CN112504615B - 一种旋转加速式的磁悬浮电磁推进试验系统及方法 - Google Patents

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Abstract

一种旋转加速式的磁悬浮电磁推进试验系统，包括：真空旋转加速段、试验段、磁悬浮电推进系统、能源存储分配系统、试验气体介质调控系统以及试验数据测量系统；试验模型通过旋转加速，获得初始速度并进入试验段，试验段内设置有磁悬浮电推进系统，通过磁悬浮电推进系统对试验模型进行速度控制，模拟飞行弹道；能源存储分配系统和试验气体介质调控系统均设置在试验段外侧，能源存储分配系统用于给磁悬浮电推进系统以及试验气体介质调控系统供电，试验气体介质调控系统用于调节密闭的试验段内部的气体压力及温度；试验数据测量系统用于采集试验模型运动数据。解决原有试验设备试验模型尺度受限、试验气体受污染、天地差异性等限制飞行器技术的难题。

Description

一种旋转加速式的磁悬浮电磁推进试验系统及方法
技术领域
本专利给出一种旋转加速式的磁悬浮/电磁推进试验系统及方法。该系统属于空气动力学试验技术领域。
背景技术
风洞试验是人们在地面开展空气动力学及飞行器研究的重要手段，正是依赖风洞试验，空气动力学的基本规律才得以证实，各种飞行器绕流的实际形态才得以确定，飞行器的气动力/热特性数值结果才能更加精确。然而，随着高超声速飞行的到来，我们发现，尽管我们在不断地完善风洞试验技术和试验设备，如高焓激波风洞、电弧风洞、燃烧风洞等，然而没有哪一个设备能够覆盖飞行器的全部飞行包线。
随着超声速飞行器的出现，火箭橇具有技术简单、易于开展多体分离、等特征试验的特点，各个航空强国相继建造了火箭橇试验滑轨，广泛用于航空航天以及武器设备的研究试验，用来开展常规风洞试验难以实施的试验研究。传统火箭橇由于轨道自身平直的限制以及轨道自身不可避免的突起，滑块本身必须与轨道之间留有空隙，这样在火箭橇运动过程中受到空气动力，载荷等导致滑块产生高速振动，不断的撞击轨道，使轨滑块产生严重的损伤，更严重的后果是滑块脱离轨道，导致试验失败。
可以看出，在地面试验技术方面，随着飞行器技术的发展，未来地面试验技术的主要发展趋势有：1)要尽可能的复现真实的速度和来流气体等飞行环境；2)减少或避免试验气体的污染造成的差异；3)试验样机的尺度要尽可能的大以满足未来大型飞行器及发动机的试验要求。
发明内容
本发明的技术解决问题是：
克服现有技术的不足，提出一种旋转加速式的磁悬浮电磁推进试验系统及方法，针对空气动力学及飞行器试验研究所需的试验条件，形成新型地面试验系统方案，解决原有试验设备试验模型尺度受限、试验气体受污染、天地差异性等限制飞行器技术发展的一系列难题，并相对于飞行试验试验周期将大幅缩短、费用和风险将显著降低，解决未来飞行器发展的面临一些列基础技术问题和飞行器相关关键技术集成试验验证难题。
本发明的技术解决方案是：
一种旋转加速式的磁悬浮电磁推进试验系统，包括：真空旋转加速段、试验段、磁悬浮电推进系统、能源存储分配系统、试验气体介质调控系统以及试验数据测量系统；
试验模型放置在真空旋转加速段中，通过旋转加速，使试验模型获得初始速度并进入试验段，试验段内设置有磁悬浮电推进系统，试验模型在进入试验段后，通过磁悬浮电推进系统对试验模型进行速度控制，模拟飞行弹道；
