[发明专利]一种宽马赫数高焓管风洞驱动管体

说明书

本发明属于高马赫数试验技术领域，涉及一种宽马赫数高焓管风洞驱动管体。本发明提出了一种管外预加热与慢活塞绝热压缩叠加的新型驱动：马赫数2～4.5范围内直接管外电阻式加热；马赫数4.5～6范围内采用叠加式加热。本发明包括：高压驱动腔、慢活塞驱动段、冷管段和管外预加热段。管外预加热段靠近下游喷管一侧，高压驱动腔和慢活塞驱动段位于管体的最上游。低马赫数运行时，将慢活塞驱动段封闭，仅使用冷段和预加热段；高马赫数时，使用全部管体，先管外预热，再通过慢活塞绝热压缩进一步提升试验气体温度。本发明所提出的驱动技术，没有复杂的作动控制机构，此外采用慢活塞方式，管体内部仅含有压缩波系，驱动管体可以流向弯曲，有利于缩短管体占地长度。

技术领域

本发明属于高马赫数试验技术领域，涉及一种宽马赫数高焓管风洞驱动管体。

背景技术

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，特别是要求对流动焓值的模拟。激波风洞是最常用的一种高焓脉冲设备，依靠非定常激波运动过程加热试验气体，焓值较高。但由于存在“大喉道效应”(被驱动段管径与喷管喉道尺寸不匹配)，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，洞体由一根长的等直径管子，一端密封、另一端装有膜片或快速阀，下游接喷管、试验段和真空罐组成。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，近年来在超声速及高超声速领域也得到了发展，体现出了在宽速域范围内的应用潜力。

由于脉冲型风洞独特的运行方式，对加热形式有诸多限制，为了防止影响流场均匀度和有效运行时间，要求不能干扰运行过程中管体内部的非定常波系结构。目前，高马赫数运行条件下的管风洞多采用管外加热的形式提升管内试验气体温度。

管外加热技术是将高温加热件直接与驱动段管体外表面接触，并在加热件外表面包裹保温层，先对管体升温进而加热内部气体。由于固体的热容远大于气体，因此加热过程中绝大部分能量是被管体所吸收，因此很难将管内气体加热到1000K以上。

由于受到加热能力的限制，管风洞在高马赫数运行条件下多为“欠温运行”，气体加温能力仅能防止试验段气体出现冷凝，并不能复现实际飞行环境。以飞行马赫数6、0～20km高度范围为例，要求模拟来流空气最高温度在1750K左右。

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。因此如何在保证有效试验时间和流场品质的前提下，复现宽马赫数范围内的高焓流动环境成为研究重点，技术手段需要进一步发展。

发明内容

本发明旨在提出一种宽马赫数高焓管风洞驱动技术，以解决现有脉冲风洞难以复现宽马赫数范围内飞行环境的问题。

为了解决上述问题，本发明提出了一种管外预加热与慢活塞绝热压缩叠加的新型驱动技术：马赫数2～4.5范围内直接采用管外电阻式加热；马赫数4.5～6范围内采用叠加式加热，利用外部管外加热系统进行预加热，进而利用活塞运动过程进一步提升管内气体温度。

本发明的技术方案是：一种宽马赫数高焓管风洞驱动管体，包括高压驱动腔1、调压阀2、活塞3、上游膜片4、高温隔离装置5、喷管段7、慢活塞驱动段8、冷管段9；其中高压驱动腔1、调压阀2、喷管段7、慢活塞驱动段8、冷管段9之间采用法兰形式连接，活塞3位于慢活塞驱动段8内，可自由滑动，上游膜片4位于慢活塞驱动段8与冷管段9之间，依靠法兰夹紧，其特征在于，在喷管段7与冷管段9之间增加高温隔离装置5、管外预加热段10，部段之间采用法兰形式连接，下游膜片6位于管外预加热段10与喷管段7之间，依靠法兰夹紧。

所述管外预加热段10为高温管外表面包有一层蓄热体，内部装有高温电阻丝，采用电加热方式，通过高温电阻丝对蓄热体进行储能，在持续加热过程中，利用热传导原理将能量传递给加热段内试验气体。