CN110207930B - 一种基于石英灯加热的温度控制风洞装置及试验方法 - Google Patents
一种基于石英灯加热的温度控制风洞装置及试验方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN110207930B CN110207930B CN201910550317.5A CN201910550317A CN110207930B CN 110207930 B CN110207930 B CN 110207930B CN 201910550317 A CN201910550317 A CN 201910550317A CN 110207930 B CN110207930 B CN 110207930B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- temperature control
- quartz
- temperature
- water
- cooling
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N silicon dioxide Inorganic materials O=[Si]=O VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 title claims abstract description 139
- 239000010453 quartz Substances 0.000 title claims abstract description 90
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 title claims abstract description 57
- 238000010998 test method Methods 0.000 title abstract description 4
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 113
- 238000012360 testing method Methods 0.000 claims abstract description 69
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 34
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 23
- 230000008569 process Effects 0.000 claims description 19
- 239000000498 cooling water Substances 0.000 claims description 14
- 239000007921 spray Substances 0.000 claims description 13
- 230000006835 compression Effects 0.000 claims description 7
- 238000007906 compression Methods 0.000 claims description 7
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 claims description 6
- 238000004422 calculation algorithm Methods 0.000 claims description 4
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 4
- 230000002035 prolonged effect Effects 0.000 claims description 4
- 238000007599 discharging Methods 0.000 claims description 3
- 238000007689 inspection Methods 0.000 claims description 3
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims description 3
- 238000003556 assay Methods 0.000 claims 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 19
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 10
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 6
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 5
