[发明专利]一种电弧风洞可变角度平板窄缝隙热流测量试验装置

说明书

一种电弧风洞可变角度平板窄缝隙热流测量试验装置，包括电弧加热器、喷管、水冷模型支架、带缝隙旋转圆盘、平板支座、定位销钉以及热流传感器；电弧加热器通过阴极和阳极之间引燃高压电弧，对充入管体内部的高压空气进行加热，高温高压气体通过喷管进行膨胀加速，在出口形成超声速试验气流。水冷模型支架固定在喷管出口，与出口超声速试验气流方向保持一定夹角。带缝隙旋转圆盘通过定位销钉固定在平板支座上，整体安装在水冷模型支架中，带缝隙旋转圆盘在缝隙迎风面、底部及背风面布置若干热流测点，在测点打孔并安装高精度快速响应热流传感器，通过热流传感器对缝隙测点热流进行测量。

技术领域

本发明涉及电弧风洞热防护材料地面考核试验技术，应用于平板模型表面缝隙内小尺度狭窄区域热流测量，属于飞行器地面气动热试验研究领域。

背景技术

高超声速飞行器由于结构及构件间热膨胀要求，其表面不可避免的存在许多缝隙结构，例如飞行器返回舱烧蚀大底、口盖及舱门周围都保留了大量缝隙，在完成探测任务返回时为了确保上述部件弹抛顺利，在缝隙不允许填埋防热填料，使得这些缝隙直接暴露在高温高速气流之中，另外舱段装配的对接面处也会有缝隙存在。当高温高速气流通过缝隙时，在缝隙内部会发生边界层分离及再附，流动可能提前发生转捩，导致局部热流过高，引起防热层失效。以美国哥伦比亚航天飞机失事为例，由于高温气流进入机翼缝隙，最终导致机毁人亡。同时，由于缝隙结构空间狭窄，辐射散热效应较弱，在热流较低的情况下也可以引起较高的壁温，影响飞行器构件性能。因此，对高超声速飞行器表面缝隙所面临的气动加热环境进行准确有效的预测，是高超声速飞行器热防护设计中关键技术问题之一。

由于飞行试验成本过高，高超声速飞行器防热材料气动加热考核试验通常在地面高焓设备中进行，电弧风洞通过电弧加热器产生高温高压气流，可以实现长时间稳定运行，是防热材料地面烧蚀考核的主力设备。在电弧风洞气动加热试验中可以使用带缝隙的平板模型来模拟飞行器大面积区域的缝隙结构，但是受限于传统塞式量热计的尺寸，缝隙尺度小于5mm时，塞式量热计无法装配及测量，难以满足缝隙小尺度区域的热流精细化测量需求。因此，研制一套电弧风洞可变角度平板窄缝隙热流测量试验装置十分必要。

发明内容

本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供了一种电弧风洞可变角度平板窄缝隙热流测量试验装置，利用小型高精度快速响应热流传感器，可以对尺度小于5mm平板窄缝隙进行热流精细化测量，满足了电弧风洞中平板窄缝隙热防护试验技术方面的要求。

本发明采用的技术方案：

一种电弧风洞可变角度平板窄缝隙热流测量试验装置，包括：电弧加热器、喷管、水冷模型支架、带缝隙旋转圆盘、平板支座、定位销钉以及热流传感器；

电弧加热器通过阴极和阳极之间引燃高压电弧，对充入管体内部的高压空气进行加热，高温高压气体通过喷管进行膨胀加速，在出口形成超声速试验气流；水冷模型支架固定在喷管出口处，与出口处超声速试验气流方向保持预设夹角；

带缝隙旋转圆盘为圆形平面结构，其中部设置有一个缝隙；通过定位销钉固定在平板支座上，整体安装在水冷模型支架上，使得整体迎风面为一平面结构，仅在带缝隙旋转圆盘中部有一缝隙，该缝隙的迎风面、底部及背风面布置若干热流测点，在测点安装热流传感器，通过热流传感器对缝隙测点热流进行测量，经电磁屏蔽输出引线输出。

进一步的，所述水冷模型支架采用水冷方式，水冷压力1～3Mpa，在电弧风洞高温流场中1～3600s停留，带有气动送进及限位装置，使水冷模型支架与喷管出口超声速试验气流保持设定夹角α，α＝0～45°，用于模拟不同的模型相对超声速试验气流攻角。

进一步的，所述带缝隙旋转圆盘外形直径为A1，A1＝50mm～200mm，表面中部设置的矩形缝隙，缝隙长度为A2，A2＝50mm～150mm，缝隙宽度为A3，A3＝1.4mm～5mm，缝隙深度为A4，A4＝1mm-30mm，缝隙用于模拟飞行器表面缝隙结构，带缝隙旋转圆盘四周开有A5个限位孔，A5＝1～24。