CN102928189A - 一种飞行器局部逆向溢流降低热流率的实验装置 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种飞行器局部逆向溢流降低热流率的实验装置，包括：模拟飞行器的壳体；开孔，所述开孔为一个上，并开设在所述壳体的预测的高热流区域的表面；导管，一端与所述开孔相连通；注液装置，与所述导管的另一端相连，用于向所述导管注射液体；控制装置，用于控制所述注液装置在预定时间注射预定流量的液体。本发明通过在模拟在飞行器壳体的局部高热流区域的表面持续溢流出常温液体，飞行器在高速飞行的情况下，液体就会在局部高热流区域的表面形成一层薄层，一方面，由于溢流出的液体的流量很少，形成在表面的薄层面积小，主要是覆盖住局部高热流区域，因此对飞行器的主流几乎不存在干扰。

Description

一种飞行器局部逆向溢流降低热流率的实验装置
技术领域
本发明涉及一种用于飞行器局部的逆向溢流降低热流率的实验装置。 
背景技术
最早关于溢流冷却的研究是切向的射流来形成膜，以使得热流降低。最早是在1946年，Wieghardt为解决机翼结冰而进行了热空气除冰的研究。1966年，Goldstein等人最先对Ma＝3的超声速流动中的切向声速射流进行了实验研究。1970年，Parthasarthy和Zakkay对Ma＝6的主流中的不同制冷剂(氦气、氢气和氩气)的近切向喷射进行了实验研究。1970～1971年，Cary和Hefner对Ma＝6的主流中的平板气膜冷却进行了实验研究，制冷剂为空气。 
他们的研究发现，Ma＝6的超声速流动中的气膜冷却效果明显高于相同喷射结构下的亚声速和Ma＜6的超声速流动中的气膜冷却效果，不同气体的气膜冷却效率可以表示成相同的指数形式，并且在制冷剂喷口下游，表面摩擦阻力下降。 
1975年，Eiswirth等人对导弹弹头处的光学窗口进行了实验研究。主流为Ma＝6，射流分别为氦气、氮气、六氟化硫以及氦氩混合气体.实验发现，制冷剂的比热和流量对冷却效果的影响很大，喷缝高度、射流温度和主流雷诺数的影响次之。80年代，麦道宇航系统公司的J.A.Majeski在一个全尺寸头罩模型上，对气膜冷却的效果进行了理论与试验研究。 
而最早在驻点区进行射流降低热流是出现在1995年Shigeru ASO等实验使用传统激波风洞，通过对钝头体的24o位置进行环状开槽，并通过喷出冷空气的方法，来获得冷膜覆盖降低热流的方式。测试条件是在流场马赫数M＝4.25，P0＝0.45-0.60MPa时，T0＝408K和449雷诺数＝4.4-5.4。在实验中的两个大规模的模型表面切线方向和正常的方式进行喷流，并有两个方向 的结果进行了比较。在两个方向上的显着下降表面热流，同时切向是更有效的热保护方式。Shigeru Aso并且在1997年对其实验进行数值数值分析，模型为轴对称全N-S方程求解隐式差分方法。采用LU-SGS和AUSMDV格式，并且加入k-ε湍流为压缩性和低Reynolds数效应模型。计算结果表明与实验吻合较好，以及通过对边界层内的流动分析表明，边界层分为两个子层，而内层起着对表面的绝热壁的作用。 
2001-2003年J.S.Shang等通过对实验和数值计算来对驻点喷流降低热流以及与头激波的相互作用进行分析。实验是分别采用室温空气和等离子气体作为喷流气体来进行的。实验结果得到了当喷射的总压固定时，由于随着温度的升高使得质量流量的减少的原因，让等离子气体产生的阻力大于室温气体。而在相同质量流量情况下，血等离子气体产生的阻力小于室温气体。虽然能够对比这两者得相对大小，但是要将其量化仍然遥遥无期。 
2009年Mahapatra D，在高超声速激波风洞中使用弱离子氩等离子体作为喷流气体，对钝头体在不同喷射压力下的实验测量。利用高速纹影技术对试验模型的流场进行可视化。并且采用加速度天平直接进行力的测量。发现等离子体喷射压力比在一定情况下，虽然动量小于冷流喷射，但是减阻效果却要比其大不少。 
发明内容
本发明的目的在于提供一种操作简单方便且效果好的飞行器局部逆向溢流降低热流率的实验装置。 
本发明的一种飞行器局部逆向溢流降低热流率的实验装置包括： 
模拟飞行器的壳体； 
开孔，所述开孔为一个上，并开设在所述壳体的预测的高热流区域的表面； 
导管，一端与所述开孔相连通； 
注液装置，与所述导管的另一端相连，用于向所述导管注射液体； 
控制装置，用于控制所述注液装置在预定时间注射预定流量的液体。 
优选地，所述注液装置包括：注液筒，注液筒的一端与所述导管相连通，另一端插装有可沿所述注液筒长度方向移动的活塞推杆，所述活塞推杆的一端安装有套设在所述注液筒内的活塞头，另一端安装有可驱动所述活塞推杆移动的驱动装置。 