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 4
- 239000000463 material Substances 0.000 description 4
- 239000000112 cooling gas Substances 0.000 description 3
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 2
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 2
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 2
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 2
- 241000287436 Turdus merula Species 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 1
- 230000005587 bubbling Effects 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 230000008602 contraction Effects 0.000 description 1
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 230000005669 field effect Effects 0.000 description 1
- 239000003365 glass fiber Substances 0.000 description 1
- 230000017525 heat dissipation Effects 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 239000011229 interlayer Substances 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
- G01M9/02—Wind tunnels
- G01M9/04—Details
-
- H—ELECTRICITY
- H05—ELECTRIC TECHNIQUES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- H05B—ELECTRIC HEATING; ELECTRIC LIGHT SOURCES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; CIRCUIT ARRANGEMENTS FOR ELECTRIC LIGHT SOURCES, IN GENERAL
- H05B3/00—Ohmic-resistance heating
- H05B3/0033—Heating devices using lamps
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Testing Resistance To Weather, Investigating Materials By Mechanical Methods (AREA)
Abstract
一种基于石英灯加热的温度控制风洞装置及试验方法，包括加热装置、水冷设备、气冷设备、温控箱；加热装置包括内至外依次设置的石英玻璃框、两层石英玻璃罩和聚光外壳，石英玻璃框的两端均设置有安装框架，上述部件通过两端支撑板固定；若干石英灯构成加热阵列置于上述两层石英玻璃罩之间，且石英灯灯端两头与石英玻璃罩固连；石英灯灯端两头电极分别与水冷管道和电极圈相连；水冷管道通过水冷管道接口、水冷管道与水冷设备相连；电极圈通过温控线路接口和温控线路与温控箱相连；温度传感器通过温控线路接口和温控线路与温控箱相连；气冷管道设置在聚光外壳外侧，出口与由两层石英玻璃罩和试验段支撑板构成的封闭空间连通，入口通过气冷输送管道与气冷设备相连。
Description
技术领域
本发明涉及一种基于石英灯加热的温度控制风洞装置，尤其适用于高超声速飞行器的地面气动热模拟实验，相比较于传统的总温控制风洞与热风洞，既具有良好的流场模拟效果，又具有良好的热环境模拟效果，属于航空航天领域的高温热流场模拟装置。
背景技术
在最近半个世纪以来，世界各国对高超声速飞行器愈加重视，并对高超声速飞行器的发展投入了越来越多的人力物力。近十几年来，我国也在大力发展高超声速飞行器。典型的高超声速飞行器如X-51黑鸟侦察机和X-47B无人驾驶飞行器都是在5马赫数以上的速度飞行，由于高速摩擦等原因产生的气动加热现象非常严重，整个飞行器表面要承受1000℃以上高温，部分结构如机翼前缘承受温度可达5000℃。由于气动加热产生的高温，会导致飞行器结构承载能力的下降和材料强度极限的降低，使飞行器产生热变形，破坏飞行器的气动外形和机体结构，影响飞行器的安全和使用寿命，为了保证高超声速飞行器的安全，确认飞行器材料和结构是否能够经受起高超声速飞行时的气动热冲击和高温热应力破坏，必须对高超声速飞行器整体进行气动热模拟和热-力耦合实验。同时，飞行器在高超声速飞行时的气动特性也可以在气动热实验中获得。
