CN111537181B - 一种基于电弧加热的热噪声风洞及试验方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种基于电弧加热的热噪声风洞及试验方法，包括试验段、电弧加热器、声音发生器、试验样件、消声段、冷却器和引射排气系统，电弧加热器固连在试验段底部一侧，声音发生器固连在电弧加热器同侧的试验段中部，试验样件固连在试验段底部，消声段固连在试验段另一侧，冷却器固连在消声段远离试验段一侧，引射排气系统固连在冷却器远离消声段一侧，其中，电弧加热器与试验段之间固连有矩形喷管，矩形喷管内径宽度和高度均大于试验样件宽度和厚度，本发明具有满足对高超声速飞行器在高速飞行环境下高温和噪声进行高仿真模拟的优点。

Description

一种基于电弧加热的热噪声风洞及试验方法
技术领域
本发明涉及高超声速飞行器试验设备技术领域，尤其涉及一种基于电弧加热的热噪声风洞及试验方法。
背景技术
空天飞行器在上升和返回的过程中都会遇到严重的气动加热和气动噪声环境，飞行器局部温度超过3000K，噪声可达到180分贝以上，热/噪声耦合作用对飞行器带来的影响是很复杂的，如不加以研究控制，可能会造成机体材料及部件的共振，轻则导致飞行器的飞行姿态及落点精度不容易控制；重则造成不可预见的结构损坏或机身解体。国内从事相关研究的设备及技术很少，通过资料的初步调研及考察，国内在噪声及振动的测试及研究的资料和成果较多，在亚声速及跨声速气动噪声方面有一些研究，而对于高超声速飞行器的气动噪声研究较少，试验声源的频率和声强范围较小，还不能够真实模拟飞行器起飞及降落的噪声；加热装置的功率较小和温度较低，不能完全满足高超声速飞行器试验热流密度和温度的需求。
因此，针对以上不足，需要提供一种基于电弧加热的热噪声风洞及试验方法。
发明内容
（一）要解决的技术问题
本发明要解决的技术问题是解决现今缺乏对高超声速飞行器进行热/噪声耦合模拟设备的问题。
（二）技术方案
为了解决上述技术问题，本发明提供了一种基于电弧加热的热噪声风洞，包括试验段、电弧加热器、声音发生器、试验样件、消声段、冷却器和引射排气系统，电弧加热器固连在试验段底部一侧，声音发生器固连在电弧加热器同侧的试验段中部，试验样件固连在试验段底部，消声段固连在试验段另一侧，冷却器固连在消声段远离试验段一侧，引射排气系统固连在冷却器远离消声段一侧，其中，电弧加热器与试验段之间固连有矩形喷管，矩形喷管内径宽度和高度均大于试验样件宽度和厚度。
通过采用上述技术方案，利用电弧加热器即可实现将气流加热到所需的高温温度，之后等量的气流在矩形喷管口径缩小再扩张的作用下，进一步加速了气流流速，使矩形喷管输出的气流可仿真飞行器在高超声速下表面所受气体流速和气温；同时预调的声音发生器产生以便在对飞行器进行高超声速的试验中提供真实的试验环境，保障设计出的飞行器能够在高超声速环境下正常飞行。
作为对本发明的进一步说明，优选地，声音发生器与试验段之间固连有指数喇叭段，指数喇叭段口径小的一端与声音发生器相连，指数喇叭段口径大的一端与试验段相连，矩形喷管通过指数喇叭段与试验段相通。
通过采用上述技术方案，设置指数喇叭段可将声音发生器的声音放大，使声音可达到在高超声速飞行下产生的噪音，再将高分贝的噪声振动传到试验样件表面，实现对试验样件的噪音加载。
作为对本发明的进一步说明，优选地，矩形喷管长度方向与试验样件长度方向相同。
通过采用上述技术方案，可使高温气流平行作用于试验样件的表面以提高热流和温度，并模拟表面剪切力，进一步提高风洞对高超声速环境的仿真模拟。
