CN111006841B - 一种高超声速风洞宽区域进气调压系统 - Google Patents

Abstract

一种高超声速风洞宽区域进气调压系统，根据前室来流压力选择相应进气调压模式，能够同时满足提供真空来流压力、中压来流压力与高压来流压力的宽区域高精度进气调压要求，可实现高超声速风洞不同马赫数喷管下气流流量大范围调节，压力调节精度高，大大缩短风洞试验前抽气与预热的准备时间，并具有试验前压力预充功能，压力稳定调节速度快，可有效延长试验吹风时间。

Description

一种高超声速风洞宽区域进气调压系统

技术领域

本发明涉及一种高超声速风洞宽区域进气调压系统，属于高超声速风洞设计及流场控制领域。

背景技术

风洞是人工产生和控制气流，以模拟飞行器或物体周围气体的流动，并可测量气流对物体作用的一种管道状试验设备。风洞等气动地面模拟设备在空气动力学研究和航空航天各种飞行器设计中起着十分重要的作用。按照试验气流速度范围分为低速风洞、高速风洞、高超声速风洞。常规高超声速风洞的基本原理是：将经机械压缩后的气体储存在气源系统中，由进气压力调节系统调节至目标压力后，进入风洞的加热器，气体经加热至一定温度送入风洞前室。气流在前室中经过整流使其流动均匀，并在收缩段逐渐加速后到达拉瓦尔喷管的喉道段，气流在喷管喉道处达到声速，然后经喷管扩散段加速至高超声速。经喷管加速的高超声速气流进入试验段，形成均匀稳定的流场，用于模拟飞行条件、开展各类气动特性试验。试验段后的气体通过排气系统排出。

对于常规高超声速风洞典型马赫数试验范围为Ma＝5～10、前室总压范围P₀＝1.0～10.0MPa、前室总温T₀＝300～1200K，其对应的飞行器飞行模拟高度为10～30km。而随着飞行器型号研制的发展，对飞行高度模拟能力提出了更高的要求，在模拟高度范围为30≤H≤60km的较高高空飞行条件时，为了达到高空飞行高度模拟条件，需要在风洞试验段内形成一定极低的真空环境，同时满足风洞高超声速马赫数运行压比的要求，则需要将风洞前室压力降低至极低真空，调压阀后及风洞前室气流总压均为极低负压状态，最低真空压力小于9KPa。为了风洞试验飞行模拟高度在10km～60km范围内的全覆盖，使得风洞前室总压工作范围从最低小于9KPa到最高大于10MPa，总压调节范围宽度极大，最高总压与最小总压比值超过1100。由于风洞试验中试验模型的数据精度受风洞流场品质的影响较大，而风洞流场品质与风洞前室总压的控制精度息息相关，面对如此宽的前室总压调节范围，常规高超声速风洞的进气调压系统无法实现宽区域压力范围的高精度稳定控制，进而大大限制了高超声速风洞的试验模拟能力，极大的影响了试验数据的准确性和精度，常规进气调压系统甚至对较多压力工况都无法调节获得目标试验状态，极大地限制了相关型号试验的进行与开展。

发明内容

本发明解决的技术问题是：针对目前现有技术中，常规高超声速风洞的进气调压系统无法实现宽区域压力范围的高精度稳定控制、限制高超声速风洞的试验模拟能力的问题，提出了一种高超声速风洞宽区域进气调压系统。

本发明解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：

一种高超声速风洞宽区域进气调压系统，包括中压气源系统、高压气源系统、中压进气调压系统、高压进气调压系统、分配阀、加热器、高温高压截止阀、前室、高超声速喷管、试验段、冷却器、排气段、真空球罐系统，其中：

所述中压气源系统输出端与调节干燥气源气体的中压进气调压系统输入端相连，高压气源系统输出端与调节干燥气源气体的高压进气调压系统输入端相连，中压进气调压系统、高压进气调压系统输出端均与掺杂冷热气流的加热器输入端相连，连接端设置有控制气体流量的分配阀，加热器输出端与对加热器输出气流进行内部整流及充分混合的前室输入端相连，连接端设置有保护气体通路的高温高压截止阀，前室输出端与高超声速喷管相连，气流通过高超声速喷管进行等熵加速，于与高超声速喷管相连的试验段内形成可进行气动特性试验的均匀稳定流场，试验段内试验后气体通过试验段后方的冷却器进行冷却降温处理后，并通过与冷却器相连的排气系统排入真空球罐系统。