如今比较成熟的飞行器气动实验设备有两类，即总温控制风洞和热风洞。热风洞又称为高焓高超声速风洞，其试验段马赫数可达10到12，主要用于研究导弹、人造卫星或其他高超声速飞行器在高超声速飞行时的气动特性与结构、材料特性。热风洞会在试验段产生高温高超声速气流，模拟出高超声速飞行器飞行时的环境。然而，热风洞存在以下几个缺点：
1、热风洞的气体是由风洞上游的加热器加热的，所以整个风洞结构内壁都会承受高温高马赫数气流的冲击，而且整个风洞内的流场特性差。
2、热风洞最显著的特点就是它的工作时间极短，为了保证足够高的增压比，热风洞上游必须设有高压气瓶，下游必须设有真空箱，在极短的运行时间内，高压气瓶内的气体被抽向下游，完成整个实验过程。所以，高压气瓶的大小一定程度上限制了工作时间。
相比较于热风洞，总温控制风洞能达到非常好的流场特性，也能实现较长的工作时间，但是却不能使气流达到高超声速飞行时的温度。因此，开发一款既能模拟高超声速飞行时的气流环境，又能使流场模拟效果达到最优，同时可以长时间工作的风洞势在必行。
发明内容
本发明的技术解决问题是：一种基于石英灯加热的总温控制风洞装置，其具有良好的热流场模拟效果，可满足马赫数8以上的高超声速飞行器的实验要求。
本发明的技术解决方案是：一种基于石英灯加热的温度控制风洞装置，包括加热装置、水冷设备、气冷设备、温控箱；所述的加热装置包括内至外依次设置的石英玻璃框、两层石英玻璃罩和聚光外壳，石英玻璃框的两端均设置有安装框架，二者通过两端支撑板固定；上述石英玻璃罩和聚光外壳的两端亦通过所述的两端支撑板固定；
若干石英灯构成加热阵列置于上述两层石英玻璃罩之间，且石英灯灯端两头与石英玻璃罩固连；石英灯灯端两头电极分别与水冷管道和电极圈相连；水冷管道通过水冷管道接口、水冷管道与水冷设备相连；电极圈通过温控线路接口和温控线路与温控箱相连；温度传感器固定在石英玻璃框内侧，并通过温控线路接口和温控线路与温控箱相连；气冷管道设置在聚光外壳外侧，出口与由两层石英玻璃罩和试验段支撑板构成的封闭空间连通，入口通过气冷输送管道与气冷设备相连。
试验过程中，温度传感器采集的温度信息发送至温控箱，温控箱将接收的温度信息与预设的温度进行比较，通过PID方式控制石英灯、水冷设备、空冷设备工作，使试验温度达到预设的温度。
优选的，所述的石英灯包括由内至外设置的石英灯内腔体和石英灯外腔体，设置在石英灯内腔体两端的石英灯电极，以及设置在石英灯外腔体两端的石英灯水冷通道；石英灯电极分别与电极圈和石英灯内腔体相连，组成石英灯内部电路；石英灯水冷通道分别与水冷管道和石英灯外腔体相连，构成石英灯灯管冷却通道。
优选的，所述的加热阵列为环形。
优选的，加热阵列中的石英灯均布且灯管间距设置为10～12mm。
优选的，所述的加热装置通过安装框架直接连接在喷管段和扩张段之间，作为风洞试验过程中的试验段。
优选的，通过多组真空室相连提供真空环境，通过多组高压气罐相连提供高压气体，以提高工作时间。
优选的，所述的加热装置安装在试验段内，且通过过渡段实现安装框架与喷管段和扩张段之间的连接。
优选的，所述的温控线路接口穿过一端支撑板通过温控线路与温控箱相连；所述的水冷管道接口穿过一端支撑板或者穿过聚光外壳，通过水冷管道与水冷设备相连。
优选的，所述的聚光外壳选用镀金属反光板。
优选的，所述的气冷管道为一组或多组，每组为一个入口连通多个出口的结构形式，所有出口设置成一排或者多排形式，每排沿来流方向设置。
优选的，所述的温控箱通过如下方式控制试验温度达到预设的温度：
第一步：按照PID控制算法计算比例控制率Up、积分控制率及微分控制率UD，并在积分控制率的计算过程中引用衰减系数α，以此削弱温控历史误差对当前控制稳定性的干扰；
第二步：在第一步的基础上，引入微分前馈补偿项KpdGradi与目标曲线旋转补偿项Ktr(Gradi-Gradi-1)，确定控制率：
其中：
Gradi：为ti时刻目标温度曲线的导数；Kp，Kd，Ki，Kpd，Ktr为PID控制参数；
第三步，试验进行过程中，实时获取当前测得温度T与当前目标温度T0，据此计算当前时刻ti的控制误差e(ti)，结合上述确定的控制率确定当前时刻ti的控制率，并将确定的控制率以电压信号形式输入至温控箱，进而控制输入给石英灯的电源功率。
优选的，所述的衰减系数α取值范围0.95-0.99，优选0.99。
一种利用所述装置进行试验的方法，步骤如下：
步骤一，对风洞设备进行安全性检验；所述的风洞设备包括权利要求1所述的装置、以及满足如下连接关系的设备：高压气罐出口与压缩段相连；压缩段出口与稳定段相连；稳定段出口与喷管段相连；喷管段出口与扩张段6之间安装加热装置，扩张段出口与真空室相连；真空室为气流终端；并在石英玻璃框尾段内固定空速管；
步骤二、控制高压气罐与真空室打开气流通路，检查风洞设备各段气密性是否完好，若检查无误，则关闭气流通路，待气流停止，将试验件固定到石英玻璃框内；
