[实用新型]一种组合式宽马赫数高焓脉冲风洞管体结构

说明书

本实用新型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，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，第二低压被驱动段(4)与高温段(5)之间替换，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。本实用新型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。

技术领域

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

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。

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。

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CUBRC LENS II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

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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，d_hot为高温段管体内径，d_cold为冷段管体内径，T_hot为高温段管体内部气体温度(由试验条件决定)，T_cold为冷段管体内部气体温度(通常为常温)；