[发明专利]藉热分离器降低总温的低温风洞

说明书

本发明藉热分离器降低总温的低温风洞属航空地面试验设备。

当代高性能飞机一般都采用各种先进翼型，这些翼型的气动特性对雷诺数都十分敏感，六十年代美国研制大型运输机C141，由于风洞试验雷诺数比实际飞行雷诺数低得多，风洞给出的低头力矩系数较实际飞行值低11％，试飞中险些造成机毁事故。提高风洞试验雷诺数成为当务之急。

提高风洞试验雷诺数可以通过改用重的试验气体，扩大风洞尺寸、提高气流总压或降低试验气流温度来达到。采用重的试验气体，由于比热比与空气不同，激波后压力上升值不同，影响激波位置，实验数据难以处理。扩大风洞尺寸使造和运转费用急剧上升，一般讲，风洞造价与风洞线性尺寸2.5次方成正比，驱动功率随风洞线性尺寸平方增加，目前，世界上最大的常温运行的跨声速风洞造价已高达数亿美元，驱动功率已高达300,000瓦。藉进一步扩大风洞尺寸来提高试验雷诺数，所需造价和能源均难以承受。提高气流总压，相应要增强风洞结构，动压亦随之增加，模型负荷增大，模型支杆要加粗，支杆干扰和气动弹性干扰难以消除。降低试验气流温度具有许多明显的优点：当风洞尺寸和总压一定时，若气流总温由常温运行的322K下降到冷冻温度100K，试验雷诺数可增加5倍。驱动功率可下降45％。因此低温风洞成为高雷诺数跨声速风洞一种最佳方案。

从七十年代初开始研制低温风洞以来，目前美、俄、德、英、法、日和我国已先后建起近二十座低温风洞。驱动功转化的热量和风洞壳壁传入的热量由喷入风洞的液氮的蒸发热来保持试验气流的低温。八十年代中，已有两座大型低温风洞投入正式使用。一座是德国航空研究院的KKK低温低速风洞，最大马赫数0.35；另一座是美国NASA兰利中心的国家跨声速设备(NTF)。这是目前世界上唯一一座满足设计先进飞机雷诺数要求的风洞，该风洞试验段截面为2.5m×2.5m，马赫数范围0.2-1.2，工作压力0.1-0.9Mpa。最高雷诺数120×10⁶(Ma＝1.0)，驱动风扇电机功率90,000KW。还有一座规模和性能接近NTF的由法、德、英和荷兰合作建造的欧洲跨声速风洞(ETW)在建造中。

低温高雷诺数风洞和其他类型高雷诺数风洞相比，具有突出的优势，并已建成大型生产性风洞。但仍存在有待改进的不足之处，其中最主要的为耗用大量价昂的液氮，造成运转成本高。如美国NTF风洞在最高雷诺数条件下运转，每分钟需用液氮约250吨，按每吨700美元计，每分钟需1.8万美元。高昂的运转费用是目前绝大多数低温风洞仍停留在小尺寸或极低速的发展阶段，而未能推广应用的根本原因。另外大量低温、缺氧的排气直排入大气，不仅对当地气候而且对生态环境极为不利，必须将这种排气先混合大量空气，提高温度和氧含量后才能排出。

为了克服上述不足，本发明提供藉热分离器降低总温的低温风洞。直接采用高压气源，首先通过热交换器利用排气冷量将高压气降温，再通过热分离器进一步将温度降至近冷凝温度来保持风洞试验段气流的低温，以代替现有技术利用液氮蒸发热的冷冻作用。

本发明的目的是提供一种运行费用低，能源消耗小，不污染环境的低温风洞。

图1是本发明的开路式低温风洞结构示意图。

图2是本发明的回路式低温风洞结构示意图。

图3为热分离器结构示意图。

图1、图2中，1为热分离器，2为节流阀，3为风洞稳压段，4为风洞试验段，5为扩压段，6为热交换器。图3中，7为转动喷嘴，8为激波管。图1，2，3中，A为进气口，B为排气口。整个风洞的特征在于，直接采用高压气体作为致冷气源，它包括，热分离器1和与之相连接的稳压段3，在稳压段3的后部连接试验段4，与试验段4相连接的扩压段5，热交换器6与扩压段5的尾部相连接，其中在热分离器1的出口处还可以串接节流阀2。整个风洞的高压气体的压力范围为2-10MPa。