能源存储分配系统和试验气体介质调控系统均设置在试验段外侧，能源存储分配系统用于给磁悬浮电推进系统以及试验气体介质调控系统供电，试验气体介质调控系统用于调节密闭的试验段内部的气体压力及温度；试验数据测量系统用于采集试验模型运动数据。
进一步的，真空旋转加速段与试验段之间通过聚乙烯薄膜隔开，以避免试验段气体进入真空旋转加速段。
进一步的，所述真空旋转加速段包括真空加速腔、加速电机、连杆以及环形磁悬浮轨道；
真空加速腔为圆形密封腔，腔内为真空状态，其中心位置设置有加速电机，通过连杆连接试验模型，且试验模型置于环形磁悬浮轨道上，试验模型沿着环形磁悬浮轨道，在加速电机的带动下旋转加速，达到预设速度后，试验模型与连杆分离，试验模型沿直线刺破旋转加速段与试验段之间的聚乙烯薄膜，冲出旋转加速段，进入试验段。
进一步的，真空加速腔直径110m，连杆半径为50m，加速电机最大转速不超过1000转/分钟。
进一步的，试验模型加速至5000m/s后与连杆脱离并冲入试验段。
进一步的，真空加速腔内的环形磁悬浮轨道为钉扎式的磁悬浮轨道。
进一步的，试验段内设置的磁悬浮电推进系统，包括试验段底部设置的钉扎式磁悬浮双轨轨道，与真空加速腔内的环形磁悬浮轨道相连，当试验模型释放时，导引试验模型进入到试验段。
进一步的，试验段内设置的磁悬浮电推进系统还包括直线电机，对试验模型进行速度控制，模拟飞行弹道。
进一步的，试验模型通过模型支撑小车在真空加速腔内的环形磁悬浮轨道或试验段内的磁悬浮双轨轨道上移动，模型支撑小车包含磁悬浮滑块，试验数据测量系统设置在模型支撑小车上，试验数据测量系统包含压力传感器、热流传感器、天平和高速摄像机。
进一步的，本发明还提出一种磁悬浮电磁推进试验方法，步骤如下：
(1)将试验模型及模型支撑小车安装至旋转加速连杆上，关上舱门、安装好聚乙烯隔膜后，通过吸气机将密封旋转加速腔内的气体抽吸至5Pa以内；
(2)通过分布式的试验气体介质调控系统，调节直线试验段内的气体参数，包括气体密度、温度和组分；所述分布式的试验气体介质调控系统是指在试验段侧面，每间隔一定距离即放置一套试验气体介质调控装置对试验段内的气体进行调节。
(3)启动旋转加速电机，将试验模型加速至5000m/s的初始速度，释放试验模型及模型支撑小车；
(4)试验模型及模型支撑小车在真空加速腔内的环形磁悬浮滑轨的导引下，切向飞出旋转加速段，刺破旋转加速段与直线试验段之间的隔膜，进入试验段；
(5)试验模型及支撑小车在磁悬浮电磁推进系统的控制下，在试验段内的磁悬浮双轨轨道上沿直线飞行，并按照设定的要求调节飞行速度；
(6)试验模型在试验段飞行时，通过压力传感器、热流传感器、天平和高速摄像机获得试验的参数和气流纹影图片；
(7)在测量结束后，通过直线电机对模型支撑小车进行减速，在达到轨道末段时，试验模型及支撑小车减速至零；
(8)通过模型支撑小车上的数据存储器，获得试验数据，完成数据的收集和分析，试验结束。
本发明与现有技术相比具有的有益效果是：
(1)本发明首次提出了利用磁悬浮/电磁推进技术复现飞行器全速域、全空域飞行的地面试验方法，解决了试验模型尺度受限、试验来流气体组分/总焓/静温/静压/湍流度无法准确模拟、难以变马赫等目前风洞试验技术瓶颈问题，有望实现在地面完全复现0～5000m/s速域、0～60km全空域飞行环境；
(2)本发明颠覆了地面风洞利用高压、高温气体膨胀加速的试验原理，采用在静止气体介质中开展试验的方法，可复现0～60km飞行空域的真实气体静压/静温、总焓、低湍流度等参数条件，规避了地面试验面临的天地差异性技术难题；
