CN110907123A - 一种高焓推进风洞空气加热方法及装置 - Google Patents

一种高焓推进风洞空气加热方法及装置 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种高焓推进风洞空气加热方法及装置，涉及风洞试验技术领域，其技术方案要点是：该方法包括以下步骤：S1、进行一级加热，采用一级空气加热器对纯空气进行加热；S2、进行二级加热，采用超声速燃烧加热器将经过S1的空气气流组织燃烧进行二级加热，然后通过向超声速燃烧加热器中补氧补氢进行燃烧加热，实现飞行马赫数12的总焓模拟。该装置包括一级空气加热器、一级设备喷管、二级空气加热器、二级设备喷管和试验段。相对于激波风洞，能使飞行Ma数8‑12地面试验的时间延长一到两个量级，显著降低设备建设和运行成本，且能够运用于模拟Ma数8以下飞行条件，降低模拟试验过程中的污染程度，提升模拟来流的品质。

Description

一种高焓推进风洞空气加热方法及装置
技术领域
本发明涉及风洞试验技术领域，更具体地说，它涉及一种高焓推进风洞空气加热方法及装置。
背景技术
高马赫数超燃冲压发动机是未来1～2小时全球到达、洲际实时打击武器及低成本入轨任务的理想动力需求，对于增强我国高速远程突防能力，支撑新时期国防军事建设，具有重要的现实意义。迄今为止，模拟更高马赫数(Ma＞7)的气动推进试验设备目前比较可行的是激波反射风洞和电弧加热风洞。激波反射风洞的试验时间限制在几个到几十毫秒，随模拟Ma数升高试验时间显著减少。电弧加热风洞试验时间足够长，但需要消耗能源较大，以模拟Ma数10为例，加热单位空气流量(kg/s)需要约4.5MJ的能量，中等尺度的自由射流试验需要每秒加热几十到上百公斤空气，对应需要几百兆瓦的用电需求。试验设备建造运行成本都比较高。因此，为了满足未来高马赫数超燃冲压发动机试验需求，亟需寻找一种可行的替代加热方案来实现更长时间和更廉价运行。
目前，一级燃烧加热设备作为模拟中低飞行马赫数(Ma4～7)主要设备，其在建设和运行成本上都有较大优势，但是设备运行的上限时模拟飞行Ma数8。主要原因是目前的燃烧加热器中的气流为低速流动(Ma数远小于1)，单纯靠燃烧产生的释热上限只能达到飞行Ma数8对应的总焓。
就当前而言，两级加热空气的方案是理论上可行的一种方案。因此，本发明提出一种两级加热方案能使飞行Ma数8-12地面试验时间延长一到两个量级，并且显著降低设备建设和运行成本，并且能够运用于模拟Ma数8以下飞行条件，提升模拟来流的品质。
发明内容
本发明的目的是提供一种高焓推进风洞空气加热方法及装置，相对于激波风洞，能使飞行Ma数8-12地面试验的时间延长一到两个量级，显著降低设备建设和运行成本，且能够运用于模拟Ma数8以下飞行条件，降低模拟试验过程中的污染程度，提升模拟来流的品质。
本发明的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的：一种高焓推进风洞空气加热方法，包括以下步骤：
S1、进行一级加热，采用工作温度为1200～2800K的一级空气加热器(1)对纯空气进行加热，并根据一级空气加热器(1)的类型确定加热工作时间，使得纯空气气流的焓增Δh1大于等于1.6MJ/kg，模拟出空气气流总焓的Ma数为5～6.5，然后补充氧气，并采用超声速喷管将空气气流膨胀到Ma＞2.0状态；
S2、进行二级加热，采用超声速燃烧加热器将经过S1的空气气流组织燃烧进行二级加热，二级加热的工作时间与一级加热的工作时间相同，使空气气流总焓提高，并采用超声速喷管对经过二级加热的空气气流进行膨胀，使空气气流的焓增Δh2大于等于3.5MJ/kg，然后向超声速燃烧加热器中补氧补氢进行燃烧加热，使空气气流总焓至少为7MJ/kg，实现飞行马赫数12的总焓模拟。
本发明进一步设置为：S1中一级空气加热器为电阻加热器、蓄热加热器或电弧加热器中的任意一种。
本发明进一步设置为：S2中超声速燃烧加热器为氢氧超声速燃烧加热器或碳氢-氧超声速燃烧加热器。
本发明进一步设置为：S1和S2中的补氧量之和为增加20-30％。
一种高焓推进风洞空气加热装置，包括工作温度为1200～2800K的一级空气加热器，所述一级空气加热器出口端连接有一级设备喷管；所述一级设备喷管出口端连接有二级空气加热器；所述二级空气加热器出口端连接有二级设备喷管；所述二级设备喷管出口端连接有试验段；所述一级空气加热器为电阻加热器、蓄热加热器或电弧加热器中的任意一种；所述二级空气加热器为超声速燃烧加热器。
