大尺寸高超声速电弧风洞

摘要

一种大尺寸高超音速电弧风洞，其特征在于：风洞由电弧加热器、设备喷管、试验段、扩压器、冷却器、排气管道组成，喷管出口直径为Φ0.6～1.0米、电弧功率高达50MW，气流总温范围为2500K～6000K、气流马赫数为4～10。本发明可满足高超音速飞行器试验设备要求。

权利要求

1.一种大尺寸高超声速电弧风洞，其特征在于：风洞由电弧加热器(1)、喷管(2)、试验段(3)、扩压段(4)、冷却器(5)、排气管道(6)组成，电弧功率高达50MW，气流总温范围为

2500K～6000K，气流马赫数为4～10；喷管分为五个结构段，前两段为内外壳组合式结构，后三段为纵向水冷槽兼加强筋的整体焊接结构；喷管喉道直径范围Φ30mm～50mm，出口直径Φ0.6～1米，半锥角为5～10°；试验段采用两纵三横的加强框和纵横加强筋板相结合的方式，直角处均为圆角过渡，两侧前半部各开有观察窗口，两侧各装有一个门，试验段后端面设计有安全放气装置；扩压段采用薄壁结构，外面采用纵向导水槽兼加强筋，共分成若干个结构段，结构段之间采用法兰连接，同时法兰用作集水环，以便于冷却水的进出；冷却器采用U型铜管作为基本的换热单元，共分为3段，为减少对气流的阻力，换热单元的摆放密度从第一段到第三段是由疏到密并均匀过渡。

说明书

大尺寸高超声速电弧风洞

1、技术领域

[0001] 本设备为航空航天领域内的高超声速飞行器热防护系统研制必不可少的地面模拟试验设备。2、背景技术

[0002] 高超声速飞行器在大气层内飞行时，由于激波以及与空气的摩擦作用，使其被高温空气所包围，这对飞行器的安全造成了极大的威胁，因此飞行器必须采用特殊的热防护结构保护自己在飞行的过程中不被烧毁，而本设备则可提供相应的热环境，对大尺度模型进行烧蚀和热结构试验，从而为热防护结构设计提供依据。完成这一试验研究任务的主要设备是高超声速电弧风洞，美、苏和欧共体的历程表明这类设备是不可替代的，为此他们都先后研制成了同一量级的电弧风洞，但由于保密的原因，风洞的详细结构都没有公开的文献资料可借鉴。我国的航天航空技术的高速发展，迫切需要大尺度长时间运行的电弧风洞，但目前国内电弧风洞最大尺度仅为Φ500mm左右，只能用小尺度模型进行试验研究，因为气动热试验的几何相似量尚无成熟理论，用经过处理的试验结果与飞行试验有相当大的差距。Φ1米量级的电弧风洞则可用大尺度模型进行试验，试验结果更接近飞行试验的结果。因为航天航空领域内的设计者迫切需要建造大尺度的电弧风洞，本发明将提供一种填补国内空白的大尺寸高超声速电弧风洞。
3、发明内容

[0003] 本发明要解决的技术问题

[0004] 大尺度的高温高超声速风洞遇到的主要困难是气动设计和结构设计，气动设计必须保证每一个部件都能实现相应的气动效果。具体讲，喷管必须能将气体加速到相应的高超声速流动状态，而且喷管出口的气流速度、密度和温度等都要在一定的尺度范围内保持均匀；试验段是安放模型的地方，因此要求工作方便；扩压段是将流经模型后的气体减速增压并适当地降温；冷却器是将高温气流迅速地变成常温气流的部件。当高温高速气体流经上述部件时，都不允许产生太大的压力损失，否则高超声速流场将遭到破坏。

[0005] 而结构设计则必须保证设备的安全运行，本设备内的气流温度高达6000K，任何现有的材料都不可能承受如此高的温度，气流的压力从13MPa变化到10Pa，内外的压差变化极为巨大，流动过程中的动量变化而产生的轴向推力也高达几十吨，此外，作为一个气流通道，气体动力学还对这些构件提出了尽量减少压力损失的要求。因此，完成这一设备的结构设计是很困难的，国内尚无这一尺度量级的设备，国外虽有，但具体的结构都是国家的秘密，解决这一大型设备的结构问题只能靠创造发明。

[0006] 技术方案

[0007] 风洞由大功率电弧加热器、大尺寸设备喷管、试验段、扩压段、冷却器和排气管道组成。

[0008] 1)电弧加热器

[0009] 大功率电弧加热器采用已申请专利的电弧加热器，专利申请号：CN200610120642.0。

[0010] 2)喷管

[0011] 设备喷管为拉瓦尔喷管，是将电弧加热的空气形成高超声速流场，并用以模拟飞行器热环境的部件，其技术方案为：

[0012] 1)结合喷管内壁热流密度分布、气动设计和结构设计的要求，将喷管分为5个结构段；

[0013] 2)根据每段内壁可承受的力载荷和热载荷的不同，采用不同的结构和冷却方式。

[0014] 3)试验段

[0015] 试验段是利用喷管所建立的流场进行试验并产生最终结果的地方，试验段的设计关键技术采用较少的材料而获得足够的强度，设计方案是采用三横两纵的加强框和纵横加强筋板相结合的方式构建试验段整体，同时在门窗等部位采用增加筋板密度的方法，使局部的强度进一步加强。上顶面留有盖板，为使用吊车提供方便。

