CN107806977B - 一种组合式宽马赫数高焓脉冲风洞管体结构 - Google Patents

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Abstract

本发明属于高马赫数试验技术领域，涉及一种组合式宽马赫数高焓脉冲风洞管体结构，本发明提出了一种双模态组合驱动运行方式：在中低马赫数段(马赫数3.0～5.0)，采用管风洞运行模式，通过管外高温加热，可复现飞行条件总焓；在高马赫数段(马赫数＞5.0)，以激波风洞模式运行，焓值可进一步提高。本发明在结构上与传统脉冲风洞相似，没有复杂的作动控制机构，高温段管体的加热温度和长度，可按试验要求设计由气动运行原理满足，结构简单、可靠，在工程实际应用中具有可操作性。

Description

一种组合式宽马赫数高焓脉冲风洞管体结构
技术领域
本发明属于高马赫数试验技术领域，具体而言，涉及一种组合式宽马赫数高焓脉冲风洞管体结构。
背景技术
高焓脉冲风洞是高马赫数地面试验设备的一种，目的是要尽可能复现飞行器的飞行环境，并结合测试技术，获得飞行器模型在该环境下的气动参数。脉冲风洞最早是基于激波管原理发展起来的，根据运行方式的不同，有直通型激波风洞、反射型激波风洞、炮风洞及管风洞等。
基于激波管原理发展起来的激波风洞由于存在“大喉道效应”(被驱动段管径与喷管喉道尺寸不匹配)，难以保证喷管收缩比较小情况下的破膜重复性，使得设备很难应用到马赫数5以下。管风洞作为一种特殊的脉冲设备，由于结构简单、参数调节方便、流场品质高等优点，已在亚/跨/超声速领域得到了发展和应用。
随着高超声速飞行器研制需求的增加，脉冲型风洞急需向较低马赫数段扩展，特别是需要具有跨马赫数运行能力。如美国CUBRC LENS II激波风洞进一步升级改造后马赫数范围为2.7～8.0，但是均以牺牲设备有效运行时间及流场品质为代价。因此如何在保证脉冲型风洞性能的前提下扩大马赫数运行范围，成为研究重点，技术手段需要进一步发展。
发明内容
本发明旨在提出一种组合式宽马赫数高焓风洞管体结构，以解决现有脉冲风洞在宽马赫数范围内运行困难、流场品质低的问题。
本发明的技术方案是：一种组合式宽马赫数高焓风洞管体结构，包括：高压驱动段1、双膜段2、第一低压被驱动段3、第二低压被驱动段4，各部段之间采用法兰形式连接，其特征在于，在实现双模态组合驱动运行时，通过第二低压被驱动段4与高温段5之间的替换拓展风洞马赫数运行范围，其中高温段5包含上游高温隔离装置6、加热管7及管外加热系统和下游高温快开系统9，管外加热系统铺设于加热管外围，各部段之间采用法兰形式连接。
所述管外加热系统含内层高温加热体10和外层保温层11，内层高温加热体直接与加热管体表面接触，在其外边面包裹保温层。
所述高温加热体一般采用电加热形式，通过高温电阻元件对蓄热体进行预热。
所述高压驱动段1、双膜段2、第一低压被驱动段3，通过第二低压被驱动段4与高温段5之间的更换，实现双模态组合驱动运行方式。
所述双模态组合驱动运行方式，在中低马赫数段采用管风洞运行模式，在马赫数＞5.0，以激波风洞模式运行。
所述管体的直径由管风洞运行模态确定，管体总长及各部段的比例需要综合考虑两种运行模态。
所述管体的直径，由管风洞运行模态确定，其值的选取受到两方面限制：一方面，为了减弱膨胀波在冷/热段交界面上的反射，从流量守恒关系出发，可以从理论上推导出冷段管径与高温段管径存在以下关系：
其中，dhot为高温段管体内径，dcold为冷段管体内径，Thot为高温段管体内部气体温度(由试验条件决定)，Tcold为冷段管体内部气体温度(通常为常温)；
另一方面，考虑到管壁附面层影响，管体内部流动马赫数M1通常介于0.02～0.2之间，该值取决于喷管出口尺寸与高温段管径比值，具体关系式如下：
其中，d*为喷管喉道尺寸，r为气体比热比。同时，试验气体总温、总压与高温段内气体总温、总压有如下关系：
其中，下标t,1表示试验气体参数，下标0表示高温段内气体参数。
所述管体的长度，管体总长及各部段的比例需要综合考虑两种运行模态，管风洞运行模式下，运行时间与管体总长及高温段管体长度之间存在以下关系式：
其中，t1为运行时间，L为管体总长，ΔL为高温段管体长度，a为管内声速，u为管内流速。
本发明的有益效果：为了解决上述问题，本发明提出了一种双模态组合驱动运行方式：在中低马赫数段(马赫数3.0～5.0)，采用管风洞运行模式，通过管外高温加热，可复现飞行条件总焓；在高马赫数段(马赫数＞5.0)，以激波风洞模式运行，焓值可进一步提高。
附图说明
图1为本发明的组合式宽马赫数高焓风洞管体布局及替换示意图。
图2为本发明的高温段加热系统结构示意图。
具体实施方式
如图1所示，组合式宽马赫数高焓风洞，它包括：管体部分、喷管段、试验段、真空舱等；各部段之间采用法兰形式连接。管体部分包括：高压驱动段1、双膜段2、第一低压被驱动段3、第二低压被驱动段4、高温段5，其中高温段5包含上游高温隔离装置6(可采用球阀或截止阀，开启时间5s以内)、加热管7及管外加热系统和下游高温快开系统9(可采用轴流阀或破膜装置，开启时间15ms以内)。
管外加热系统含内层高温加热体10和外层保温层11，内层高温加热体直接与加热管体表面接触，在其外边面包裹保温层。
高温加热体一般采用电加热形式，通过高温电阻元件对蓄热体进行预热。
高压驱动段1、双膜段2、第一低压被驱动段3，通过第二低压被驱动段4与高温段5之间的更换，实现双模态组合驱动运行方式。
双模态组合驱动运行方式，在中低马赫数段采用管风洞运行模式，在马赫数＞5.0，以激波风洞模式运行。
管体的直径由管风洞运行模态确定，管体总长及各部段的比例需要综合考虑两种运行模态。
如图2所示，本发明中的高温段中的管外加热系统包括⑨内层高温加热体和⑩外层保温层。内层高温加热体直接与加热管体表面接触，在其外边面包裹保温层。高温加热体一般采用电加热形式，通过高温电阻元件对蓄热体进行预热。
该方案具体实施设计方法分为以下几个方面：
1)管体的直径
管体的直径由管风洞运行模态确定，其值的选取受到两方面限制：一方面，为了减弱膨胀波在冷/热段交界面上的反射，从流量守恒关系出发，可以从理论上推导出冷段管径与高温段管径存在以下关系：
其中，dhot为高温段管体内径，dcold为冷段管体内径，Thot为高温段管体内部气体温度(由试验条件决定)，Tcold为冷段管体内部气体温度(通常为常温)。
另一方面，考虑到管壁附面层影响，管体内部流动马赫数M1通常介于0.02～0.2之间，该值取决于喷管出口尺寸与高温段管径比值，具体关系式如下：
其中，d*为喷管喉道尺寸，r为气体比热比。同时，试验气体总温、总压与高温段内气体总温、总压有如下关系：
其中，下标t,1表示试验气体参数，下标0表示高温段内气体参数。
以马赫数3.5、试验段气体总温750K、喷管出口尺寸Φ300mm为例，冷段管径(包括高压驱动段、双膜段、低压被驱动段1)可取为Φ255mm，高温段管径可取为Φ200mm，低压被驱动段2管径与冷段管径相同。
2)管体的长度
管体总长及各部段的比例需要综合考虑两种运行模态。管风洞运行模式下，运行时间与管体总长及高温段管体长度之间存在以下关系式：
其中，t1为运行时间，L为管体总长，ΔL为高温段管体长度，a为管内声速，u为管内流速。下标1表示初始膨胀波通过但反射膨胀波未到达时的管内流动参数，下标0表示初始管内参数。
根据管风洞运行时间要求，可以确定管体总长和高温段长度，在此基础上，合理分配激波风洞模态高压驱动段和低压被驱动段比例，可以获得理论最长试验时间，如果该有效试验试验时间不能满足激波风洞模态试验需求，重新选取管体总长(可等比例延长)，以保证宽马赫数范围的有效试验时间。以管风洞200ms有效试验时间为例，风洞总长可取为35m，高温段长度10m；激波风洞模态对应的高压驱动段可取为10m，低压被驱动段1可取为15m，低压被驱动段2为10m，可保证马赫数5～8范围内30ms有效试验时间。下表为理论分析得到的马赫数6时不同驱动比下的试验参数(低压被驱动段压力1bar)。
驱动压力P4(bar) 20 40 60 100
有效试验时间tr(ms) 37.0 37.5 31.6 35.4
驻室气体压力峰值(bar) 18.4 35.0 48.2 78.6
驻室气体压力谷值(bar) 16.5 33.7 49.4 73.4
驻室气体压力波动(％) -5.4～+5.4 -1.9～+1.9 -1.2～+1.2 -3.4～+3.4
驻室气体温度峰值(K) 743.4 946.8 1085.2 1304.0
驻室气体温度谷值(K) 720.7 936.1 1077.6 1278.9
驻室气体温度波动(％) -1.6～+1.6 -0.6～+0.6 -0.4～+0.4 -1.0～+1.0
本发明的具体过程：
激波风洞模式下，分别在双膜段2和第二低压被驱动段4末端放置膜片，试验前在膜片两侧(高压驱动段和低压被驱动段)充以不同压力的气体。上游膜片破裂后，在膜片处产生一道运动激波向被驱动段传播，用于对试验气体加温加压，当激波传播到第二低压被驱动段4末端，高温高压气流冲破二道膜片，试验开始；
管风洞模式下，第二低压被驱动段4与高温段5相互更换，其中高压驱动段1、双膜段2和第一低压被驱动段3组成管体冷段。关闭上游高温隔离装置6和下游高温快开系统9，分别对冷段和高温段充以不同压力的气体，通过管外加热系统对管内气体进行加热。当达到指定的温度和压力后，先后打开上游高温隔离装置6、下游高温快开系统9，试验开始。
本发明所提出的组合驱动方式，在工程实际应用中具有可操作性。本发明在结构上与传统脉冲风洞相似，没有复杂的作动控制机构，高温段管体的加热温度和长度，可按试验要求设计由气动运行原理满足，结构简单、可靠。在中低马赫数下采用管风洞运行方式，可延长有效运行时间，同时保证试验段流场的品质。
以上示例仅为本发明的一种参数选取参考而已，并非用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的原理之内，所作的任何修改、替换或者改进等，均在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种组合式宽马赫数高焓脉冲风洞管体结构，高压驱动段(1)、双膜段(2)、第一低压被驱动段(3)、第二低压被驱动段(4)之间采用法兰形式依次连接，其特征在于，在中低马赫数段采用管风洞运行模式；在马赫数＞5.0，以激波风洞模式运行；在实现双模态组合驱动运行时，通过第二低压被驱动段(4)与高温段(5)之间的替换拓展风洞马赫数运行范围，其中高温段(5)包含上游高温隔离装置(6)、加热管(7)及管外加热系统和下游高温快开系统(9)，管外加热系统铺设于加热管外围，上游高温隔离装置(6)、加热管(7)和下游高温快开系统(9)之间采用法兰形式依次连接；
激波风洞模式下，分别在双膜段(2)和第二低压被驱动段(4)末端放置膜片，试验前在膜片两侧，即高压驱动段和低压被驱动段充以不同压力的气体；上游膜片破裂后，在膜片处产生一道运动激波向被驱动段传播，用于对试验气体加温加压，当激波传播到第二低压被驱动段(4)末端，高温高压气流冲破二道膜片，试验开始；
管风洞模式下，第二低压被驱动段(4)与高温段(5)相互更换，其中高压驱动段(1)、双膜段(2)和第一低压被驱动段(3)组成管体冷段；关闭上游高温隔离装置(6)和下游高温快开系统(9)，分别对冷段和高温段充以不同压力的气体，通过管外加热系统对管内气体进行加热；当达到指定的温度和压力后，先后打开上游高温隔离装置(6)、下游高温快开系统(9)，试验开始。
2.如权利要求1所述的组合式宽马赫数高焓脉冲风洞管体结构，其特征在于，所述管外加热系统含内层高温加热体(10)和外层保温层(11)，内层高温加热体(10)直接与加热管体表面接触，内层高温加热体(10)外表面包裹外层保温层(11)。
3.如权利要求2所述的组合式宽马赫数高焓脉冲风洞管体结构，其特征在于，高温加热体采用电加热形式，通过高温电阻元件对蓄热体进行预热。
4.如权利要求1所述的组合式宽马赫数高焓脉冲风洞管体结构，其特征在于，所述管体的直径由管风洞运行模态确定，其值的选取受到两方面限制：一方面，为了减弱膨胀波在冷/热段交界面上的反射，从流量守恒关系出发，可以从理论上推导出冷段管径与高温段管径存在以下关系：
其中，dhot为高温段管体内径，dcold为冷段管体内径，Thot为高温段管体内部气体温度，Tcold为冷段管体内部气体温度；
另一方面，考虑到管壁附面层影响，管体内部流动马赫数M1介于0.02～0.2之间，马赫数M1取决于喷管出口尺寸与高温段管径比值，具体关系式如下：
其中，d*为喷管喉道尺寸，r为气体比热比；同时，试验气体总温T、总压P与高温段内气体总温T0、总压P0有如下关系：
其中，下标t,1表示试验气体参数。
5.如权利要求4所述的组合式宽马赫数高焓脉冲风洞管体结构，其特征在于，所述管体的长度，管体总长及各部段的比例需要综合考虑两种运行模态，管风洞运行模式下，运行时间与管体总长及高温段管体长度之间存在以下关系式：
其中，t1为运行时间，L为管体总长，ΔL为高温段管体长度，a为管内声速，u为管内流速；下标1表示初始膨胀波通过但反射膨胀波未到达时的管内流动参数，下标0表示初始管内参数。
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Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108776020B (zh) * 2018-03-08 2020-09-08 西北工业大学 一种空心砖蓄热加热的试验系统
CN110907126A (zh) * 2019-12-05 2020-03-24 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种风洞稳定段总温间接测量方法
CN111272376B (zh) * 2020-03-16 2021-08-24 中国科学院工程热物理研究所 风洞附面层控制机构及超声速风洞
CN113720571B (zh) * 2021-06-02 2023-12-12 中国航天空气动力技术研究院 一种Ludwieg管式静风洞及其起动方法
CN113465931A (zh) * 2021-06-09 2021-10-01 西安交通大学 一种变截面激波诱导超低压自点火实验装置和方法
CN114486155B (zh) * 2021-12-27 2022-10-14 中国航天空气动力技术研究院 一种高焓激波风洞参数诊断方法和系统
CN115541169B (zh) * 2022-11-16 2023-03-14 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种叠加驱动管风洞紧凑式快开系统及方法
CN115876425B (zh) * 2023-03-03 2023-05-09 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种管风洞温度隔离装置及方法
CN117405351B (zh) * 2023-12-14 2024-03-12 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 降低来流噪声的路德维希管风洞结构

Citations (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2948148A (en) * 1954-12-20 1960-08-09 Snecma Supersonic wind-tunnel for a variable mach number
US4534216A (en) * 1983-05-31 1985-08-13 United Technologies Corporation Method and apparatus for determining the accuracy of wind tunnel test data
JPH07218380A (ja) * 1994-02-04 1995-08-18 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 重ピストン駆動型衝撃風洞およびその制御方法
CA2207839A1 (fr) * 1996-06-24 1997-12-24 Marc Bouchez Dispositif d'injection de combustible pour statoreacteur fonctionnant a un nombre de mach eleve
JPH11169974A (ja) * 1997-12-10 1999-06-29 Sugino Mach Ltd 油圧駆動拡管装置
WO2004088217A1 (ja) * 2003-03-28 2004-10-14 Japan Aerospace Exploration Agency パルス管冷凍機
CN101887267A (zh) * 2010-07-16 2010-11-17 江苏技术师范学院 风洞马赫数控制器
CN102121870A (zh) * 2010-12-17 2011-07-13 中国人民解放军国防科学技术大学 一种用于爆震燃烧研究的超声速地面实验风洞
CN102302989A (zh) * 2011-05-18 2012-01-04 中国人民解放军国防科学技术大学 共用喉部的超声速喷管及其设计方法
CN102607799A (zh) * 2012-02-10 2012-07-25 南京航空航天大学 一种改变超声速风洞模型实验马赫数的装置及工作方法
CN104359644A (zh) * 2014-10-17 2015-02-18 北京航天益森风洞工程技术有限公司 高超声速低密度风洞可变马赫数喷管
CN105043711A (zh) * 2015-08-04 2015-11-11 北京航天长征飞行器研究所 一种兼容多喷管的风洞扩压器及风洞扩压方法
RU166794U1 (ru) * 2016-07-25 2016-12-10 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем механики им. А.Ю. Ишлинского Российской академии наук (ИПМех РАН) Гиперзвуковая аэродинамическая ударная труба
CN106525381A (zh) * 2016-12-02 2017-03-22 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种适用于跨超声速风洞的马赫数调节机构
CN106644358A (zh) * 2016-12-05 2017-05-10 中国航天空气动力技术研究院 一种激波风洞膜片破裂装置
CN106768818A (zh) * 2016-12-29 2017-05-31 中国航天空气动力技术研究院 一种激波风洞中混合气体来流运行参数获得方法
CN106840579A (zh) * 2016-12-07 2017-06-13 中国航天空气动力技术研究院 一种变截面重活塞压缩器
CN106840582A (zh) * 2016-12-23 2017-06-13 中国航天空气动力技术研究院 一种脉冲风洞运行控制系统及脉冲风洞运行控制方法
CN106840581A (zh) * 2016-12-14 2017-06-13 中国航天空气动力技术研究院 一种用于激波风洞轴向移动的液压驱动装置
CN208043384U (zh) * 2017-11-29 2018-11-02 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种组合式宽马赫数高焓脉冲风洞管体结构

Patent Citations (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2948148A (en) * 1954-12-20 1960-08-09 Snecma Supersonic wind-tunnel for a variable mach number
