[发明专利]一种基于电弧加热的热噪声风洞及试验方法

说明书

本发明涉及一种基于电弧加热的热噪声风洞及试验方法，包括试验段、电弧加热器、声音发生器、试验样件、消声段、冷却器和引射排气系统，电弧加热器固连在试验段底部一侧，声音发生器固连在电弧加热器同侧的试验段中部，试验样件固连在试验段底部，消声段固连在试验段另一侧，冷却器固连在消声段远离试验段一侧，引射排气系统固连在冷却器远离消声段一侧，其中，电弧加热器与试验段之间固连有矩形喷管，矩形喷管内径宽度和高度均大于试验样件宽度和厚度，本发明具有满足对高超声速飞行器在高速飞行环境下高温和噪声进行高仿真模拟的优点。

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器试验设备技术领域，尤其涉及一种基于电弧加热的热噪声风洞及试验方法。

背景技术

空天飞行器在上升和返回的过程中都会遇到严重的气动加热和气动噪声环境，飞行器局部温度超过3000K，噪声可达到180分贝以上，热/噪声耦合作用对飞行器带来的影响是很复杂的，如不加以研究控制，可能会造成机体材料及部件的共振，轻则导致飞行器的飞行姿态及落点精度不容易控制；重则造成不可预见的结构损坏或机身解体。国内从事相关研究的设备及技术很少，通过资料的初步调研及考察，国内在噪声及振动的测试及研究的资料和成果较多，在亚声速及跨声速气动噪声方面有一些研究，而对于高超声速飞行器的气动噪声研究较少，试验声源的频率和声强范围较小，还不能够真实模拟飞行器起飞及降落的噪声；加热装置的功率较小和温度较低，不能完全满足高超声速飞行器试验热流密度和温度的需求。

因此，针对以上不足，需要提供一种基于电弧加热的热噪声风洞及试验方法。

发明内容

（一）要解决的技术问题

本发明要解决的技术问题是解决现今缺乏对高超声速飞行器进行热/噪声耦合模拟设备的问题。

（二）技术方案

为了解决上述技术问题，本发明提供了一种基于电弧加热的热噪声风洞，包括试验段、电弧加热器、声音发生器、试验样件、消声段、冷却器和引射排气系统，电弧加热器固连在试验段底部一侧，声音发生器固连在电弧加热器同侧的试验段中部，试验样件固连在试验段底部，消声段固连在试验段另一侧，冷却器固连在消声段远离试验段一侧，引射排气系统固连在冷却器远离消声段一侧，其中，电弧加热器与试验段之间固连有矩形喷管，矩形喷管内径宽度和高度均大于试验样件宽度和厚度。

通过采用上述技术方案，利用电弧加热器即可实现将气流加热到所需的高温温度，之后等量的气流在矩形喷管口径缩小再扩张的作用下，进一步加速了气流流速，使矩形喷管输出的气流可仿真飞行器在高超声速下表面所受气体流速和气温；同时预调的声音发生器产生以便在对飞行器进行高超声速的试验中提供真实的试验环境，保障设计出的飞行器能够在高超声速环境下正常飞行。

作为对本发明的进一步说明，优选地，声音发生器与试验段之间固连有指数喇叭段，指数喇叭段口径小的一端与声音发生器相连，指数喇叭段口径大的一端与试验段相连，矩形喷管通过指数喇叭段与试验段相通。

通过采用上述技术方案，设置指数喇叭段可将声音发生器的声音放大，使声音可达到在高超声速飞行下产生的噪音，再将高分贝的噪声振动传到试验样件表面，实现对试验样件的噪音加载。

作为对本发明的进一步说明，优选地，矩形喷管长度方向与试验样件长度方向相同。

通过采用上述技术方案，可使高温气流平行作用于试验样件的表面以提高热流和温度，并模拟表面剪切力，进一步提高风洞对高超声速环境的仿真模拟。

作为对本发明的进一步说明，优选地，指数喇叭段内通有冷气流，所述冷气流为常温空气。

通过采用上述技术方案，指数喇叭段的冷气流均匀覆盖电弧加热的高温气流，防止高温气流的快速膨胀导致表面热流降低。

作为对本发明的进一步说明，优选地，指数喇叭段内冷气流流速比矩形喷管内高温气流流速大。