作为对本发明的进一步说明，优选地，指数喇叭段内通有冷气流，所述冷气流为常温空气。
通过采用上述技术方案，指数喇叭段的冷气流均匀覆盖电弧加热的高温气流，防止高温气流的快速膨胀导致表面热流降低。
作为对本发明的进一步说明，优选地，指数喇叭段内冷气流流速比矩形喷管内高温气流流速大。
通过采用上述技术方案，使指数喇叭段的冷气流能随热气流完全覆盖试验样件，保证试验样件受热均匀，以避免气流温度不均产生与模拟的飞行状态不同的额外的温差变量影响试验结果。
作为对本发明的进一步说明，优选地，试验段位于试验样件顶部固连有加热矩阵，加热矩阵由若干个石英灯呈矩形间隔阵列形成。
通过采用上述技术方案，可对试验样件进行预热，以模拟飞行器自然加速至高超声速时的结构表面温度变化。
作为对本发明的进一步说明，优选地，消声段内消声部件外间隔围有若干根铜管，所述铜管内通有冷却水。
通过采用上述技术方案，以对消声段内的消声部件进行降温，避免高温气体灼烧消声部件，保证消声部件能长时间进行工作。
作为对本发明的进一步说明，优选地，冷却器内壁上间隔排列有若干个喷水管，所述喷水管内通有冷却水。
通过采用上述技术方案，不仅可对冷却器进行冷却，还能对气体进行冷却，以便排出风洞外，维持试验流场。
一种基于电弧加热的热噪声风洞的试验方法，包括以下步骤，
Ⅰ.将试验样件安装在试验段底部，可先启动加热矩阵将试验样件表面辐射加热到800°；
Ⅱ.随后同时启动电弧加热器和声音发生器，使高温气流和噪音均通过指数喇叭段传播到试验样件上；
Ⅲ.向指数喇叭段内通入常温空气，并使该空气覆盖在矩形喷管喷出的高温气流之上；
Ⅳ.对试验样件的各项指标进行检测，同时高温气流、常温空气以及噪音进入消声段后消声，再经由冷却器降低气体温度，最后进入引射排气系统后排出，维持试验流场。
通过采用上述技术方案，可使风洞仿真出高超声速时气体流速、温度以及噪音，以便对飞行器的结构试验样件进行高准度的测试，使得测试人员能对该试验样件是否符合高超声速飞行做出准确的判断，间接的降低飞行器研制成本。
作为对本发明的进一步说明，优选地，试验前可不对试验样件进行初步加热，直接对常温的试验样件进行热/噪音耦合试验。
通过采用上述技术方案，可模拟飞行器在突然加速至高超声速时周围的气流环境，以检测试验样件对环境的适应力。
（三）有益效果
本发明的上述技术方案具有如下优点：
本发明通过设置电弧加热器与声音发生器、指数喇叭段并列布置，共同连接到同一个试验段及其后面的消声、冷却、排气系统，形成高超声速、高热流、高噪声、高剪切力的流场条件，以模拟飞行器在高超声速飞行时的气流环境，使得测试人员能对该试验样件是否符合高超声速飞行做出准确的判断。
附图说明
图1是本发明的结构图；
图2是图1中A的放大图。
图中：1、试验段；11、加热矩阵；2、电弧加热器；21、矩形喷管；3、声音发生器；31、指数喇叭段；4、试验样件；5、消声段；6、冷却器；7、引射排气系统。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
一种基于电弧加热的热噪声风洞，结合图1、图2，包括试验段1、电弧加热器2、声音发生器3、试验样件4、消声段5、冷却器6和引射排气系统7，电弧加热器2固连在试验段1底部一侧，声音发生器3固连在电弧加热器2同侧的试验段1中部，试验样件4固连在试验段1底部，消声段5固连在试验段1另一侧，冷却器6固连在消声段5远离试验段1一侧，引射排气系统7固连在冷却器6远离消声段5一侧。