步骤三、启动水冷设备，使待水冷管道被充满冷却水；
步骤四、控制温控箱，启动电磁加热，根据温度传感器传回的数据进行功率调节，待温度达到要求并稳定后保持该功率不变；
步骤五、控制高压气罐与真空室打开不超过50％的气流通路，然后根据空速管传回的流速数据进行气流通路大小调节，待流速数据达到要求并稳定后，进行试验；
步骤六、试验结束后，先关闭气流通路，待设备降至常温，停止冷却水通入，实验结束、排出管路内多余的冷却水，结束试验过程。
本发明与现有技术相比有益效果为：
本装置通过石英灯加热，在不影响风洞试验流场效果的同时，实现风洞试验模型快速高温升的加热需求、模型最高加热温度的能够实现有效控制且不损坏试验模型。并且本发明加热装置的结构形式能够实现风洞试验模型气动热环境的精确模拟，且能够可以实现模型温度的均匀加热、温度的分布式模拟，模拟模型沿轴向和法向的温度分布。
本发明引入气冷/水冷装置(灯管内部夹层循环水冷却及灯管表面强制对流冷却的联合设计)对石英灯管降温，可以有效降低石英灯管的工作温度，解决石英灯管在高温下软化鼓泡失效问题，提升灯管在高温环境下的使用寿命，有效提升风洞模型试验时间。
本发明采用聚光外壳可以有效降低加热能量的损失，提升加热效率。
基于石英灯的加热方式实现了风洞试验模型加热低成本的需求，可以有效降低试验费用。
附图说明
图1为本发明的整体视图。
图2为喷管段的内部截面图。
图3为本发明加热装置的整体视图。
图4为本发明加热装置的主视图。
图5为本发明加热装置的支持面整体视图。
图6为本发明加热装置的内部结构整体视图。
图7为本发明加热装置的内部结构侧视图。
图8为本发明石英灯的主视图。
具体实施方式
下面结合附图及实例对本发明作详细说明。
一种基于石英灯加热的温度控制风洞装置，包括加热装置、水冷设备、气冷设备、温控箱；所述的加热装置包括内至外依次设置的石英玻璃框、两层石英玻璃罩和聚光外壳，石英玻璃框的两端均设置有安装框架，二者通过两端支撑板固定；上述石英玻璃罩和聚光外壳的两端亦通过所述的两端支撑板固定；若干石英灯构成加热阵列置于上述两层石英玻璃罩之间，且石英灯灯端两头与石英玻璃罩固连；石英灯灯端两头电极分别与水冷管道和电极圈相连；水冷管道通过水冷管道接口、水冷管道与水冷设备相连；电极圈通过温控线路接口和温控线路与温控箱相连；温度传感器固定在石英玻璃框内侧，并通过温控线路接口和温控线路与温控箱相连；气冷管道设置在聚光外壳外侧，出口与由两层石英玻璃罩和试验段支撑板构成的封闭空间连通，入口通过气冷输送管道与气冷设备相连。
试验过程中，温度传感器采集的温度信息发送至温控箱，温控箱将接收的温度信息与预设的温度进行比较，通过PID方式控制石英灯、水冷设备、空冷设备工作，使试验温度达到预设的温度。
上述加热阵列为环形，优选的，加热阵列中的石英灯均布且灯管间距设置为10～12mm
本发明装置的应用环境主要存在如下两种：一是加热装置通过安装框架直接连接在喷管段和扩张段之间，直接作为风洞试验过程中的试验段。二是加热装置安装在试验段内，且通过过渡段实现安装框架与喷管段和扩张段之间的连接。下面针对第一种情况进行详细说明。
图1针对上述第一种情况进行详细说明，图1中高压气罐1、压缩段2、稳定段3、喷管段4、试验段5(上述加热装置)、扩张段6、真空室7、温控箱8、控制系统终端9、水冷设备10、气冷设备11、温控线路12、水冷输送管道13、气冷输送管道14、高压气罐支架15、管道支架16和真空室支架17。
高压气罐1出口与压缩段2相连，并由高压气罐支架15支撑；压缩段2出口与稳定段3相连；稳定段3出口与喷管段4相连，并由管道支架16支撑；喷管段4出口与试验段5相连；试验段5出口与扩张段6相连，并通过温控线路接口5-3和温控线路12、气冷管道5-4和气冷输送管道14、水冷管道接口5-5和水冷输送管道13分别与温控箱8、水冷设备10、气冷设备11相连；扩张段6出口与真空室7相连；真空室7为气流终端，并由真空室支架17支撑，控制系统终端9与温控箱8、水冷设备10、气冷设备11、高压气罐1和真空室7相连。试验时，该风洞装置的气流从高压气罐1中喷出，在收缩段2中收缩加速，在稳定段3中稳定为均匀气流，再经过喷管段4中的拉瓦尔喷管转变为高超声速气流，然后进入试验段5，最后经过扩张段6中减速，进入真空室7。
如图3至图7所示，试验段5包含试验段框架5-0、试验段支撑板5-1、聚光外壳5-2、温控线路接口5-3、气冷管道5-4、水冷管道接口5-5、石英玻璃罩5-6、石英玻璃框5-7、电极圈5-8、水冷管道5-9、石英灯5-10以及温度传感器与风速管集成模块5-11(本例中将二者进行了集成，当然也可分别根据需求进行安装)。试验段结构为：试验段支撑板5-1将试验段框架5-0和石英玻璃框5-7固定，石英玻璃罩5-6外壳与聚光外壳5-2紧密贴合，两者共同通过试验段支撑板5-1固定。14个石英灯5-10构成环形加热阵列，且石英灯灯端两头与石英玻璃罩5-6固连，石英灯灯端外部分别与水冷管道5-9和电极圈5-8相连。水冷管道5-9通过水冷管道接口5-5和水冷输送管道13与水冷设备10相连。电极圈5-8通过温控线路接口5-3和温控线路12与温控箱8相连。温度传感器与风速管集成模块5-11固定在石英玻璃框5-7内侧上，并通过温控线路接口5-3和温控线路12与温控箱8相连。气冷管道5-4设置在聚光外壳5-2外侧，出口与由石英玻璃罩5-6和试验段支撑板5-1构成的封闭空间连通，入口通过气冷输送管道14与气冷设备11相连。
