CN111024357B - 一种大尺寸自由活塞高焓激波风洞模拟飞行环境的方法 - Google Patents

Abstract

本发明一种大尺寸自由活塞高焓激波风洞模拟飞行环境的方法，飞行环境包括飞行器的飞行高度和飞行速度。飞行高度和飞行速度决定了飞行环境的驻室总压和总焓条件，需要与自由重活塞高焓激波风洞喷管驻室的总压和总焓匹配。喷管驻室的总压和总焓依赖于激波管中的入射激波强度和初始压力，考虑高温气体效应的入射激波强度由高压储气室压力、压缩管初始压力及组分、重活塞质量和主膜片破膜压力、激波管初始压力决定。本发明采用先确定入射激波强度和激波管初始压力这一逆向推导方式，获得所需要的总温和总压试验状态。本发明基于理论分析、数值确定和试验三者相结合的方式，为自由重活塞激波风洞喷管所需的总焓总压驻室条件提供一种方便快捷的方法。

Description

一种大尺寸自由活塞高焓激波风洞模拟飞行环境的方法

技术领域

本发明涉及一种大尺寸自由活塞高焓激波风洞模拟飞行环境的方法，属于风洞试验领域。

背景技术

高超声速流动物理现象认识上的局限，使得物理建模不适当，进而使得数值确定存在一定的不确定性，需要通过试验研究高超声速流动规律显得非常重要。常规高超声速风洞通过降低自由来流温度来降低自由来流的声速，从而提高自由来流的马赫数，进而实现超/高超声速马赫数和雷诺数的模拟。超高速流动带来的高温效应在上述“冷”状态的高超声速地面设备无法复现。飞行器速度大于3km/s甚至超过4km/s时，空气发生化学反应，需要模拟飞行环境下真实气体的速度、压力和温度。自由重活塞高焓激波风洞能够产生高总温和高总压的试验气流，能够模拟超高速流动温度效应的两个关键参数：来流速度和双尺度参数。

自由重活塞高焓激波风洞试验成本较高，特别是风洞调试过程中，调试周期长，重活塞运行存在一定的风险，主膜片膜片初始破膜压力不可控。然而每一个飞行高度和飞行速度都对应总焓和总压的驻室条件，试验状态多，因此需要提高风洞调试效率，为先进飞行器研制所需求风洞试验气动数据提供相应的支持。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出了一种大尺寸自由活塞高焓激波风洞模拟飞行环境的方法，提高调试效率，保证风洞调试安全，节约调试成本，使得喷管驻室总温和总焓能够与飞行器的飞行环境相匹配。

本发明的技术方案是：

一种大尺寸自由活塞高焓激波风洞模拟飞行环境的方法，包括步骤如下：

1)根据飞行器飞行高度H和飞行速度V，考虑高温效应影响，确定出飞行状态的总温T₀、飞行状态的总压环境P₀以及飞行环境压力P；

2)选择喷管驻室气流总温T₀₁和总压P₀₁，使T₀₁和P₀₁的值与飞行状态的总温T₀和飞行状态的总压环境P₀匹配；同时，选择合适的喷管，使喷管驻室气流总温T₀₁和总压P₀₁流过喷管型面后，喷管出口的自由来流静压P_∞与实时的飞行环境压力P匹配；

3)选择合适的入射激波马赫数Ma和激波管初始压力P₁，考虑高温气体效应的影响，利用激波关系式确定喷管驻室气流总温T₀₁和总压P₀₁，入射激波马赫数Ma与缝合马赫数Mas的比例满足Ma：Mas＝0.5～1.2：1；

4)确定重活塞质量和主膜片破膜压力P_R，基于等熵关系式，选择高压储气室的压力、压缩管的混合气体的初始压力和组分比，重活塞质量的选取原则为主膜片破膜压力越大，重活塞的质量越大；所述重活塞用于压缩压缩管中的混合气体使混合气体的温度和压力升高；高压储气室放气驱动重活塞向压缩管下游运动；高压储气室、压缩管、激波管和喷管依次相连；

所述重活塞内部开有光孔；所述重活塞质量和重活塞光孔截面积的比值大于250Kg/m²；

5)根据重活塞调谐运行过程中重活塞的实际运行速度和压缩管末端的压力变化，确定高压储气室的发射效率和重活塞运行过程中的摩擦力和气体泄漏参数，并更改高压储气室的压力和压缩管初始的压力；

6)重新选择高压储气室的压力、压缩管的混合气体的初始压力和组分比和激波管初始压力P₁、重复步骤3)到步骤5)n次，使得喷管出口自由来流的速度、压力与飞行速度、飞行环境的压力匹配，完成自由重活塞高焓激波风洞模拟飞行环境。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

喷管驻室的总压和总温依赖于激波管中的入射激波强度和初始压力，考虑高温气体效应的入射激波强度由高压储气室压力、压缩管初始压力及组分、重活塞质量和主膜片破膜压力、激波管初始压力决定。本发明采用先确定入射激波强度和激波管初始压力这一逆向推导方式，获得所需要的总温和总压试验状态。本发明基于理论分析、数值确定和试验三者相结合的方式，为自由重活塞激波风洞喷管所需的总温总压驻室条件提供一种方便快捷的方法。

