[发明专利]一种基于电磁加热的温度控制风洞装置及试验方法

说明书

一种基于电磁加热的温度控制风洞装置及试验方法，装置包括加热装置、水冷设备、温控箱；所述的加热装置包括内至外依次设置的石英玻璃框、两层外罩板，石英玻璃框的两端均设置有安装框架，二者通过两端支撑板固定；上述外罩板的两端亦通过所述的两端支撑板固定；居于内层的外罩板外端面缠绕电磁线圈，电磁线圈的自由端均通过温控线路和温控线路接口与温控箱相连；水冷管道固定在安装支撑板上，并通过水冷输送管道与水冷设备相连。

技术领域

本发明涉及一种基于电磁加热的总温控制风洞装置，尤其适用于高超声速飞行器的地面气动热模拟实验，相比较于传统的总温控制风洞与热风洞，既具有良好的流场模拟效果，又具有良好的热环境模拟效果，属于航空航天领域的高温热流场模拟装置。

背景技术

数十年来，世界各国对高超声速飞行器愈加重视，并对高超声速飞行器的发展投入了越来越多的人力物力。近十几年来，我国也在大力发展高超声速飞行器。典型的高超声速飞行器如X-51黑鸟侦察机和X-47B无人驾驶飞行器都是在5马赫数以上的速度飞行，由于高速摩擦等原因产生的气动加热现象非常严重，整个飞行器表面要承受1000℃以上高温，部分结构如机翼前缘承受温度可达5000℃。由于气动加热产生的高温，会导致飞行器结构承载能力的下降和材料强度极限的降低，使飞行器产生热变形，破坏飞行器的气动外形和机体结构，影响飞行器的安全和使用寿命，为了保证高超声速飞行器的安全，确认飞行器材料和结构是否能够经受起高超声速飞行时的气动热冲击和高温热应力破坏，必须对高超声速飞行器整体进行气动热模拟和热-力耦合实验。同时，飞行器在高超声速飞行时的气动特性也可以在气动热实验中获得。

如今比较成熟的飞行器气动实验设备有两类，即总温控制风洞和热风洞。热风洞又称为高焓高超声速风洞，其试验段马赫数可达10到12，主要用于研究导弹、人造卫星或其他高超声速飞行器在高超声速飞行时的气动特性与结构、材料特性。热风洞会在试验段产生高温高超声速气流，模拟出高超声速飞行器飞行时的环境。然而，热风洞存在以下几个缺点：

1、热风洞的气体是由风洞上游的加热器加热的，所以整个风洞结构内壁都会承受高温高马赫数气流的冲击，而且整个风洞内的流场特性差。

2、风洞本身需要很大压力比，并且压力比随着马赫数的增大而急剧提升。所以热风洞上游必须设有高压气瓶，下游必须设有真空箱，以满足增压需求。

3、热风洞最显著的特点就是它的工作时间是1/1000s的量级。

相比较于热风洞，总温控制风洞能达到非常好的流场特性，也能实现小时级的工作时间，但是却不能使气流达到高超声速飞行时的温度。因此，开发一款既能模拟高超声速飞行时的气流环境，又能使流场模拟效果达到最优，同时可以长时间工作的风洞势在必行。

发明内容

本发明的技术解决问题是：提供了一种基于电磁加热的总温控制风洞装置，其具有良好的热流场模拟效果，可满足马赫数8以上的高超声速飞行器的实验要求。

本发明的技术解决方案是：一种基于电磁加热的温度控制风洞装置，包括加热装置、水冷设备、温控箱；所述的加热装置包括内至外依次设置的石英玻璃框、两层外罩板，石英玻璃框的两端均设置有安装框架，二者通过两端支撑板固定；上述外罩板的两端亦通过所述的两端支撑板固定；居于内层的外罩板外端面缠绕电磁线圈，电磁线圈的自由端均通过温控线路和温控线路接口与温控箱相连；水冷管道固定在安装支撑板上，并通过水冷输送管道与水冷设备相连。

试验过程中，温度传感器采集的温度信息发送至温控箱，温控箱根据接收的温度信息控制电磁线圈工作，使试验温度达到预设的温度。

优选的，所述的温度传感器数量至少4个，构成传感器阵列，且周向均匀固定于石英玻璃框尾段内。

优选的，所述的加热装置通过安装框架直接连接在喷管段和扩张段之间，作为风洞试验过程中的试验段。