试验段的加热由石英灯5-10完成，具体过程如下：温控箱8通过温控线路12和电极圈5-8为石英灯5-10供电，石英灯开始散发热量，热量通过石英玻璃罩5-6传导到石英玻璃框5-7内，然后温控箱8根据温度传感器与风速管集成模块5-11传回的数据进行功率调节，使得石英灯5-10的单位时间散热量保持在一定范围内，进而使得石英玻璃框5-7内温度保持在预期值。聚光外壳5-2将石英灯向外部散发的热辐射反射回石英玻璃框5-7内，保证了石英灯5-10的效率。具体控制可以采用传统的PID控制方法，也可以采用本发明创新的如下步骤进行温控：
第一步：以基本PID控制算法为基础，分别计算比例控制率、积分控制率及微分控制率。积分控制率计算过程中引入衰减系数α，以此削弱温控历史误差对当前控制稳定性的干扰。根据本加热装置特点，α设置为0.99。
第二步：在此基础上，额外引入微分前馈补偿项与目标曲线旋转补偿项，以减少动态过冲，提升系统稳定性。上述算法的控制率计算表达式如下：
其中：
为经典PID控制使用的表达式。
Gradi：为第i时刻目标温度曲线的导数(变化率)。
Kp，Kd，Ki，Kpd，Ktr为PID控制参数，与本加热系统属性相关，通过参数整定方法获得。
U(ti)为ti时刻的控制率输出。
第三步，试验进行过程中，实时获取当前测得温度T与当前目标温度T0，据此计算当前时刻ti的控制误差e(ti)，结合上述确定的控制率计算输出控制率U(ti)，并以电压信号形式输入给温控箱内部的电源控制器，由电源控制器进行放大作为石英灯管的输入。
试验段的冷却有气冷和水冷两部分组成。
气冷过程如下：气冷设备11将低温冷却气体通过上端气冷输送管道14和上端气冷管道5-4输入由石英玻璃罩5-6和试验段支撑板5-1构成的封闭空间中，使石英灯5-10灯管、石英玻璃罩5-6和试验段支撑板5-1冷却。升温后的冷却气体通过下端气冷管道5-4和下端气冷输送管道14再返回气冷设备11，构成气冷循环回路。
水冷过程如下：水冷设备10将低温冷却水通过左端水冷输送管道13和左端水冷管道接口5-5输入左端水冷管道5-9，对电极圈5-8进行降温，之后冷却水进入石英灯5-10灯管，对石英灯5-10进行降温。最后冷却水通过石英灯5-10灯管进入右端的水冷管道5-9，然后通过相连的右端水冷管道接口5-5和右端水冷输送管道13返回水冷设备10。
如图8所示，石英灯5-10内部结构包括石英灯5-10、由内至外设置的石英灯内腔体5-10d和石英灯外腔体5-10c，设置在石英灯内腔体5-10d两端的石英灯电极5-10a，以及设置在石英灯外腔体5-10c两端的石英灯水冷通道5-10b；石英灯电极5-10a分别与电极圈5-8和石英灯内腔体5-10d相连，组成石英灯5-10内部电路；石英灯水冷通道5-10b分别与水冷管道5-9和石英灯外腔体5-10c相连，构成石英灯5-10灯管冷却通道。
试验段5内的电气线路采用高温玻璃纤维编织绝缘线。试验过程如下：
步骤一、目视检查风洞装置气流与冷却管路是否完整、无损、无堵，检查试验装置各段连接是否完整，检查电气线路是否短路、裸露。当所有项目符合要求时，完成设备安全性检验。
步骤二、通过控制终端控制高压气罐与真空室打开5％的气流通路，检查试验装置各段气密性是否完好，若检查无误，则关闭气流通路，待气流停止，将试验件固定到试验段石英玻璃框内。
步骤三、启动水冷设备和气冷设备，首先以低压、低流速分别向水冷循环管道和气冷循环管道通入冷却水和冷却气体，待循环管道被充满时，通入高压、高流速的冷却水和冷却气体。
步骤四、通过控制终端控制温控箱，启动石英灯加热，根据温度传感器传回的数据进行功率调节，待温度达到要求并稳定后保持该功率不变。
步骤五、通过控制终端控制高压气罐与真空室打开50％的气流通路，然后根据风速管传回的流速数据进行气流通路大小调节，待流速数据达到要求并稳定后，进行试验。
步骤六、试验结束后，先关闭气流通路，五分钟后停止高压冷却气流吹入，继续保持冷却水通入。待设备降至常温，停止冷却水通入。实验结束、排出管路内多余的冷却水，结束试验过程。
图1所述的装置具有良好的热流场模拟效果，可满足马赫数8以上的高超声速飞行器的实验要求，并且工作时间可达小时级。
以上内容是结合具体的实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施方式仅限于此，对于本发明所述技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干改进和替换，都应当视为属于由本发明提交的权利要求书所确定的专利保护范围。
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。
Claims (13)