结合图1、图2，试验段1为规格600mm×600mm×300mm的耐高温陶瓷壳体，电弧加热器2为电弧加热器，电弧加热器2与试验段1之间固连有矩形喷管21，矩形喷管21出口尺寸宽400mm、高度30mm，矩形喷管21内径宽度和高度均大于试验样件4宽度和厚度，试验样件4可选用尺寸为300mm×300mm的平板防热材料，电弧加热器2产生高温气流，高温气流通过矩形喷管21流至试验样件4，其中矩形喷管21气流方向与试验样件4长度方向相同，宽度方向与试验样件宽度方向一致，可使高温气流平行作用于试验样件的表面以提高热流和温度，并模拟表面剪切力，进一步提高风洞对高超声速环境的仿真模拟。
结合图1、图2，声音发射器3采用行波管，其产生声音的分贝大小可调节；声音发生器3与试验段1之间固连有指数喇叭段31，指数喇叭段31为喇叭状壳体，指数喇叭段31口径小的一端与声音发生器3相连，指数喇叭段31口径大的一端与试验段1相连，矩形喷管21通过指数喇叭段31与试验段1相通，设置指数喇叭段31可将声音发生器3的声音放大，使声音可达到在高超声速飞行下产生的噪音，再将高分贝的噪声振动传到试验样件4表面，模拟飞行器的声学环境，实现对试验样件4的噪音加载。
结合图1、图2，指数喇叭段31内通有冷气流，所述冷气流为常温空气，指数喇叭段31内冷气流流速比矩形喷管21内高温气流流速大，指数喇叭段31的冷气流可随均匀覆盖电弧加热的高温气流，防止高温气流的快速膨胀导致表面热流降低，同时流速基本相同可使指数喇叭段31的冷气流能随热气流完全覆盖试验样件4，保证试验样件4受热均匀，以避免产生额外的变量影响试验结果，且可形成前高后低的温度加热梯度，还能模拟产生的热应力。
风洞上加装有供气管路（图中未示出），所述供气管路分为三个及以上支路，即分别为电弧加热器2的高温气流支路，高温气流调节支路，声音发生器3的吹气支路以及相应的流量计、截止阀和调压阀，实现每一个支路的流量、压力可以分别调节；利用电弧加热器2即可实现将气流加热到所需的高温温度，之后等量的气流在矩形喷管21口径缩小再扩张的作用下，进一步加速了气流流速，使矩形喷管21输出的气流可仿真飞行器在高超声速下表面所受气体流速和气温；同时预调的声音发生器3产生以便在对飞行器进行高超声速的试验中提供真实的试验环境，且无物体伸入行波管的声场中，不存在对声场的干扰，保障设计出的飞行器能够在高超声速环境下正常飞行。
结合图1、图2，试验段1位于试验样件4顶部固连有加热矩阵11，加热矩阵11由若干个石英灯呈矩形间隔阵列形成，可对试验样件4行预热，以模拟飞行器自然加速至高超声速时的结构表面温度变化；消声段5消声部件外间隔围有若干根铜管，所述铜管内通有冷却水，以对消声段5的消声部件进行降温，避免高温气体灼烧消声部件，保证消声部件能长时间进行工作，冷却器6壁上间隔排列有若干个喷水管，所述喷水管内通有冷却水，不仅可对冷却器6行冷却，还能对气体进行冷却，以便排出风洞外，引射排气系统7采用蒸汽二级引射器，可将气体排出风洞外，使试验段1能够保持足够的静压维持高超音速流场的稳定。
本发明还提供一种基于电弧加热的热噪声风洞的试验方法，包括以下步骤：
Ⅰ.将试验样件4安装在试验段1底部，可先启动加热矩阵11将试验样件4表面辐射加热到800°，以模拟飞行器自然加速至高超声速时的结构表面温度变化；试验前也可不对试验样件4进行初步加热，直接对常温的试验样件进行热/噪音耦合试验，采用此种方式可模拟飞行器在突然加速至高超声速时周围的气流环境，以检测试验样件对环境的适应力；
Ⅱ.随后同时启动电弧加热器2和声音发生器3，使高温气流和噪音均通过指数喇叭段31传播到试验样件4上；
Ⅲ.向指数喇叭段31内通入常温空气，并使该空气覆盖在矩形喷管21喷出的高温气流之上；