附图说明

图1为本发明方法流程图。

具体实施方式

本发明一种大尺寸自由活塞高焓激波风洞模拟飞行环境的方法，流程图如图1所示，包括步骤如下：

1)根据飞行器飞行高度H和飞行速度V，考虑高温效应影响，确定出飞行状态的总温T₀、飞行状态的总压环境P₀以及飞行环境压力P；

2)选择喷管驻室气流总温T₀₁和总压P₀₁，使T₀₁和P₀₁的值与飞行状态的总温T₀和飞行状态的总压环境P₀匹配；同时，选择合适的喷管，使喷管驻室气流总温T₀₁和总压P₀₁流过喷管型面后，喷管出口的自由来流静压P_∞与实时的飞行环境压力P匹配；

3)选择合适的入射激波马赫数Ma和激波管初始压力P₁，考虑高温气体效应的影响，利用激波关系式确定喷管驻室气流总温T₀₁和总压P₀₁，入射激波马赫数Ma与缝合马赫数Mas的比例满足Ma：Mas＝0.5～1.2：1；

4)确定重活塞质量和主膜片破膜压力P_R，基于等熵关系式，选择高压储气室的压力、压缩管的混合气体的初始压力和组分比，重活塞质量的选取原则为主膜片破膜压力越大，重活塞的质量越大；在满足激波管激波强度的条件下，选择较大浓度的氦气；

所述重活塞用于压缩压缩管中的混合气体使混合气体的温度和压力升高；高压储气室放气驱动重活塞向压缩管下游运动；高压储气室、压缩管、激波管和喷管依次相连。

所述重活塞内部开有光孔；所述重活塞质量和重活塞光孔截面积的比值大于250Kg/m²；

5)根据重活塞调谐运行过程中重活塞的实际运行速度和压缩管末端的压力变化，确定高压储气室的发射效率和重活塞运行过程中的摩擦力和气体泄漏参数，并更改高压储气室的压力和压缩管初始的压力；

6)重新选择高压储气室的压力、压缩管的混合气体的初始压力和组分比和激波管初始压力P₁、重复步骤3)到步骤5)n次，使得喷管出口自由来流的速度、压力与飞行速度、飞行环境的压力匹配，完成自由重活塞高焓激波风洞模拟飞行环境。

压缩管的混合气体具体为：氦气和氩气，氦气和氩气质量比的比值范围为70％～95％。

步骤2)所述喷管驻室气流总温T₀₁和总压P₀₁，基于自由重活塞高焓激波风洞中激波管缝合马赫数和激波管初始压力决定的，这一过程考虑激波管中高温气体效应和激波衰减的影响。

所述激波管缝合马赫数，根据压缩管中驱动气体的初始压力和组分，以及大夹膜机构的主膜片破膜的压力和压缩管的最高压力的90％决定；主膜片的破膜是由重活塞运动到压缩管末端，产生高温高压的气体导致的；压缩管最高压力是由主膜片破裂后，破膜时刻的压缩比和重活塞运动的速度决定的。压缩管的最高压力的90％，是由自由重活塞高焓激波风洞高压储气室压力、压缩管的初始压力和重活塞质量决定的，这一过程需要考虑高压储气室的发射效率和重活塞运行过程中的摩擦力的影响。

步骤2)所述喷管出口自由来流的静压，基于喷管驻室气体的总压和总温、喷管型面决定的，喷管驻室气体流过喷管，获得喷管出口自由来流的静压。

重活塞运动到压缩管末端，以较小速度撞击压缩管末端壁面，对风洞洞体和重活塞无损伤，整个过程压缩管中的驱动气体一直被压缩，减弱或者防止产生干扰试验气流的膨胀波。

压缩管的最高压力的90％作为有效驱动气体压力，其时间间隔要求尽可能长。

实施例

步骤1：根据飞行器的飞行高度H和飞行速度V，获得飞行环境自由来流的压力P和密度ρ，飞行环境的驻室总焓h₀约等于二分之一飞行速度V的平方，考虑高温气体气体效应的影响，获得飞行环境的总温T₀和总压P₀。

步骤2：喷管驻室试验气体的总温T₀₁等于飞行环境的总温T₀，驻室试验气体的压力P₀₁等于飞行环境总压P₀，选择合适的喷管型线，使得喷管出口的压力P_∞等于飞行环境自由来流P，喷管出口的速度等于飞行速度。

步骤3：为了延长激波管的试验时间，采用缝合接触面条件运行是必要的。根据激波关系式,考虑高温效应条件，使得入射激波马赫数Ma等于缝合马赫数Mas，选定合适的激波管初始压力P₁。