1.一种基于石英灯加热的温度控制风洞装置，其特征在于：包括加热装置、水冷设备、气冷设备、温控箱；所述的加热装置包括内至外依次设置的石英玻璃框、两层石英玻璃罩和聚光外壳，石英玻璃框的两端均设置有安装框架，二者通过两端支撑板固定；上述石英玻璃罩和聚光外壳的两端亦通过所述的两端支撑板固定；
若干石英灯构成加热阵列置于上述两层石英玻璃罩之间，且石英灯灯端两头与石英玻璃罩固连；石英灯灯端两头电极分别与水冷管道和电极圈相连；水冷管道通过水冷管道接口、水冷管道与水冷设备相连；电极圈通过温控线路接口和温控线路与温控箱相连；温度传感器固定在石英玻璃框内侧，并通过温控线路接口和温控线路与温控箱相连；气冷管道设置在聚光外壳外侧，出口与由两层石英玻璃罩和试验段支撑板构成的封闭空间连通，入口通过气冷输送管道与气冷设备相连；试验过程中，温度传感器将采集的温度信息发送至温控箱，温控箱根据接收的温度信息控制石英灯工作，使试验温度达到预设的温度；
所述的温控箱通过如下方式控制试验温度达到预设的温度：
第一步：按照PID控制算法计算比例控制率Up、积分控制率及微分控制率UD，并在积分控制率的计算过程中引用衰减系数α，以此削弱温控历史误差对当前控制稳定性的干扰；
第二步：在第一步的基础上，引入微分前馈补偿项KpdGradi与目标曲线旋转补偿项Ktr(Gradi-Gradi-1)，确定控制率：
其中：
Gradi：为ti时刻目标温度曲线的导数；Kp，Kd，Ki，Kpd，Ktr为PID控制参数；
第三步，试验进行过程中，实时获取当前测得温度T与当前目标温度T0，据此计算当前时刻ti的控制误差e(ti)，结合上述确定的控制率确定当前时刻ti的控制率，并将确定的控制率以电压信号形式输入至温控箱，进而控制输入给石英灯的电源功率。
2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于：所述的石英灯包括由内至外设置的石英灯内腔体和石英灯外腔体，设置在石英灯内腔体两端的石英灯电极，以及设置在石英灯外腔体两端的石英灯水冷通道；石英灯电极分别与电极圈和石英灯内腔体相连，组成石英灯内部电路；石英灯水冷通道分别与水冷管道和石英灯外腔体相连，构成石英灯灯管冷却通道。
3.根据权利要求1或2所述的装置，其特征在于：所述的加热阵列为环形。
4.根据权利要求3所述的装置，其特征在于：加热阵列中的石英灯均布且灯管间距设置为10～12mm。
5.根据权利要求1所述的装置，其特征在于：所述的加热装置通过安装框架直接连接在喷管段和扩张段之间，作为风洞试验过程中的试验段。
6.根据权利要求5所述的装置，其特征在于：通过多组真空室相连提供真空环境，通过多组高压气罐相连提供高压气体，以提高工作时间。
7.根据权利要求1所述的装置，其特征在于：所述的加热装置安装在试验段内，且通过过渡段实现安装框架与喷管段和扩张段之间的连接。
8.根据权利要求1所述的装置，其特征在于：所述的温控线路接口穿过一端支撑板通过温控线路与温控箱相连；所述的水冷管道接口穿过一端支撑板或者穿过聚光外壳，通过水冷管道与水冷设备相连。
9.根据权利要求1所述的装置，其特征在于：所述的聚光外壳选用镀金属反光板。
10.根据权利要求1所述的装置，其特征在于：所述的气冷管道为一组或多组，每组为一个入口连通多个出口的结构形式，所有出口设置成一排或者多排形式，每排沿来流方向设置。
11.根据权利要求1所述的装置，其特征在于：所述的衰减系数α取值范围0.95-0.99。
12.根据权利要求11所述的装置，其特征在于：所述的衰减系数α取值为0.99。
13.一种利用权利要求1所述装置进行试验的方法，其特征在于：
步骤一，对风洞设备进行安全性检验；所述的风洞设备包括权利要求1所述的装置、以及满足如下连接关系的设备：高压气罐出口与压缩段相连；压缩段出口与稳定段相连；稳定段出口与喷管段相连；喷管段出口与扩张段之间安装加热装置，扩张段出口与真空室相连；真空室为气流终端；并在石英玻璃框尾段内固定空速管；
步骤二、控制高压气罐与真空室打开气流通路，检查风洞设备各段气密性是否完好，若检查无误，则关闭气流通路，待气流停止，将试验件固定到石英玻璃框内；
步骤三、启动水冷设备，使待水冷管道被充满冷却水；
步骤四、控制温控箱，启动电磁加热，根据温度传感器传回的数据进行功率调节，待温度达到要求并稳定后保持该功率不变；
步骤五、控制高压气罐与真空室打开不超过50％的气流通路，然后根据空速管传回的流速数据进行气流通路大小调节，待流速数据达到要求并稳定后，进行试验；
步骤六、试验结束后，先关闭气流通路，待设备降至常温，停止冷却水通入，实验结束、排出管路内多余的冷却水，结束试验过程。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201910550317.5A CN110207930B (zh) | 2019-06-24 | 2019-06-24 | 一种基于石英灯加热的温度控制风洞装置及试验方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201910550317.5A CN110207930B (zh) | 2019-06-24 | 2019-06-24 | 一种基于石英灯加热的温度控制风洞装置及试验方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN110207930A CN110207930A (zh) | 2019-09-06 |