(3)本发明采用易于控制的电磁推进技术，一方面无额外附带气体产物，解决了试验气体介质污染难题，另一方面电磁推进系统大推力，能灵活控制试验模型飞行速度，可模拟飞行轨迹复现变马赫数飞行情况，完成飞行器气动性能、先进动力、结构材料、传感器等在变马赫数试验条件下的技术研究，在电磁推进轨道足够长的情况下，可实现Ma0～16的全速域飞行模拟；
(4)本发明采用了试验模型在密闭试验管道内飞行的试验方法，解决了风洞试验技术的喷管尺寸约束试验模型尺寸的难题，密闭试验管道可更换，试验模型可采用大尺寸的全系统集成模型，达到通过地面系统集成充分试验验证降低飞行风险的目的；
(5)本发明采用了主动控制的磁悬浮技术，解决了试验模型飞行时的振动抑制难题，避免地面试验引入过多影响因素，为试验研究提供了接近真实的飞行环境条件；
(6)本发明系统使用年限可长达70年以上，易于通过增加或更新磁悬浮/电磁推进轨道进行拓展及改造，可根据需求提升试验设备性能，适用于高超声速飞行器、先进动力飞行器、火星探测飞行器等未来先进飞行器的技术研究和试验验证，将长期持续推动相关技术领域的发展。
附图说明
图1为本发明的系统构成示意图；
图2为本发明试验段截面示意图。
具体实施方式
本发明提出一种旋转加速式的磁悬浮/电磁推进试验系统，将磁悬浮/电磁推进技术与试验空气动力技术相融合，颠覆现有地面风洞试验系统利用高温、高压气体通过喷管加速来模拟飞行马赫数、雷诺数的试验原理，采用磁悬浮/电磁推进系统来加速/减速试验模型，使试验模型按真实飞行速度飞过气体介质参数可调的密闭试验管道，复现真实飞行环境条件，完成飞行器气动参数测量、先进动力性能测试、火星环境模拟、材料结构验证、多体高速分离等飞行试验模拟。
如图1和2所示，本发明提出一种旋转加速式的磁悬浮电磁推进试验系统，包括：真空旋转加速段、试验段、磁悬浮电推进系统、能源存储分配系统、试验气体介质调控系统以及试验数据测量系统；
试验模型放置在真空旋转加速段中，通过旋转加速，使试验模型获得初始速度并进入试验段，试验段内设置有磁悬浮电推进系统，试验模型在进入试验段后，通过磁悬浮电推进系统对试验模型进行速度控制，模拟飞行弹道；
能源存储分配系统和试验气体介质调控系统均设置在试验段外侧，能源存储分配系统用于给磁悬浮电推进系统以及试验气体介质调控系统供电，试验气体介质调控系统用于调节密闭的试验段内部的气体压力及温度；试验数据测量系统用于采集试验模型运动数据。
真空旋转加速段与试验段之间通过聚乙烯薄膜隔开，以避免试验段气体进入真空旋转加速段。
真空旋转加速段包括真空加速腔、加速电机、连杆以及环形磁悬浮轨道；
真空加速腔为圆形密封腔，腔内为真空状态，其中心位置设置有加速电机，通过连杆连接试验模型，且试验模型置于环形磁悬浮轨道上，试验模型沿着环形磁悬浮轨道，在加速电机的带动下旋转加速，达到预设速度后，试验模型与连杆分离，试验模型沿直线刺破旋转加速段与试验段之间的聚乙烯薄膜，冲出旋转加速段，进入试验段。
优选的，真空加速腔直径110m，高强度连杆为耐拉伸的复合材料组成，连杆半径为50m，加速电机最大转速不超过1000转/分钟。
优选的，试验模型加速至5000m/s后与连杆脱离并冲入试验段。
优选的，真空加速腔内的环形磁悬浮轨道为钉扎式的磁悬浮轨道。
试验段内设置的磁悬浮电推进系统，包括试验段底部设置的钉扎式磁悬浮双轨轨道，与真空加速腔内的环形磁悬浮轨道相连，当试验模型释放时，导引试验模型进入到试验段。