通过采用上述技术方案，在模拟高焓推进风洞空气加热试验的过程中，空气由一级空气加热器入口端进入，通过工作温度为1200～2800K的一级空气加热器，便于对进入一级空气加热器内的空气气流进行一级加热，使得空气气流的焓增大于等于1.6MJ/kg；然后通过与一级空气加热器连接的一级设备喷管，便于将经过一级空气加热器加热的空气气流膨胀到需要的Ma数；通过二级空气加热器，便于将经过一级空气加热器加热的空气气流在超声速气流中组织燃烧进一步提高空气气流总焓，同时能够避免亚声速燃烧加热器中出现的燃气解离加重污染，且能满足飞行马赫数11的总焓模拟需求；通过二级设备喷管，便于将经过二级空气加热器加热的高焓高速燃气膨胀到需要的Ma数；通过与二级设备喷管出口端连接的试验段，便于实现模拟高马赫数推进风洞试验状态。
本发明进一步设置为：所述试验段为试验件或安装有试验件的装置。
通过采用上述技术方案，通过试验段内的试验件或安装有试验件的装置，便于分别对应直连式试验或自由射流试验。
本发明进一步设置为：所述一级设备喷管和二级设备喷管为型面扩张状。
通过采用上述技术方案，一级设备喷管和二级设备喷管为型面扩张状，便于将高焓高速燃气膨胀到需要的Ma数。
本发明进一步设置为：所述一级空气加热器与一级设备喷管连接段设有控制阀。
通过采用上述技术方案，通过控制阀，便于控制一级空气加热器与一级设备喷管连接段的空气气流，从而便于在一级设备喷管前补充氧气的操作。
综上所述，本发明具有以下有益效果：通过工作温度为1200～2800K的一级空气加热器，便于对进入一级空气加热器内的空气气流进行一级加热，使得空气气流的焓增大于等于1.6MJ/kg；然后通过与一级空气加热器连接的一级设备喷管，便于将经过一级空气加热器加热的空气气流膨胀到需要的Ma数；通过二级空气加热器，便于将经过一级空气加热器加热的空气气流在超声速气流中组织燃烧进一步提高空气气流总焓，同时能够避免亚声速燃烧加热器中出现的燃气解离加重污染，且能满足飞行马赫数11的总焓模拟需求；通过二级设备喷管，便于将经过二级空气加热器加热的高焓高速燃气膨胀到需要的Ma数；通过与二级设备喷管出口端连接的试验段，便于实现模拟高马赫数推进风洞试验状态；同时，该二级加热空气方法相对于激波风洞而言，能使飞行Ma数8-12地面试验的时间延长一到两个量级，显著降低设备建设和运行成本，且能够运用于模拟Ma数8以下飞行条件，降低模拟试验过程中的污染程度，提升模拟来流的品质。
附图说明
图1是本发明实施例1中的流程图；
图2是本发明实施例2中的结构示意图。
图中：1、一级空气加热器；2、一级设备喷管；3、二级空气加热器；4、二级设备喷管；5、试验段；6、控制阀。
具体实施方式
以下结合附图1-2对本发明作进一步详细说明。
实施例1：一种高焓推进风洞空气加热方法，如图1所示，包括以下步骤：
S1、进行一级加热，采用工作温度为1200～2800K的一级空气加热器1对纯空气进行加热，并根据选取的一级空气加热器1的类型确定加热工作时间，一级空气加热器1选取电弧加热类型时，工作时间可达几分钟，选取常规尺度的蓄热加热器作为一级加热器时，工作时间可达几秒，一级加热使纯空气气流的焓增Δh1大于等于1.6MJ/kg，模拟出空气气流总焓的Ma数为5～6.5，然后补充氧气，并采用超声速喷管将空气气流膨胀到Ma＞2.0状态；
S2、进行二级加热，采用超声速燃烧加热器将经过S1的空气气流组织燃烧进行二级加热，二级加热的工作时间与一级加热的工作时间相同，使空气气流总焓提高，并采用超声速喷管对经过二级加热的空气气流进行膨胀，使空气气流的焓增Δh2大于等于3.5MJ/kg，然后向超声速燃烧加热器中补氧补氢进行燃烧加热，使空气气流总焓至少为7MJ/kg，实现飞行马赫数12的总焓模拟。
S1中一级空气加热器1为电阻加热器、蓄热加热器或电弧加热器中的任意一种。
S2中超声速燃烧加热器为氢氧超声速燃烧加热器或碳氢-氧超声速燃烧加热器。
S1和S2中的补氧量之和为增加20-30％。
在50KPa等动压飞行时，大气静温一般在220-240K之间，飞行Ma数8-12需要模拟的总焓如下表1所示：
表1
飞行Ma数 8 9 10 11 12