所述中压进气调压系统包括中压进气总蝶阀、旁通蝶阀、中压调压阀、高压液动球阀，进气管路，所述中压进气总蝶阀、旁通蝶阀、中压调压阀依次设置于中压气源系统与加热器间的进气管路上，所述中压气源系统内的干燥气源气体通过中压进气总蝶阀、旁通蝶阀、中压调压阀进行耦合调压，并通过设置于靠近进气管路输出端的高压液动球阀输出，进气管路输出端与加热器输入端相连。

所述高压进气调压系统包括高压进气总阀、快速切断阀、前级高压减压阀、高压液动球阀、后级高压调压阀、进气管道，所述高压进气总阀、快速切断阀、前级高压减压阀、高压液动球阀、后级高压调压阀依次设置于高压气源系统与加热器间的进气管路上，所述高压气源系统内的干燥气源气体通过高压进气总阀、快速切断阀、前级高压减压阀、高压液动球阀、后级高压调压阀进行减压、压力维持并输出，进气管路输出端与加热器输入端相连。

所述中压进气调压系统、高压进气调压系统内均设置有压力传感器，分别通过中压进气调压系统内中压调压阀阀后输出点、高压进气调压系统内后级高压调压阀后输出点为闭环控制反馈点进行压力测量。

选择中压进气调压系统或高压进气调压系统时根据来流压力模式，所述来流压力模式根据前室内来流压力进行调节，包括真空来流压力模式、中压来流压力模式、高压来流压力模式。

所述真空来流压力模式对应的前室压力P0范围为：P0<0.1MPa，中压来流压力模式对应的前室压力P0范围为：0.1MPa<P0<1.5MPa，高压来流压力模式对应的前室压力P0范围为：1.5MPa<P0<10MPa。

当来流压力模式为真空来流压力模式、中压来流压力模式时，选用中压气源系统、中压进气调压系统接入通路，当来流压力模式为高压来流压力模式时，选用高压气源系统、高压进气调压系统接入通路。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明提供的一种高超声速风洞宽区域进气调压系统，能够同时满足提供真空来流压力、中压来流压力与高压来流压力的宽区域高精度进气调压要求，可实现高超声速风洞不同马赫数喷管下气流流量大范围调节、来流压力极宽范围调节，压力调节精度高，大大缩短风洞试验前抽气与预热的准备时间，并具有试验前压力预充功能，压力稳定调节速度快，可有效延长试验吹风时间。

(2)本发明采用的高压进气支路配置前级高压减压阀与后级高压调压阀的两级调压系统，中压进气支路通过进气总阀旁通蝶阀和中压调压阀联合调压，实现高精度压力调节，压力调节精度更高，满足标对风洞、试车台等气动地面模拟设备气流稳定性要求，同时配置高温高压高真空截止阀，保证稳定段及后部设备系统洞体抽真空准备工作和蓄热加热器系统的预热准备工作同时进行，并具有试验前压力预充功能，调压速度快，压力稳定时间达5s以内，既缩短了试验准备时间，又能实现快速调压。

附图说明

图1为发明提供的调压系统组成示意图；；

图2为发明提供的压系统流程示意图；

具体实施方式

高超声速风洞宽区域进气调压系统，根据不同风洞试验需求，由风洞试验马赫数Ma、雷诺数Re、模拟飞行高度H计算得到的风洞前室来流总压和总温参数，根据前室总压大小选择相应进气调压模式，具体进气调压模式包括：

真空来流压力模式、中压来流压力模式、高压来流压力模式，当进气调压模式为真空来流压力模式、中压来流压力模式时，选用中压进气通路，当进气调压模式为高压来流压力模式时，选用高压进气通路，其中：