优选地，所述驱动装置包括：电机、涡轮和涡杆，涡轮套设在涡杆上，并固定在所述活塞推杆上，涡杆的一端安装在所述电机的动力输出端。 
优选地，在所述导管的连接在所述开孔的端部还设置有电磁阀门。 
优选地，所述液体为水。 
优选地，所述壳体的高热流区域的是指模拟升阻比较大的飞行器的尖锥体的头部。 
本发明通过在模拟在飞行器壳体的局部高热流区域的表面持续溢流出常温液体，飞行器在高速飞行的情况下，液体就会在局部高热流区域的表面形成一层薄层，一方面，由于溢流出的液体的流量很少，形成在表面的薄层面积小，主要是覆盖住局部高热流区域，因此对飞行器的主流几乎不存在干扰，而且持续的溢流能够起到很好的降低局部高热流区域的热流的作用。本发明尤其适合用在模拟升阻比大的飞行器的尖锥体的头部。 
附图说明
图1为本发明模拟的飞行器的结构示意图。 
图2为本发明溢流降热实验结果图。 
具体实施方式
本发明的逆向溢流是一种主动冷却防热的方法，是从飞行器的驻点或是预测到的高热流区域的表面溢流出常温液体，比如水，使其在这些区域形成薄层，并覆盖在高热流区域，从而大大降低物体表面的热流率。 
由于保护区狭小，用液量很少，因此对主流几乎不存在干扰。 
以升阻比大的飞行器(这样的飞行器通常具有尖锥体的头部)为例进行说明。 
如图1所示，本发明的实验装置包括：模拟的飞行器壳体1，壳体1具 有尖锥体头部2，对于像这样具有尖锥体头部2的飞行器，头部2位置属于高热流的区域。尖锥体头部2的顶尖开设开孔3，然后将导管4的一端连通开孔3，另一端连接一个可持续注射液体的注液装置5，该注液装置5通过控制装置6可以按照预定的流量和时间向开孔3注射液体。在本发明中，注射的液体为水。 
通过注液装置5在预定的时间持续地对开孔3注射预定流量的水，飞行器1在高速飞行中，水就会在顶尖位置的区域形成一层薄层，并将高热流的区域覆盖住。这种情况下，由于溢流出来并形成在飞行器1局部表面的是常温水，并且是持续不断地溢流，因此能够起到对高热流区域很好的降温效果，从而保护顶尖部区域。 
如图1所示，本发明注液装置5包括注液筒51，注液筒51的一端与导管4相连通，另一端插装有可沿注液筒51长度方向移动的活塞推杆52，活塞推杆52的一端安装有套设在注液筒51内的活塞头53，另一端安装有可驱动活塞推杆52移动的驱动装置54。在本发明实施例中，驱动装置54包括：电机541、涡轮542和涡杆543，涡轮542套设在涡杆543上，并固定在活塞推杆52上，涡杆543的一端安装在电机541的动力输出端。 
使用时，本发明放置在实验风洞中，控制装置控制电机541转动，并驱动活塞推杆52移动，将注液筒51内的液体注入到导管4中，最后从开孔3中逆向溢流出。就会在尖锥体头部2的高热流的区域形成薄层，从而起到降低这个区域热流率的作用。 
另外，为了便于在真空状态下实验，导管2的连接在开孔3的端部还设置有电磁阀门21，防止在不注射液体的时候液体被抽出。 
当然，本发明可以模拟飞行器其它局部高热流区域的表面。布置的点可以是一个，也可以是多个。 
表一溢流降热实验结果数据表 
Figure BSA00000723995600041
Figure BSA00000723995600051
上述P5为来流总压，T5为来流总温。 
如图2及表1所示，在驻点区具有非常显著的降热效果。 

Claims (5)

1.一种飞行器局部逆向溢流降低热流率的实验装置，其特征在于，包括：
模拟飞行器的壳体；
开孔，所述开孔为一个上，并开设在所述壳体的预测的高热流区域的表面；
导管，一端与所述开孔相连通；
注液装置，与所述导管的另一端相连，用于向所述导管注射液体；
控制装置，用于控制所述注液装置在预定时间注射预定流量的液体。
2.如权利要求1所述的装置，其特征在于，所述注液装置包括：注液筒，注液筒的一端与所述导管相连通，另一端插装有可沿所述注液筒长度方向移动的活塞推杆，所述活塞推杆的一端安装有套设在所述注液筒内的活塞头，另一端安装有可驱动所述活塞推杆移动的驱动装置。
3.如权利要求1所述的装置，其特征在于，所述驱动装置包括：电机、涡轮和涡杆，涡轮套设在涡杆上，并固定在所述活塞推杆上，涡杆的一端安装在所述电机的动力输出端。
4.如权利要求1所述的装置，其特征在于，在所述导管的连接在所述开孔的端部还设置有电磁阀门。
5.如权利要求1至4任一所述的装置，其特征在于，所述液体为水。
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