需模拟总焓/(MJ/kg) 2.92 3.72 4.67 5.74 6.92
一级空气加热器1工作于不同温度时的焓增如下表2所示：
表2
工作温度 1200/K 1500/K 1800/K 2000/K 2500/K 2800/K
焓增/(MJ/kg) 1.04 1.40 1.76 2.01 2.65 3.05
一级空气加热器1加热纯空气后期焓增为：Δh1≈cpΔT≈1100×1500≈1.6MJ/kg。按照空气含氧量估算的二级超声速燃烧加热导致的焓增：Δh2≈120MJ/kg×0.0289≈3.5MJ/kg。
在二级加热中补氧补氢燃烧甚至能进一步提高模拟总焓！而飞行Ma＝10时的总焓约4.5MJ/kg，通过二级空气加热器3补氧补氢燃烧加热，考虑增加参与燃烧的氧气的含量(补氧量增加20-30％)，能够实现飞行马赫数12(总焓约7MJ/kg)的总焓模拟。
实施例2：一种高焓推进风洞空气加热装置，如图2所示，包括工作温度为1200～2800K的一级空气加热器1，一级空气加热器1出口端连接有一级设备喷管2。一级设备喷管2出口端连接有二级空气加热器3。二级空气加热器3出口端连接有二级设备喷管4。二级设备喷管4出口端连接有试验段5。一级空气加热器1为电阻加热器、蓄热加热器或电弧加热器中的任意一种。二级空气加热器3为超声速燃烧加热器。
在本实施例中，一级设备喷管2采用拉瓦尔喷管，喷管出口马赫数1.5-3.0，根据实际情况确定，对应的出口静温在500-1200K范围内。二级空气加热器3的燃料为氢或碳氢燃料。在模拟高焓推进风洞空气加热试验的过程中，空气由一级空气加热器1入口端进入，通过工作温度为1200～2800K的一级空气加热器1，便于对进入一级空气加热器1内的空气气流进行一级加热，使得空气气流的焓增大于等于1.6MJ/kg。然后通过与一级空气加热器1连接的一级设备喷管2，便于将经过一级空气加热器1加热的空气气流膨胀到需要的Ma数。通过二级空气加热器3，便于将经过一级空气加热器1加热的空气气流在超声速气流中组织燃烧进一步提高空气气流总焓，同时能够避免亚声速燃烧加热器中出现的燃气解离加重污染，且能满足飞行马赫数11的总焓模拟需求。通过二级设备喷管4，便于将经过二级空气加热器3加热的高焓高速燃气膨胀到需要的Ma数。通过与二级设备喷管4出口端连接的试验段5，便于实现模拟高马赫数推进风洞试验状态。
试验段5为试验件或安装有试验件的装置，试验段5连接有低压或真空装置。
在本实施例中，通过试验段5内的试验件或安装有试验件的装置，便于分别对应直连式试验或自由射流试验。
一级设备喷管2和二级设备喷管4为型面扩张状。
在本实施例中，一级设备喷管2和二级设备喷管4为型面扩张状，便于将高焓高速燃气膨胀到需要的Ma数。
一级空气加热器1与一级设备喷管2连接段安装有控制阀6。
在本实施例中，通过控制阀6，便于控制一级空气加热器1与一级设备喷管2连接段的空气气流，从而便于在一级设备喷管2前补充氧气的操作。
工作原理：在模拟高焓推进风洞空气加热试验的过程中，空气由一级空气加热器1入口端进入，通过工作温度为1200～2800K的一级空气加热器1，便于对进入一级空气加热器1内的空气气流进行一级加热，使得空气气流的焓增大于等于1.6MJ/kg。然后通过与一级空气加热器1连接的一级设备喷管2，便于将经过一级空气加热器1加热的空气气流膨胀到需要的Ma数。通过二级空气加热器3，便于将经过一级空气加热器1加热的空气气流在超声速气流中组织燃烧进一步提高空气气流总焓，同时能够避免亚声速燃烧加热器中出现的燃气解离加重污染，且能满足飞行马赫数11的总焓模拟需求。通过二级设备喷管4，便于将经过二级空气加热器3加热的高焓高速燃气膨胀到需要的Ma数。通过与二级设备喷管4出口端连接的试验段5，便于实现模拟高马赫数推进风洞试验状态。同时，该二级加热空气方法相对于激波风洞而言，能使飞行Ma数8-12地面试验的时间延长一到两个量级，显著降低设备建设和运行成本，且能够运用于模拟Ma数8以下飞行条件，降低模拟试验过程中的污染程度，提升模拟来流的品质。
本具体实施例仅仅是对本发明的解释，其并不是对本发明的限制，本领域技术人员在阅读完本说明书后可以根据需要对本实施例做出没有创造性贡献的修改，但只要在本发明的权利要求范围内都受到专利法的保护。

Claims (8)

1.一种高焓推进风洞空气加热方法，其特征是：包括以下步骤：
S1、进行一级加热，采用工作温度为1200～2800K的一级空气加热器(1)对纯空气进行加热，并根据一级空气加热器(1)的类型确定加热工作时间，使得纯空气气流的焓增Δh1大于等于1.6MJ/kg，模拟出空气气流总焓的Ma数为5～6.5，然后补充氧气，并采用超声速喷管将空气气流膨胀到Ma＞2.0状态；
S2、进行二级加热，采用超声速燃烧加热器将经过S1的空气气流组织燃烧进行二级加热，二级加热的工作时间与一级加热的工作时间相同，使空气气流总焓提高，并采用超声速喷管对经过二级加热的空气气流进行膨胀，使空气气流的焓增Δh2大于等于3.5MJ/kg，然后向超声速燃烧加热器中补氧补氢进行燃烧加热，使空气气流总焓至少为7MJ/kg。
2.根据权利要求1所述的一种高焓推进风洞空气加热方法，其特征是：S1中一级空气加热器(1)为电阻加热器、蓄热加热器或电弧加热器中的任意一种。
3.根据权利要求1所述的一种高焓推进风洞空气加热方法，其特征是：S2中超声速燃烧加热器为氢氧超声速燃烧加热器或碳氢-氧超声速燃烧加热器。
4.根据权利要求1所述的一种高焓推进风洞空气加热方法，其特征是：S1和S2中的补氧量之和为增加20-30％。
5.一种高焓推进风洞空气加热装置，其特征是：包括一级空气加热器(1)，所述一级空气加热器(1)出口端连接有一级设备喷管(2)；所述一级设备喷管(2)出口端连接有二级空气加热器(3)；所述二级空气加热器(3)出口端连接有二级设备喷管(4)；所述二级设备喷管(4)出口端连接有试验段(5)；所述一级空气加热器(1)为电阻加热器、蓄热加热器或电弧加热器中的任意一种；所述二级空气加热器(3)为超声速燃烧加热器。
6.根据权利要求5所述的一种高焓推进风洞空气加热装置，其特征是：所述试验段(5)为试验件或安装有试验件的装置。
7.根据权利要求5所述的一种高焓推进风洞空气加热装置，其特征是：所述一级设备喷管(2)和二级设备喷管(4)为型面扩张状。
8.根据权利要求5所述的一种高焓推进风洞空气加热装置，其特征是：所述一级空气加热器(1)与一级设备喷管(2)连接段设有控制阀(6)。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111397833A (zh) * 2020-04-22 2020-07-10 中国科学院力学研究所 一种高焓超声速风洞气流生成方法
CN113029495A (zh) * 2021-05-31 2021-06-25 中国工程物理研究院流体物理研究所 一种基于电弧放电驱动的高马赫激波管实验装置
CN114279671A (zh) * 2022-03-03 2022-04-05 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 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

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH07280700A (ja) * 1994-04-05 1995-10-27 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 風洞試験設備の気流加熱装置
CN1687661A (zh) * 2005-05-09 2005-10-26 中国科学院力学研究所 用于超声速燃烧试验台的煤油加热系统
RU2345345C1 (ru) * 2007-08-14 2009-01-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Способ наземных испытаний объектов авиационной техники, подвергающихся обледенению, и устройство для его осуществления
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
