[发明专利]一种大尺寸自由活塞高焓激波风洞模拟飞行环境的方法

说明书

本发明一种大尺寸自由活塞高焓激波风洞模拟飞行环境的方法，飞行环境包括飞行器的飞行高度和飞行速度。飞行高度和飞行速度决定了飞行环境的驻室总压和总焓条件，需要与自由重活塞高焓激波风洞喷管驻室的总压和总焓匹配。喷管驻室的总压和总焓依赖于激波管中的入射激波强度和初始压力，考虑高温气体效应的入射激波强度由高压储气室压力、压缩管初始压力及组分、重活塞质量和主膜片破膜压力、激波管初始压力决定。本发明采用先确定入射激波强度和激波管初始压力这一逆向推导方式，获得所需要的总温和总压试验状态。本发明基于理论分析、数值确定和试验三者相结合的方式，为自由重活塞激波风洞喷管所需的总焓总压驻室条件提供一种方便快捷的方法。

技术领域

本发明涉及一种大尺寸自由活塞高焓激波风洞模拟飞行环境的方法，属于风洞试验领域。

背景技术

高超声速流动物理现象认识上的局限，使得物理建模不适当，进而使得数值确定存在一定的不确定性，需要通过试验研究高超声速流动规律显得非常重要。常规高超声速风洞通过降低自由来流温度来降低自由来流的声速，从而提高自由来流的马赫数，进而实现超/高超声速马赫数和雷诺数的模拟。超高速流动带来的高温效应在上述“冷”状态的高超声速地面设备无法复现。飞行器速度大于3km/s甚至超过4km/s时，空气发生化学反应，需要模拟飞行环境下真实气体的速度、压力和温度。自由重活塞高焓激波风洞能够产生高总温和高总压的试验气流，能够模拟超高速流动温度效应的两个关键参数：来流速度和双尺度参数。

自由重活塞高焓激波风洞试验成本较高，特别是风洞调试过程中，调试周期长，重活塞运行存在一定的风险，主膜片膜片初始破膜压力不可控。然而每一个飞行高度和飞行速度都对应总焓和总压的驻室条件，试验状态多，因此需要提高风洞调试效率，为先进飞行器研制所需求风洞试验气动数据提供相应的支持。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出了一种大尺寸自由活塞高焓激波风洞模拟飞行环境的方法，提高调试效率，保证风洞调试安全，节约调试成本，使得喷管驻室总温和总焓能够与飞行器的飞行环境相匹配。

本发明的技术方案是：

一种大尺寸自由活塞高焓激波风洞模拟飞行环境的方法，包括步骤如下：

1)根据飞行器飞行高度H和飞行速度V，考虑高温效应影响，确定出飞行状态的总温T₀、飞行状态的总压环境P₀以及飞行环境压力P；

2)选择喷管驻室气流总温T₀₁和总压P₀₁，使T₀₁和P₀₁的值与飞行状态的总温T₀和飞行状态的总压环境P₀匹配；同时，选择合适的喷管，使喷管驻室气流总温T₀₁和总压P₀₁流过喷管型面后，喷管出口的自由来流静压P_∞与实时的飞行环境压力P匹配；

3)选择合适的入射激波马赫数Ma和激波管初始压力P₁，考虑高温气体效应的影响，利用激波关系式确定喷管驻室气流总温T₀₁和总压P₀₁，入射激波马赫数Ma与缝合马赫数Mas的比例满足Ma：Mas＝0.5～1.2：1；

4)确定重活塞质量和主膜片破膜压力P_R，基于等熵关系式，选择高压储气室的压力、压缩管的混合气体的初始压力和组分比，重活塞质量的选取原则为主膜片破膜压力越大，重活塞的质量越大；所述重活塞用于压缩压缩管中的混合气体使混合气体的温度和压力升高；高压储气室放气驱动重活塞向压缩管下游运动；高压储气室、压缩管、激波管和喷管依次相连；

所述重活塞内部开有光孔；所述重活塞质量和重活塞光孔截面积的比值大于250Kg/m²；