试验段内设置的磁悬浮电推进系统还包括直线电机，对试验模型进行速度控制，模拟飞行弹道。
试验模型通过模型支撑小车在真空加速腔内的环形磁悬浮轨道或试验段内的磁悬浮双轨轨道上移动，模型支撑小车包含磁悬浮滑块，试验数据测量系统设置在模型支撑小车上，试验数据测量系统包含压力传感器、热流传感器、天平和高速摄像机。
实施例：
真空旋转加速段包含真空密封腔、旋转加速电机和环形磁悬浮轨道；密封试验段为管道状，作为基础试验设备建设部分，保障试验系统的安全运行等；磁悬浮/电磁推进系统主要用于实现试验样机等载荷的悬浮和百G量级过载的快速加减速；能源存储及分配系统主要用于在载荷的加减速的过程中实现数千兆焦能源的供应和分配；试验介质调控系统主要是用于调整密封试验管道的压力、温度等实现对地球0～80km不同高度及火星大气环境的真实模拟；试验数据测量系统主要用于试验数据采集等。
具体实施步骤为：
1)试验模型及其支撑磁悬浮小车安装至旋转加速连杆上，关上舱门、安装好聚乙烯隔膜后，通过吸气机将密封旋转加速腔内的气体抽吸至5Pa以内；
2)通过分布式的试验气体调节装置，调节直线试验段的气体参数，如气体的密度、温度和组分；
3)启动旋转加速电机，将模型加速至5000m/s以内的初始速度，按照程序释放模型及其支撑小车；
4)模型及其支撑小车在磁悬浮滑轨的导引下，切向飞出旋转加速段，刺破旋转加速段与直线试验段的隔膜，进入试验段；
5)试验模型及支撑小车在磁悬浮/电磁推进轨道的控制下，直线飞行，并按照设定的要求调节飞行速度；
6)模型在试验段飞行时，通过相关传感器和高速摄像机获得试验的参数和气流纹影图片；
7)在测量结束后，通过直线电机对试验模型支撑小车进行减速，在达到轨道末段时，模型及其支撑小车减速至零；
8)通过模型支撑小车上的数据存储器，获得试验数据，完成数据的收集和分析，试验结束。
本发明首次提出了利用磁悬浮/电磁推进技术复现飞行器全速域、全空域飞行的地面试验方法，解决了试验模型尺度受限、试验来流气体组分/总焓/静温/静压/湍流度无法准确模拟、难以变马赫等目前风洞试验技术瓶颈问题，有望实现在地面完全复现0～5000m/s速域、0～60km全空域飞行环境；
同时，本发明颠覆了地面风洞利用高压、高温气体膨胀加速的试验原理，采用在静止气体介质中开展试验的方法，可复现0～60km飞行空域的真实气体静压/静温、总焓、低湍流度等参数条件，规避了地面试验面临的天地差异性技术难题；
另外，本发明采用易于控制的电磁推进技术，一方面无额外附带气体产物，解决了试验气体介质污染难题，另一方面电磁推进系统大推力，能灵活控制试验模型飞行速度，可模拟飞行轨迹复现变马赫数飞行情况，完成飞行器气动性能、先进动力、结构材料、传感器等在变马赫数试验条件下的技术研究，在电磁推进轨道足够长的情况下，可实现Ma0～16的全速域飞行模拟。

Claims (8)

1.一种旋转加速式的磁悬浮电磁推进试验系统，其特征在于包括：真空旋转加速段、试验段、磁悬浮电推进系统、能源存储分配系统、试验气体介质调控系统以及试验数据测量系统；
试验模型放置在真空旋转加速段中，通过旋转加速，使试验模型获得初始速度并进入试验段，试验段内设置有磁悬浮电推进系统，试验模型在进入试验段后，通过磁悬浮电推进系统对试验模型进行速度控制，模拟飞行弹道；