步骤4：根据激波关系式，选择入射激波马赫数为Ma条件下所需要的压缩管的驱动气体的压力和组分，驱动气体为氦气和氩气的混合气体，在保证压缩比为40～60的条件下，选择合适的重活塞和高压储气室的压力，使得重活塞运行过程为调谐运行，重活塞到达压缩管末端的速度很小，对风洞洞体和重活塞无损伤，整个过程压缩管中的驱动气体一直被压缩，减弱或者防止产生干扰试验气流的膨胀波。

步骤5：选择一定厚度的主膜片，主膜片的材料一般为碳钢或者不锈钢，膜片可以采用刻槽或者不刻槽的形式。由于主膜片破膜压力与确定会有一定的偏差，根据实际破膜压力P_R，确定实际的压缩比λ。

步骤6：根据实际的压缩比，考虑高压储气室发射效率、重活塞的摩擦力和气体泄漏等因素，以压缩管末端最高压力的90％为压缩管的驱动压力，修正高压储气室压力、压缩管初始压力和激波管初始压力。

步骤7：根据测量激波管入射激波速度和激波管末端压力，对高压储气室压力、压缩管初始压力和激波管初始压力进行再次修正，考虑高温效应的影响，迭代步骤3到步骤6，获得喷管所需要的驻室总温和总压、喷管自由来流静压和速度。使得喷管出口自由来流的速度、压力与飞行速度、飞行环境的压力匹配，完成自由重活塞高焓激波风洞模拟飞行环境。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (6)

1.一种大尺寸自由活塞高焓激波风洞模拟飞行环境的方法，其特征在于，包括步骤如下：

1)根据飞行器飞行高度H和飞行速度V，考虑高温气体效应影响，确定出飞行状态的总温T₀、飞行状态的总压环境P₀以及飞行环境压力P；

2)选择喷管驻室气流总温T₀₁和总压P₀₁，使T₀₁和P₀₁的值与飞行状态的总温T₀和飞行状态的总压环境P₀匹配；同时，选择合适的喷管，使喷管驻室气流总温T₀₁和总压P₀₁流过喷管型面后，喷管出口的自由来流静压P_∞与实时的飞行环境压力P匹配；

3)选择合适的入射激波马赫数Ma和激波管初始压力P₁，考虑高温气体效应的影响，利用激波关系式确定喷管驻室气流总温T₀₁和总压P₀₁，入射激波马赫数Ma与缝合马赫数Mas的比例满足Ma：Mas＝0.5～1.2：1；

4)确定重活塞质量和主膜片破膜压力P_R，基于等熵关系式，选择高压储气室的压力、压缩管的混合气体的初始压力和组分比，重活塞质量的选取原则为主膜片破膜压力越大，重活塞的质量越大；所述重活塞用于压缩压缩管中的混合气体使混合气体的温度和压力升高；高压储气室放气驱动重活塞向压缩管下游运动；高压储气室、压缩管、激波管和喷管依次相连；

所述重活塞内部开有光孔；所述重活塞质量和重活塞光孔截面积的比值大于250Kg/m²；

5)根据重活塞调谐运行过程中重活塞的实际运行速度和压缩管末端的压力变化，确定高压储气室的发射效率和重活塞运行过程中的摩擦力和气体泄漏参数，并更改高压储气室的压力和压缩管初始的压力；

6)重新选择高压储气室的压力、压缩管的混合气体的初始压力和组分比和激波管初始压力P₁、重复步骤3)到步骤5)n次，使得喷管出口自由来流的速度、压力与飞行速度、飞行环境压力P匹配，完成自由重活塞高焓激波风洞模拟飞行环境。

2.根据权利要求1所述的一种大尺寸自由活塞高焓激波风洞模拟飞行环境的方法，其特征在于，压缩管的混合气体具体为：氦气和氩气。

3.根据权利要求2所述的一种大尺寸自由活塞高焓激波风洞模拟飞行环境的方法，其特征在于，氦气和氩气质量比的比值范围为70％～95％。

4.根据权利要求1所述的一种大尺寸自由活塞高焓激波风洞模拟飞行环境的方法，其特征在于，步骤2)所述喷管驻室气流总温T₀₁和总压P₀₁，基于自由重活塞高焓激波风洞中激波管缝合马赫数和激波管初始压力决定的，这一过程考虑激波管中高温气体效应和激波衰减的影响。

5.根据权利要求4所述的一种大尺寸自由活塞高焓激波风洞模拟飞行环境的方法，其特征在于，所述激波管缝合马赫数，根据压缩管中驱动气体的初始压力和组分，以及大夹膜机构的主膜片破膜的压力和压缩管的最高压力的90％决定；主膜片的破膜是由重活塞运动到压缩管末端，产生高温高压的气体导致的；压缩管最高压力是由主膜片破裂后，破膜时刻的压缩比和重活塞运动的速度决定的。

6.根据权利要求1～5任意之一所述的一种大尺寸自由活塞高焓激波风洞模拟飞行环境的方法，其特征在于，步骤2)所述喷管出口自由来流的静压，基于喷管驻室气流的总压和总温、喷管型面决定的，喷管驻室气流流过喷管，获得喷管出口自由来流的静压。

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