一种高超声速风洞宽区域进气调压系统，如图1所示，包括中压气源系统、高压气源系统、中压进气调压系统、高压进气调压系统、进气管路、分配阀、加热器、高温高压截止阀、前室、高超声速喷管、试验段、冷却器、排气段、真空球罐系统，气源系统的干燥空气经过对应模式所需的中压进气调压系统或高压进气调压系统后获得稳定压力气流，在一定开度分配阀的调节下，利用经过加热器内蓄热元件热交换后的热气流与经过加热器旁通管路的冷气流进行掺混，获得一定压力和温度的高温气流，气流经过高温高压热管道和高温高压截止阀后，进入风洞前室并经过前室内部整流和充分混合后，达到试验工况所需的稳定前室总压和前室总温。稳定总温总压的试验气流经过高超声速喷管等熵加速过程，在试验段内形成一定马赫数的均匀稳定流场，用于模拟飞行条件与开展各类气动特性试验。试验段后的气体通过冷却器冷却降温后经排气系统排入真空球罐系统。

中压进气调压系统包括中压进气总蝶阀、旁通蝶阀、中压调压阀、高压液动球阀，进气管路，高压进气调压系统包括高压进气总阀、快速切断阀、前级高压减压阀、高压液动球阀、后级高压调压阀、进气管道，其中：

中压进气总蝶阀、旁通蝶阀、中压调压阀依次设置于中压气源系统与加热器间的进气管路上，所述中压气源系统内的干燥气源气体通过中压进气总蝶阀、旁通蝶阀、中压调压阀进行耦合调压，并通过设置于靠近进气管路输出端的高压液动球阀输出，进气管路输出端与加热器输入端相连，可实现宽范围高精度压力调节控制，具备从小于9KPa的极低真空负压到1.5MPa较高中压来流压力的调节范围，压力稳定调节速度快，不受气源压力条件限制；

高压进气总阀、快速切断阀、前级高压减压阀、高压液动球阀、后级高压调压阀依次设置于高压气源系统与加热器间的进气管路上，所述高压气源系统内的干燥气源气体通过高压进气总阀、快速切断阀、前级高压减压阀、高压液动球阀、后级高压调压阀进行减压、压力维持并输出，进气管路输出端与加热器输入端相连；

同时，中压进气调压系统、高压进气调压系统内均设置有压力传感器，分别通过中压进气调压系统内中压调压阀阀后压力为闭环控制反馈点，以高压进气调压系统内后级高压调压阀后压力为闭环控制反馈点，可实现宽范围高精度压力调节控制，获得稳定的阀后目标压力。

其中，高温高压截止阀位于加热器与风洞前室之间，用于截断加热器系统预热过程中的高温气流和保证风洞试验准备过程中风洞洞体抽真空过程中的真空密封，可保证试验前的加热器预热准备工作和洞体抽真空准备工作同时进行不受影响，有效缩短试验准备时间。高温高压截止阀工作压力为10Pa～10MPa。高温高压截止阀全开全关时间小于0.6s，由于调压阀至风洞前室之间的加热器系统容积很大，在试验准备中采用向加热器内预充一定压力的气体，达到预充压力后，高温高压截止阀迅速开启，使得前室总压快速接近设定目标压力，大大缩短了前室压力稳定时间。

高精度中压调压阀、前级高压减压阀、后级高压调压阀、高温高温高压截止阀均为伺服油缸液压驱动，可以实现阀门快速响应、较宽范围调节和精确定位控制。

中压与高压进气调压系统，在不同马赫数喷管下流量调节范围大，具备从＜1kg/s到＞200kg/s的空气流量调节范围，流量调节范围比大于200，系统具备从＜1kg/s到＞200kg/s的空气流量调节范围的能力，流量调节范围比大于200，具备从小于9KPa的极低负压到大于10MPa的来流压力调节范围，压力调节范围比值大于1100。

