[发明专利]一种2m量级自由活塞驱动的高焓激波风洞

说明书

技术领域

本发明涉及一种2m量级自由活塞驱动的高焓激波风洞，不仅能够研究超高声速高温真实气体效应等气动基础研究，而且还可以开展超燃冲压发动机、空间再入飞行器等工程应用研究。

背景技术

高超声速飞行器飞行条件范围广和需要研究的物理现象独特，使得单一高超声速试验设备无法满足试验需求，导致高超声速试验设备呈现多样化特征。对于风洞试验，目前无法对整个飞行包线内开展气动热力学、气动光学、气动声学等一系列试验研究，只能对飞行试验之前的“关键路径”进行评估。在马赫数5-12的低高超声速区域，理想气体流动马赫数和雷诺数(Ma-Re)模拟是实用的，主要通过降低自由来流温度降低能够降低自由来流的声速，从而提高自由来流的马赫数，进而实现高超声速条件下Ma-Re模拟。

在超高速条件(速度大于3km/s)下,空气中的氧分子开始离解；速度再增大时，进一步发生氮分子离解，甚至电离反应。当飞行速度超过4km/s后，热、化学、辐射、烧蚀效应造成的影响变得重要，此需要模拟飞行环境下真实气体的速度、压力和温度条件。超高速流动带来的高温效应在常规“冷”状态的高超声速地面设备不能得到复现。用于模拟超高速流动高温效应的两个关键参数是来流速度(比焓)和双尺度参数ρL(ρ为密度，L为特征长度)，前者表征滞止焓，后者表征强激波后离解反应尺度。

发明内容

一种2m量级自由活塞高焓激波风洞，为超高速提供高焓来流，能够模拟超高速流动高温效应的两个关键参数是来流速度(比焓)和双尺度参数ρL。

本发明采用的技术方案：

一种2m量级自由活塞驱动的高焓激波风洞，包括：高压储气室、活塞发射机构、活塞、压缩管、活塞止停机构、主夹膜机构、激波管、小夹膜机构、喷管、试验段、轨道以及支撑系统；

高压储气室内储存有高压空气且高压储气室的一端留有开口，压缩管从所述高压储气室的开口处伸入其中，并于内置在高压储气室中的活塞发射机构连接，压缩管的另一端通过主夹膜机构与激波管的一端连接，激波管的另一端通过小夹膜机构与喷管的收缩段连接，试验段连接在喷管的扩张段之后，

多个支撑系统分别设置在高压储气室、活塞发射机构、压缩管、主夹膜机构、激波管、喷管和试验段下方，且支撑系统安装在轨道上并沿轨道移动，支撑系统在高度和水平两方向具有微调功机构；

活塞设置在活塞发射机构中，当活塞被发射后，活塞在压缩管内移动，活塞止停机构设置在压缩管的末端，用于给发射出来的活塞缓冲和减速。

压缩管由多个分段组装而成，相邻分段之间的密封均包括三级密封，内层密封采用金属密封圈，外层密封采用O形橡胶圈，中层密封采用尼龙密封圈。

金属密封圈采用紫铜材料。

所述活塞止停机构中设置有气体缓冲腔结构以及硅橡胶缓冲垫，用于活塞的缓冲减速和止停。

喷管为m量级喷管，压缩管内填充压力为5kPa～50kPa的氦气、氩气或者氦氩混合气。

主夹膜机构中设置有一个或两个膜片，小夹膜机构中设置一个膜片。

激波管内抽真空，使其压力小于一个大气压。

压缩管的内径与激波管的内径之比为2.3:1。

高压储气室的承压为20MPa,体积24m³，压缩管的长度75m，内径0.668m，压缩管的承压为70MPa，激波管的承压为100MPa,长度为32m或者35m，内径为0.29m，当风洞流场驻室总温超过7000K时，激波管的长度为32m，当风洞试验段自由流的有效时间超过40ms并且驻室总温在2500K～3500K时，激波管的长度为35m；试验段容积为230m³,真空度达到10Pa，试验段顶端设置有2.5m长的自动开闭模型安装天窗，试验段上设置有多个观察窗口；轨道在100m范围内的高差小于0.5mm。

本发明相对现有技术带来的有益效果为：

(1)一种2m量级自由活塞高焓激波风洞，试验模型尺寸可以超过2m，使得模型的自然时间尺度和非平衡态的反应速率与自由飞行相似相近。能够模拟超高速流动高温效应的两个关键参数来流速度(比焓)和双尺度参数ρL。

(2)压缩管4由多个分段组装而成，相邻分段之间的密封均包括三级密封，密封效果好，保证氦氩气体的纯度。

(3)压缩管4长度75m,内径0.668m,此尺寸使得活塞可以调谐运行，活塞在压缩管末端能够安全停下来。

(4)主夹膜机构6中能够设置两个膜片，可以方便进行膜片动态破膜试验，能够准确预估膜片的破膜压力，对重活塞的调试提供一定的安全保障。