| CN110207930B true CN110207930B (zh) | 2024-07-23 |
Family
ID=67794335
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201910550317.5A Active CN110207930B (zh) | 2019-06-24 | 2019-06-24 | 一种基于石英灯加热的温度控制风洞装置及试验方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN110207930B (zh) |
Families Citing this family (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112636047B (zh) * | 2020-11-30 | 2022-07-01 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 连续式高温空气加热器电引出孔结构 |
| CN112525947A (zh) * | 2020-12-17 | 2021-03-19 | 西安交通大学 | 一种试件液体冷却隔离层的卤素灯复杂梯度热疲劳试验装置 |
| CN113155386A (zh) * | 2021-03-26 | 2021-07-23 | 中国飞机强度研究所 | 用于热声联合试验的加热器、试验装置及试验方法 |
| CN114513867A (zh) * | 2021-12-30 | 2022-05-17 | 北京航天益森风洞工程技术有限公司 | 用于飞行器模拟试验的加热控制系统及加热控制方法 |
| CN114852369B (zh) * | 2022-07-11 | 2022-09-06 | 中国飞机强度研究所 | 一种飞行器头锥结构高温热强度试验加热调节控制方法 |
| CN117949138B (zh) * | 2024-03-27 | 2024-07-02 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种高温环境下管风洞动态压力校准系统及方法 |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN210071279U (zh) * | 2019-06-24 | 2020-02-14 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种基于石英灯加热的温度控制风洞装置 |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5942682A (en) * | 1998-02-02 | 1999-08-24 | Northrop Grumman Corporation | Apparatus to simulate aerodynamic cooling and heating effects on aircraft/missile equipment |
| CN102229361B (zh) * | 2011-04-06 | 2012-07-11 | 北京航空航天大学 | 一种气动热结构试验装置 |
| CN202255089U (zh) * | 2011-09-30 | 2012-05-30 | 北京航空航天大学 | 导弹热试验用石英灯加热器高温辐射温度增强装置 |
| CN103033527B (zh) * | 2012-12-24 | 2014-12-10 | 北京航空航天大学 | 高速飞行器斜截面锥型壳体变角度高温热试验装置 |
| CN203259485U (zh) * | 2013-03-15 | 2013-10-30 | 北京航空航天大学 | 大型高速飞行器圆壳体结构内壁非分段式高温热试验装置 |
| RU2562277C1 (ru) * | 2014-05-16 | 2015-09-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Блок-имитатор температурных полей |
| CN104280205A (zh) * | 2014-10-24 | 2015-01-14 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 超声速层流喷管及其超声速静风洞 |
| CN104374542B (zh) * | 2014-11-22 | 2017-05-17 | 中国航空工业空气动力研究院 | 大气环境风洞温度层结模拟系统 |
| CN106679924B (zh) * | 2017-02-24 | 2019-08-09 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种高频感应等离子加热风洞 |