如图2所示，本发明的实现过程如下：

(1)试验前根据试验状态要求模拟的马赫数Ma、雷诺数Re、飞行高度H，通过气动关系计算获得风洞前室目标总压P0、总温T0、气流流量m0等；

(2)通过判断前室总压P0的大小，选择对应的来流压力调节模式，主要包括真空来流压力模式、中压来流压力模式、高压来流压力模式；

(3-1)若为真空来流压力模式，其试验流程为：

关闭高压进气支路，进行加热器预热、洞体抽真空等试验准备工作；

通过风洞调试中得到的旁路蝶阀开度与气流流量的函数关系，根据风洞试验气流流量m0大小，确定中压进气旁路蝶阀的开度大小，并将旁路蝶阀预置在该位置开度处；

当中压气源压缩空气经过小开度的旁通阀，向中压调压阀前的管道内预充至一定压力；

开启中压调压阀，并随后立即开启高温高压截止阀；

中压调压阀以阀后目标压力为控制反馈进行PID闭环控制，阀后目标压力根据前室目标总压和调试获得的调压阀后至前室压力损失系数函数关系η＝f(P0,Ma)计算得到；

中压调压阀后测点压力稳定后，气流通过前室整流和喷管加速后在试验段内获得稳定流场，则可以开始既定试验测试；

试验结束后，关闭系统相应阀门；

(3-2)若为中压来流压力模式，其试验流程为：

关闭高压进气支路，进行加热器预热、洞体抽真空等试验准备工作；

试验开始前，打开中压进气总蝶阀，将中压气源压力气体送至中压调压阀前；

中压调压阀设置某一较小开度，一般为行程开度的10～12％，加热器至中压调压阀之间的管路预充一定压力，约为前室目标压力的1.05～1.10倍；

中压调压阀转入自动控制，并随后立即开启高温高压截止阀；

中压调压阀以阀后目标压力作为反馈进行PID闭环控制，阀后目标压力根据前室目标总压和调试获得的调压阀后至前室压力损失系数函数关系η＝f(P0,Ma)计算得到；

中压调压阀后测点压力稳定后，气流通过前室整流和喷管加速后在试验段内获得稳定流场，则可以开始既定试验测试；

试验结束后，关闭系统相应阀门；

(3-3)若为高压来流压力模式，其试验流程为：

关闭中压进气支路，进行加热器预热、洞体抽真空等试验准备工作；

试验开始前，打开高压进气总阀、快速截止阀、高压液动球阀，将高压气体送至前级高压调压阀前；

前级高压调压阀设置一较小开度，一般为行程开度的10～15％，向后级高压调压阀前的管路预充一定压力，一般为5MPa～10MPa之间；

前级高压减压阀后压力升至前级高压减压阀设定压力后开始自动控制，同时后级高压调压阀开启小开度，一般为行程开度的5～10％，并向加热器内通道容积充气；

加热器通道容积内预充至设定压力时，后级高压调压阀转入自动控制，并立即开启高温高压截止阀；

后级高压调压阀以阀后目标压力作为反馈进行PID闭环控制，阀后目标压力由前室目标总压和调试获得的调压阀后至前室压力损失系数函数关系η＝f(P0,Ma)计算得到；

后级高压调压阀后测点压力稳定后，气流通过前室整流和喷管加速后在试验段内获得稳定流场，则可以开始既定试验测试；

试验结束后，关闭系统相应阀门；

下面结合具体实施例进行进一步说明：

在本实施例中，将中压气源系统、高压气源系统通过中压进气调压系统、高压进气调压系统分别连接至加热器输入端，分配阀设置于该连接处，通过加热器输出端分别与前室、高超声速喷管、试验段相连，于前室与加热器连接端设置高温高压截止阀，于试验段进行试验后通过冷却器、排气段、真空球罐系统进行排气处理。

试验前根据试验状态要求模拟的马赫数Ma、雷诺数Re、飞行高度H，通过气动关系计算获得风洞前室目标总压P0、总温T0、气流流量m0等，同时通过判断前室总压P0的大小，选择对应的来流压力调节模式：若P0＜0.1MPa，则选择真空来流压力模式；若0.1MPa＜P0＜1.5MPa，则选择中压来流压力模式；若1.5MPa＜P0＜10MPa，则选择高压来流压力模式；

此时1.5MPa＜P0＜10MPa，为高压来流压力模式，具体流程如下：

关闭中压进气支路，进行加热器预热、洞体抽真空等试验准备工作；

试验开始前，打开高压进气总阀、快速截止阀、高压液动球阀，将高压气体送至前级高压调压阀前；

前级高压调压阀设置行程开度的15％，向后级高压调压阀前的管路预充10MPa压力；

前级高压减压阀后压力升至前级高压减压阀设定压力后开始自动控制，同时后级高压调压阀开启10％行程开度，向加热器内通道容积充气；

加热器通道容积内预充至设定压力时，后级高压调压阀转入自动控制，并立即开启高温高压截止阀；

后级高压调压阀以阀后目标压力作为反馈进行PID闭环控制，阀后目标压力由前室目标总压和调试获得的调压阀后至前室压力损失系数函数关系η＝f(P0,Ma)计算得到；

后级高压调压阀后测点压力稳定后，气流通过前室整流和喷管加速后在试验段内获得稳定流场，则可以开始既定试验测试；

试验结束后，关闭系统相应阀门。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (9)

1.一种高超声速风洞宽区域进气调压系统，其特征在于：通过宽区域进气调压系统对大型高超声速风洞提供满足模拟高度、模拟马赫数所要求的目标压力及流量的稳定试验气流，其中：

所述宽区域进气调压系统包括中压进气调压系统和高压进气调压系统，根据来流压力模式选择中压进气调压系统或高压进气调压系统，所述来流压力模式根据前室来流压力进行划分，包括真空来流压力模式、中压来流压力模式、高压来流压力模式，当来流压力模式为真空来流压力模式、中压来流压力模式时，选用中压气源系统、中压进气调压系统接入通路，当来流压力模式为高压来流压力模式时，选用高压气源系统、高压进气调压系统接入通路；

所述中压进气调压系统包括中压进气总蝶阀、旁通蝶阀、中压调压阀、高压液动球阀，进气管路，所述中压进气总蝶阀、旁通蝶阀、中压调压阀依次设置于中压气源系统与加热器间的进气管路上，所述中压气源系统内的干燥气源气体通过中压进气总蝶阀、旁通蝶阀、中压调压阀进行耦合调压，并通过设置于靠近进气管路输出端的高压液动球阀输出，进气管路输出端与加热器输入端相连；

所述高压进气调压系统包括高压进气总阀、快速切断阀、前级高压减压阀、高压液动球阀、后级高压调压阀、进气管道，所述高压进气总阀、快速切断阀、前级高压减压阀、高压液动球阀、后级高压调压阀依次设置于高压气源系统与加热器间的进气管路上，所述高压气源系统内的干燥气源气体通过高压进气总阀、快速切断阀、前级高压减压阀、高压液动球阀、后级高压调压阀进行减压、压力维持并输出，进气管路输出端与加热器输入端相连，其中：

所述高超声速风洞宽区域进气调压系统，根据不同风洞试验需求，由风洞试验马赫数Ma、雷诺数Re、模拟飞行高度H计算得到的风洞前室来流总压和总温参数，所述来流压力模式根据前室来流压力进行划分，包括真空来流压力模式、中压来流压力模式、高压来流压力模式；所述真空来流压力模式对应的前室压力P0范围为：P0<0.1MPa，中压来流压力模式对应的前室压力P0范围为：0.1MPa<P0<1.5MPa，高压来流压力模式对应的前室压力P0范围为：1.5MPa<P0<10MPa。

2.根据权利要求1所述的一种高超声速风洞宽区域进气调压系统，其特征在于：所述宽区域进气调压系统工作过程如下：所述中压进气调压系统输入端与中压气源系统输出端相连，所述高压进气调压系统与高压气源系统输出端相连，气源气流经中压进气调压系统、高压进气调压系统控制在目标气流压力后，经中压进气调压系统、高压进气调压系统输出端均与掺杂冷热气流的加热器输入端相连，连接端设置有控制冷热气流流量比例的分配阀，加热器输出端设置有高温高压截止阀，试验气流经前室内部整流及充分混合后，流入高超声速喷管进行等熵加速，与高超声速喷管相连的试验段内形成可进行气动特性试验的均匀稳定流场。

3.根据权利要求1所述的一种高超声速风洞宽区域进气调压系统，其特征在于：所述中压进气调压系统、高压进气调压系统内均设置有压力传感器，分别通过中压进气调压系统内中压调压阀阀后输出点、高压进气调压系统内后级高压调压阀后输出点为闭环控制反馈点进行压力测量。

4.根据权利要求1所述的一种高超声速风洞宽区域进气调压系统，其特征在于：所述宽区域进气调压系统在加热器与风洞前室之间设置高温高压截止阀，用于截断加热器系统预热过程中的高温气流和保证风洞试验准备过程中风洞洞体抽真空过程中的真空密封，高温高压截止阀工作压力为10Pa～10MPa，高温高压截止阀全开全关时间小于0.6s，在试验准备中采用控制高温高压截止阀向加热器内预充一定压力的气体，达到预充压力后，高温高压截止阀迅速开启。

5.根据权利要求1所述的一种高超声速风洞宽区域进气调压系统，其特征在于：所述中压调压阀、前级高压减压阀、后级高压调压阀、高温高压截止阀均为伺服油缸液压驱动。

6.根据权利要求1所述的一种高超声速风洞宽区域进气调压系统，其特征在于：所述宽区域进气调压系统，在不同马赫数喷管下流量调节范围大，具备从＜1kg/s到＞200kg/s的空气流量调节范围，流量调节范围比大于200，系统具备从＜1kg/s到＞200kg/s的空气流量调节范围的能力，流量调节范围比大于200，具备从小于9KPa的极低负压到大于10MPa的来流压力调节范围，压力调节范围比值大于1100。

7.根据权利要求1所述的一种高超声速风洞宽区域进气调压系统，其特征在于所述真空来流压力模式试验流程为：关闭高压进气支路，进行加热器预热、洞体抽真空试验准备工作，通过风洞调试中得到的旁路蝶阀开度与气流流量的函数关系，根据风洞试验气流流量m0大小，确定中压进气旁路蝶阀的开度大小，并将旁路蝶阀预置在该位置开度处；当中压气源压缩空气经过小开度的旁通阀，向中压调压阀前的管道内预充至一定压力；开启中压调压阀，并随后立即开启高温高压截止阀；中压调压阀以阀后目标压力为控制反馈进行PID闭环控制，阀后目标压力根据前室目标总压和调试获得的调压阀后至前室压力损失系数函数关系η＝f(P0,Ma)计算得到；中压调压阀后测点压力稳定后，气流通过前室整流和喷管加速后在试验段内获得稳定流场，则可以开始既定试验测试；试验结束后，关闭系统相应阀门。

8.根据权利要求1所述的一种高超声速风洞宽区域进气调压系统，其特征在于：所述中压来流压力模式试验流程为：关闭高压进气支路，进行加热器预热、洞体抽真空试验准备工作；试验开始前，打开中压进气总蝶阀，将中压气源压力气体送至中压调压阀前；中压调压阀设置某一较小开度，为行程开度的10～12％，加热器至中压调压阀之间的管路预充一定压力，为前室目标压力的1.05～1.10倍；中压调压阀转入自动控制，并随后立即开启高温高压截止阀；中压调压阀以阀后目标压力作为反馈进行PID闭环控制，阀后目标压力根据前室目标总压和调试获得的调压阀后至前室压力损失系数函数关系η＝f(P0,Ma)计算得到；中压调压阀后测点压力稳定后，气流通过前室整流和喷管加速后在试验段内获得稳定流场。

9.根据权利要求1所述的一种高超声速风洞宽区域进气调压系统，其特征在于：所述高压来流压力模式，其试验流程为：关闭中压进气支路，进行加热器预热、洞体抽真空试验准备工作；试验开始前，打开高压进气总阀、快速截止阀、高压液动球阀，将高压气体送至前级高压减压阀前；前级高压减压阀设置一较小开度，为行程开度的10～15％，向后级高压调压阀前的管路预充一定压力，为5MPa～10MPa之间；前级高压减压阀后压力升至前级高压减压阀设定压力后开始自动控制，同时后级高压调压阀开启小开度，为行程开度的5～10％，并向加热器内通道容积充气；加热器通道容积内预充至设定压力时，后级高压调压阀转入自动控制，并立即开启高温高压截止阀；后级高压调压阀以阀后目标压力作为反馈进行PID闭环控制，阀后目标压力由前室目标总压和调试获得的调压阀后至前室压力损失系数函数关系η＝f(P0,Ma)计算得到；后级高压调压阀后测点压力稳定后，气流通过前室整流和喷管加速后在试验段内获得稳定流场，则可以开始既定试验测试；试验结束后，关闭系统相应阀门。

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