WO2014021742A2 (ru) * 2012-07-31 2014-02-06 Aleksandrov Oleg Aleksandrovich Способ перемещения грузов в атмосфере планет на скоростях выше первой космической и многорежимный сверхгиперзвуковой летательный аппарат с высокой интеграцией планера для его осуществления
CN105173128A (zh) * 2015-09-07 2015-12-23 中国航天空气动力技术研究院 模拟飞行器飞行过程中热环境的试验方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH07280700A (ja) * 1994-04-05 1995-10-27 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 風洞試験設備の気流加熱装置
CN1687661A (zh) * 2005-05-09 2005-10-26 中国科学院力学研究所 用于超声速燃烧试验台的煤油加热系统
RU2345345C1 (ru) * 2007-08-14 2009-01-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Способ наземных испытаний объектов авиационной техники, подвергающихся обледенению, и устройство для его осуществления
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
WO2014021742A2 (ru) * 2012-07-31 2014-02-06 Aleksandrov Oleg Aleksandrovich Способ перемещения грузов в атмосфере планет на скоростях выше первой космической и многорежимный сверхгиперзвуковой летательный аппарат с высокой интеграцией планера для его осуществления
CN105173128A (zh) * 2015-09-07 2015-12-23 中国航天空气动力技术研究院 模拟飞行器飞行过程中热环境的试验方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
李益文等: "磁流体动力学在航空工程中的应用与展望", 《力学进展》 *
杨阳等: "直连式脉冲燃烧高温风洞的设计", 《西南交通大学学报》 *
陈延辉: "日本的高超声速吸气式发动机试验设备及试验技术", 《飞航导弹》 *

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111397833A (zh) * 2020-04-22 2020-07-10 中国科学院力学研究所 一种高焓超声速风洞气流生成方法
CN113029495A (zh) * 2021-05-31 2021-06-25 中国工程物理研究院流体物理研究所 一种基于电弧放电驱动的高马赫激波管实验装置
CN113029495B (zh) * 2021-05-31 2021-08-03 中国工程物理研究院流体物理研究所 一种基于电弧放电驱动的高马赫激波管实验装置
CN114279671A (zh) * 2022-03-03 2022-04-05 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 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
CN114279671B (zh) * 2022-03-03 2022-05-17 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 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

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