| CZ309893B6 (cs) * | 2017-07-28 | 2024-01-17 | Strojírna Litvínov spol. s.r.o. | Simulátor volného pádu, jeho použití a uzavřený chladicí systém pro uzavřený cyklický větrný tunel tohoto simulátoru volného pádu |
| US10712232B2 (en) * | 2017-09-11 | 2020-07-14 | Winfield Solutions, Llc | Flow diverting wind tunnel |
| CN109307635A (zh) * | 2018-08-27 | 2019-02-05 | 西安特瑞昇航空材料技术有限公司 | 一种气膜冷却卤素灯线加热与冷却装置 |
-
2019
- 2019-06-24 CN CN201910550317.5A patent/CN110207930B/zh active Active
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN210071279U (zh) * | 2019-06-24 | 2020-02-14 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种基于石英灯加热的温度控制风洞装置 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN110207930A (zh) | 2019-09-06 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN110207930B (zh) | 一种基于石英灯加热的温度控制风洞装置及试验方法 | |
| CN110207929B (zh) | 一种基于电磁加热的温度控制风洞装置及试验方法 | |
| CN210071279U (zh) | 一种基于石英灯加热的温度控制风洞装置 | |
| CN109765030B (zh) | 一种风洞热喷流干扰试验装置 | |
| CN112648111B (zh) | 姿控发动机真空环境中的热流密度热试试验方法 | |
| JP2781413B2 (ja) | ガスタービンエンジンのステータ構造 | |
| CN113899516B (zh) | 一种火箭发动机喷流干扰效应的地面模拟装置及模拟方法 | |
| CN109250149A (zh) | 用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置 | |
| CN111537181B (zh) | 一种基于电弧加热的热噪声风洞及试验方法 | |
| BR102016026835A2 (pt) | System and method for making repairs | |
| WO2023284354A1 (zh) | 一种大涵道比涡扇发动机核心舱通风结构及其通风方法 | |
| CN107416214B (zh) | 一种用于飞机辅助动力系统的进气通风结构 | |
| CN113063601B (zh) | 一种飞机辅助动力装置尾喷管测试系统 | |
| CN114279671A (zh) | 基于现有高超声速风洞设计低马赫数飞行总焓平台的方法 | |
| CN109470401A (zh) | 一种带有迎侧角度解算的直杆型空速管 | |
| CN210293611U (zh) | 一种基于电磁加热的温度控制风洞装置 | |
| CN111654925A (zh) | 基于水冷-加热双排石英灯管的超高温红外辐射加热装置 | |
| CN107543679A (zh) | 一种常规高超声速风洞装置及其驻室气流加热工艺 | |
| CN112084722B (zh) | 一种快速计算短舱冷却空气流量和壁面温度分布的方法 | |
| RU2506435C2 (ru) | Газотурбинный двигатель и способ регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя | |
| CN115824564B (zh) | 用于观察风洞深低温高速流动模拟的装置和观察方法 | |
| CN115524131B (zh) | 一种基于非结冰条件的整机防冰系统验证方法 | |
| CN108811528B (zh) | 一种红外成像导引头热流成像测试装置 | |
| CN109282989A (zh) | 一种超音速发动机试车台进气系统 | |
| CN114112354A (zh) | 一种直升机进气道防冰系统的试验方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |