体进行导流。

优选地，热防护材料/结构作为试验件粘接或螺栓连接于试验件安装工装的中前部顶面。

优选地，试验件安装工装的后部底面与底座的后部顶面螺栓连接。

优选地，试验件安装工装的后部顶面与诱导激波工装的后部底面螺栓连接。

本发明还公开了一种电弧风洞试验装置，包括上述热防护材料/结构的调节固定装置

本发明的有益效果如下：

本发明所述技术方案可使得地面功率较小的电弧风洞试验装置实现对高超声速飞行器飞行过程中外表面局部区域热防护材料/结构高热流、高剪切、高压力环境的模拟，有效降低试验成本、周期，提前释放风险，对高超声速飞行器外防热结构的性能评价具有重要意义。

附图说明