能源存储分配系统和试验气体介质调控系统均设置在试验段外侧，能源存储分配系统用于给磁悬浮电推进系统以及试验气体介质调控系统供电，试验气体介质调控系统用于调节密闭的试验段内部的气体压力及温度；试验数据测量系统用于采集试验模型运动数据；
真空旋转加速段与试验段之间通过聚乙烯薄膜隔开，以避免试验段气体进入真空旋转加速段；
所述真空旋转加速段包括真空加速腔、加速电机、连杆以及环形磁悬浮轨道；
真空加速腔为圆形密封腔，腔内为真空状态，其中心位置设置有加速电机，通过连杆连接试验模型，且试验模型置于环形磁悬浮轨道上，试验模型沿着环形磁悬浮轨道，在加速电机的带动下旋转加速，达到预设速度后，试验模型与连杆分离，试验模型沿直线刺破旋转加速段与试验段之间的聚乙烯薄膜，冲出旋转加速段，进入试验段。
2.根据权利要求1所述的一种旋转加速式的磁悬浮电磁推进试验系统，其特征在于：真空加速腔直径110m，连杆半径为50m，加速电机最大转速不超过1000转/分钟。
3.根据权利要求1所述的一种旋转加速式的磁悬浮电磁推进试验系统，其特征在于：试验模型加速至5000m/s后与连杆脱离并冲入试验段。
4.根据权利要求1所述的一种旋转加速式的磁悬浮电磁推进试验系统，其特征在于：真空加速腔内的环形磁悬浮轨道为钉扎式的磁悬浮轨道。
5.根据权利要求1所述的一种旋转加速式的磁悬浮电磁推进试验系统，其特征在于：试验段内设置的磁悬浮电推进系统，包括试验段底部设置的钉扎式磁悬浮双轨轨道，与真空加速腔内的环形磁悬浮轨道相连，当试验模型释放时，导引试验模型进入到试验段。
6.根据权利要求5所述的一种旋转加速式的磁悬浮电磁推进试验系统，其特征在于：试验段内设置的磁悬浮电推进系统还包括直线电机，对试验模型进行速度控制，模拟飞行弹道。
7.根据权利要求5所述的一种旋转加速式的磁悬浮电磁推进试验系统，其特征在于：试验模型通过模型支撑小车在真空加速腔内的环形磁悬浮轨道或试验段内的磁悬浮双轨轨道上移动，模型支撑小车包含磁悬浮滑块，试验数据测量系统设置在模型支撑小车上，试验数据测量系统包含压力传感器、热流传感器、天平和高速摄像机。
8.一种根据权利要求1～7中任一项所述的旋转加速式的磁悬浮电磁推进试验系统实现的磁悬浮电磁推进试验方法，其特征在于步骤如下：
(1)将试验模型及模型支撑小车安装至旋转加速连杆上，关上舱门、安装好聚乙烯薄膜后，通过吸气机将密封旋转加速腔内的气体抽吸至5Pa以内；
(2)通过分布式的试验气体介质调控系统，调节直线试验段内的气体参数，包括气体密度、温度和组分；所述分布式的试验气体介质调控系统是指在试验段侧面，每间隔一定距离即放置一套试验气体介质调控装置对试验段内的气体进行调节；
(3)启动旋转加速电机，将试验模型加速至5000m/s的初始速度，释放试验模型及模型支撑小车；
(4)试验模型及模型支撑小车在真空加速腔内的环形磁悬浮滑轨的导引下，切向飞出旋转加速段，刺破旋转加速段与直线试验段之间的聚乙烯薄膜，进入试验段；
(5)试验模型及支撑小车在磁悬浮电磁推进系统的控制下，在试验段内的磁悬浮双轨轨道上沿直线飞行，并按照设定的要求调节飞行速度；
(6)试验模型在试验段飞行时，通过压力传感器、热流传感器、天平和高速摄像机获得试验的参数和气流纹影图片；
(7)在测量结束后，通过直线电机对模型支撑小车进行减速，在达到轨道末段时，试验模型及支撑小车减速至零；
(8)通过模型支撑小车上的数据存储器，获得试验数据，完成数据的收集和分析，试验结束。
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