US4534216A (en) * 1983-05-31 1985-08-13 United Technologies Corporation Method and apparatus for determining the accuracy of wind tunnel test data
JPH07218380A (ja) * 1994-02-04 1995-08-18 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 重ピストン駆動型衝撃風洞およびその制御方法
CA2207839A1 (fr) * 1996-06-24 1997-12-24 Marc Bouchez Dispositif d'injection de combustible pour statoreacteur fonctionnant a un nombre de mach eleve
JPH11169974A (ja) * 1997-12-10 1999-06-29 Sugino Mach Ltd 油圧駆動拡管装置
WO2004088217A1 (ja) * 2003-03-28 2004-10-14 Japan Aerospace Exploration Agency パルス管冷凍機
CN101887267A (zh) * 2010-07-16 2010-11-17 江苏技术师范学院 风洞马赫数控制器
CN102121870A (zh) * 2010-12-17 2011-07-13 中国人民解放军国防科学技术大学 一种用于爆震燃烧研究的超声速地面实验风洞
CN102302989A (zh) * 2011-05-18 2012-01-04 中国人民解放军国防科学技术大学 共用喉部的超声速喷管及其设计方法
CN102607799A (zh) * 2012-02-10 2012-07-25 南京航空航天大学 一种改变超声速风洞模型实验马赫数的装置及工作方法
CN104359644A (zh) * 2014-10-17 2015-02-18 北京航天益森风洞工程技术有限公司 高超声速低密度风洞可变马赫数喷管
CN105043711A (zh) * 2015-08-04 2015-11-11 北京航天长征飞行器研究所 一种兼容多喷管的风洞扩压器及风洞扩压方法
RU166794U1 (ru) * 2016-07-25 2016-12-10 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем механики им. А.Ю. Ишлинского Российской академии наук (ИПМех РАН) Гиперзвуковая аэродинамическая ударная труба
CN106525381A (zh) * 2016-12-02 2017-03-22 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种适用于跨超声速风洞的马赫数调节机构
CN106644358A (zh) * 2016-12-05 2017-05-10 中国航天空气动力技术研究院 一种激波风洞膜片破裂装置
CN106840579A (zh) * 2016-12-07 2017-06-13 中国航天空气动力技术研究院 一种变截面重活塞压缩器
CN106840581A (zh) * 2016-12-14 2017-06-13 中国航天空气动力技术研究院 一种用于激波风洞轴向移动的液压驱动装置
CN106840582A (zh) * 2016-12-23 2017-06-13 中国航天空气动力技术研究院 一种脉冲风洞运行控制系统及脉冲风洞运行控制方法
CN106768818A (zh) * 2016-12-29 2017-05-31 中国航天空气动力技术研究院 一种激波风洞中混合气体来流运行参数获得方法
CN208043384U (zh) * 2017-11-29 2018-11-02 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种组合式宽马赫数高焓脉冲风洞管体结构

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
低马赫数下多凹腔燃烧室非稳态燃烧过程;王璐;高亮杰;钱战森;赵勇;;航空学报;20160531(第S1期);115-121 *
宽马赫数路德维希管风洞及其关键技术;高亮杰等;南京航空航天大学学报;第49卷增刊;36-40 *
长试验时间爆轰驱动激波风洞技术研究;姜宗林;李进平;赵伟;刘云峰;俞鸿儒;;力学学报;20120918(第5期);20-27 *
高马赫数低噪声风洞层流喷管设计与性能评估;高亮杰;钱战森;王璐;王彤;;航空科学技术(第08期);72-82 *

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