[0016] 4)扩压段

[0017] 扩压段是为将试验后的气流减速增压而设计的，最大的增压效果是追求的主要目标，扩压段由超声速扩压段、等截面段和亚声速扩压段组成。

[0018] 采用的方案是薄壁结构外面采用纵向导水槽兼加强筋的结构，共分成若干个结构段，结构段之间采用法兰连接，同时法兰用作集水环，以便于冷却水的进出。

[0019] 5)冷却器

[0020] 冷却器是将高温气流降温增压，而延长运行时间的部件，要求冷却器有较高的热交换率，并确保气流在极短的时间内降至常温。

[0021] 6)排气管道

[0022] 排气管道将冷却后气流排入真空罐或大气。

[0023] 本发明与现有技术相比的优点如下：

[0024] (1)可进行大尺度模型试验，试验结果更接近飞行试验结果。

[0025] (2)风洞采用模块化结构，方便组合与更换，具备良好扩展能力。

[0026] 一种大尺寸高超声速电弧风洞，其特征在于：风洞由电弧加热器(1)、喷管(2)、试验段(3)、扩压段(4)、冷却器(5)、排气管道(6)组成，电弧功率高达50MW，气流总温范围为2500K～6000K，气流马赫数为4～10；喷管分为五个结构段，前两段为内外壳组合式结构，后三段为纵向水冷槽兼加强筋的整体焊接结构；喷管喉道直径范围Φ30mm～50mm，出口直径Φ0.6～1米，半锥角为5～10°；试验段采用两纵三横的加强框和纵横加强筋板相结合的方式，直角处均为圆角过渡，两侧前半部各开有观察窗口，两侧各装有一个门，试验段后端面设计有安全放气装置；扩压段采用薄壁结构，外面采用纵向导水槽兼加强筋，共分成若干个结构段，结构段之间采用法兰连接，同时法兰用作集水环，以便于冷却水的进出；冷却器采用U型铜管作为基本的换热单元，共分为3段，为减少对气流的阻力，换热单元的摆放密度从第一段到第三段是由疏到密并均匀过渡。
4、附图说明

[0027] 图1风洞整体结构图

[0028] 图2喷管总图

[0029] 图3试验段总图

[0030] 图4扩压段总图

[0031] 图5冷却器总图

[0032] 图6流场图片5、具体实施方式

[0033] 本发明涉及一种大尺寸高超音速电弧风洞，风洞由电弧加热器1、设备喷管2、试验段3、扩压器4、冷却器5、排气管道6组成(图1)。

[0034] 如图2所示，喷管喉道直径范围Φ30mm～50mm，出口直径Φ0.6～1米，半锥角为8°～10°。喷管一共分为五个结构段，第一段为临界段，包括亚声速段、喉道和超声速段，内壳用紫铜材料，采用加强筋兼导水槽结构，并加哈夫件，以确保高压冷却水流动的均衡性。外壳采用不锈钢棒材加工而成；第二段为超声速段，内壳用紫铜材料加工，有加强筋，不加哈夫件。外壳采用不锈钢材料；第三段、第四段、第五段，采用不锈钢材料，在锥体外表面采用水冷槽兼加强筋结构，冷却水的进出方式采用集水法兰式。

[0035] 如图3所示，试验段截面的有效单边尺寸上限为5米，材料为Q235或20号钢。基本结构采用两纵三横的加强框和纵横加强筋板相结合的方式。为避免应力集中，直角处均为圆角过渡。两侧前半部各开有观察窗口。两侧各装有一个门，两门皆紧靠前观察窗。上顶面留有的盖板，为利用吊车提供方便。试验段后端面设计有安全放气装置。

[0036] 扩压段的实施方式

[0037] 如图4所示，扩压段由超扩段、等截面段、亚扩段三部分组成。超扩段和亚扩段为通用部分，等截面段为可更换部分，分别与喷管出口截面面积对应。扩压段全部采用外焊水冷槽的结构进行冷却，根据加工工艺的要求，扩压段分成若干结构段，每段都采用进出水集水法兰结构，冷却水对于每一结构段为两进两出，均水平布置。

[0038] 如图5所示，冷却器采用水冷U型铜管或不锈钢管作为最基本的换热单元，第一段水管的布置稀疏，以减少流动阻力，第二段和第三段水管的布置密集，排列方式为近似正三角形排列，第三段采用加有翅片的不锈钢管以增加换热面积，第一段外壳采用在外表面焊槽钢通水结构。

[0039] 风洞运行的样例如下：

[0040] 喷管喉道Φ40mm，喷管出口Φ1000mm，喷管入口处的气流参数为总压4.0MPa，电弧功率30MW，气流总温2900K，喷管出口处气流速2960Km/s，气流静压为122Pa，M为8.4，扩压段出口静压为5680Pa，冷却器出口气流温度为320K，压力损失为8.8％，试验段流场如图6所示。

[0041] 上述运行参数表明：

[0042] 1)喷管的冷却结构合理，使喷管在夹层水冷的保护下能够安全工作；

[0043] 2)试验段在10Pa的环境下，最大变形位移为1.5mm；

[0044] 3)扩压段的出口压力表明，恢复压力的效果达到了国际水平；

[0045] 4)冷却器的效果很突出，表明这种换热方式能够满足要求。

[0046] 上述具体实施方式和样例表明，这种大尺寸高超音速风洞结构合理、性能先进，可用于国防、民用高超音速飞行器的科研试验领域。