Ⅳ.对试验样件4的各项指标进行检测，同时高温气流、常温空气以及噪音进入消声段5后消声，再经由冷却器6降低气体温度，最后进入引射排气系统7后排出，维持试验流场。
通过上述方法，可使风洞仿真出高超声速时气体流速、温度以及噪音，以便对飞行器的结构试验样件进行高准度的测试，使得测试人员能对该试验样件是否符合高超声速飞行做出准确的判断，间接的降低设计成本。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (9)

1.一种基于电弧加热的热噪声风洞，其特征在于：包括试验段(1)、电弧加热器(2)、声音发生器(3)、试验样件(4)、消声段(5)、冷却器(6)和引射排气系统(7)，电弧加热器(2)固连在试验段(1)底部一侧，声音发生器(3)固连在电弧加热器(2)同侧的试验段(1)中部，试验样件(4)固连在试验段(1)底部，消声段(5)固连在试验段(1)另一侧，冷却器(6)固连在消声段(5)远离试验段(1)一侧，引射排气系统(7)固连在冷却器(6)远离消声段(5)一侧，其中，电弧加热器(2)与试验段(1)之间固连有矩形喷管(21)，矩形喷管(21)内径宽度和高度均大于试验样件(4)宽度和厚度；矩形喷管(21)和声音发生器(3)均通过试验段(1)与试验样件(4)外表面的空间相通，其中声音发生器(3)与试验段(1)之间固连有指数喇叭段(31)，指数喇叭段(31)口径小的一端与声音发生器(3)相连，指数喇叭段(31)口径大的一端与试验段(1)相连，矩形喷管(21)通过指数喇叭段(31)与试验段(1)相通，以使高温气流和噪音均通过指数喇叭段(31)传播到试验样件(4)上。
2.根据权利要求1所述的一种基于电弧加热的热噪声风洞，其特征在于：矩形喷管(21)长度方向与试验样件(4)长度方向相同。
3.根据权利要求1所述的一种基于电弧加热的热噪声风洞，其特征在于：指数喇叭段(31)内通有冷气流，所述冷气流为常温空气。
4.根据权利要求3所述的一种基于电弧加热的热噪声风洞，其特征在于：指数喇叭段(31)内冷气流流速比矩形喷管(21)内高温气流流速大。
5.根据权利要求1所述的一种基于电弧加热的热噪声风洞，其特征在于：试验段(1)位于试验样件(4)顶部固连有加热矩阵(11)，加热矩阵(11)由若干个石英灯呈矩形间隔阵列形成。
6.根据权利要求1所述的一种基于电弧加热的热噪声风洞，其特征在于：消声段(5)内消声部件外间隔围有若干根铜管，所述铜管内通有冷却水。
7.根据权利要求1所述的一种基于电弧加热的热噪声风洞，其特征在于：冷却器(6)内壁上间隔排列有若干个喷水管，所述喷水管内通有冷却水。
8.一种基于电弧加热的热噪声风洞的试验方法，其特征在于：包括以下步骤，
Ⅰ.将试验样件(4)安装在试验段(1)底部，可先启动加热矩阵(11)将试验样件(4)表面辐射加热到800°；
Ⅱ.随后同时启动电弧加热器(2)和声音发生器(3)，使高温气流和噪音均通过指数喇叭段(31)传播到试验样件(4)上；
Ⅲ.向指数喇叭段(31)内通入常温空气，并使该空气覆盖在矩形喷管(21)喷出的高温气流之上；
Ⅳ.对试验样件(4)的各项指标进行检测，同时高温气流、常温空气以及噪音进入消声段(5)后消声，再经由冷却器(6)降低气体温度，最后进入引射排气系统(7)后排出，维持试验流场。
9.根据权利要求8所述的一种基于电弧加热的热噪声风洞的试验方法，其特征在于：试验前可不对试验样件(4)进行初步加热，直接对常温的试验样件(4)进行热/噪音耦合试验。
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