CN113029497A - 一种用于大口径高超声速风洞的模块化试验段 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于大口径高超声速风洞的模块化试验段，包括设备基础平台，所述设备基础平台上设置有预留槽，所述预留槽的内底部通过预埋件的地脚螺栓固定安装有下箱体，所述设备基础平台的顶部表面安装有箱形结构的U型支撑座，所述U型槽的内部固定安装有主箱体，所述主箱体的底部开设有方孔I，所述方孔I的下部固定焊接有转接段，所述转接段的下端口部通过矩形波纹管与所述下箱体的顶部密封连通；所述主箱体的顶部固定连通有上箱体。本发明解决了大口径高超声速风洞试验段制造工序复杂、运输困难的问题，具有结构简单，加工效率高，运输方便，使用操作性强的特点，可推广应用于其他大型箱体容器或设备的设计、制造与安装。

Description

一种用于大口径高超声速风洞的模块化试验段

技术领域

本发明涉及高超声速风洞设备技术领域，具体来说，涉及一种用于大口径高超声速风洞的模块化试验段。

背景技术

随着高超声速飞行器的发展，对地面模拟设备试验能力提出了更高的要求，不仅要求能够开展常规测力、测压、测热试验，还必须具备开展喷流、油流、多体分离及模型自由飞等特种试验的能力。高超声速风洞试验段是高超声速飞行器开展地面模拟试验风洞设备的重要组成部分，为模型支撑系统、数据采集系统、光学测量系统、飞行器飞行环境的模拟、飞行器气动特性的测量等提供结构平台。

高超声速风洞试验段是多系统组成的综合平台，需要提供丰富的大尺寸接口。随着试验任务的多样化，缩比模型的规模越来越大、试验模型的结构越来越复杂，要求模型安装过程更高效便捷，因此，试验段必须具有足够大的内部空间。同时，大口径高超声速风洞试验段还要满足与风洞其它设备，如大型模型迎角机构、大口径型面喷管、光学纹影系统、大口径扩压器等设备的接口需求。

高超声速风洞试验段截面形状一般采用方形。对于方形的高超声速试验段，因壁面远离试验气流，试验段壁面表面粗糙度不影响试验主气流。因而可降低对壁面加工精度要求，从而降低试验段加工成本。在风洞启动、运行和关车时，需要监视模型的振动情况和吹风情况，因此，在高超声速风洞中门和观察窗是必不可少的，平的试验段侧壁便于开门和安装观察窗。

对于高超声速风洞，方形试验段使用承压工况为负压0.1MPa，由于其尺寸一般比较大，试验段每个壁面必须有足够的强度和刚度。试验段工况环境可分为试验准备、风洞运行和试验结束三种，试验段在不同的工况环境下，结构上存在失稳和疲劳两种破坏形式。

对于大口径高超声速风洞的大尺度试验段，单单通过增加壳体厚度来提高抗失稳能力与强度是不合理的。从加工难度和制造成本的角度考虑，通过合理设置加强筋来提高截面的惯性矩，是更为有效的方法。该方法具备的优点，一是减少材料用量，减轻试验段容器重量，提高材料的利用率；二是在合理布置加强筋的位置、数量、截面型式以及合理地选择制造材料的前提下，制造工艺相对简单。

为满足大口径高超声速风洞总体设计要求和所开展的飞行器试验需求以及测量系统安装要求，试验段设计尺度超过7m×7m×12m，体积庞大，使得制造、运输和安装难度均显著增大。同时，试验段在负压、大的轴向冲击载荷及自重组合的工况下，还必须具有较小的变形量和较高的安装精度。因此，试验段设计中既要考虑结构可靠性，还要考虑加工工艺水平、设备运输条件和现场安装的可行性，对高超声速风洞的大尺度试验段的设计、制造、运输提出了更高的要求。

当前，亟需发展一种用于大口径高超声速风洞的模块化试验段。

发明内容

针对相关技术中的问题，本发明提出一种用于大口径高超声速风洞的模块化试验段，以克服现有相关技术所存在的上述技术问题。

本发明的技术方案是这样实现的：

一种用于大口径高超声速风洞的模块化试验段，包括设备基础平台，所述设备基础平台上设置有预留槽，所述预留槽的内底部通过预埋件的地脚螺栓固定安装有下箱体，所述设备基础平台的顶部表面通过预埋件的地脚螺栓固定安装有箱形结构的U型支撑座，所述U型支撑座的上部表面开设有U型槽，所述U型槽的内部固定安装有主箱体，所述主箱体的底部开设有方孔I，所述方孔I的下部固定焊接有转接段，所述转接段的下端口部通过矩形波纹管与所述下箱体的顶部密封连通；所述主箱体的顶部固定连通有上箱体。

进一步地，所述主箱体由四块长方形的上下左右侧面面板、两块正方形的前后面板组成，侧面面板之间通过圆弧过渡板过渡连接，侧面面板和前后面板的内表面固定连接有T型加强筋；所述主箱体的前后面板中心上分别开设有用于安装喷管接口段和扩压器接口段的圆孔I，所述主箱体前后面板的上部两侧各开设两个用于安装上迎角机构接口段的圆孔II，所述主箱体的左右侧面面板的中心轴线上均开设有用于安装纹影接口段的圆孔III，所述主箱体左右侧面面板的下部连接有测试接口段；所述主箱体其中一个侧面面板上安装有试验段舱门。

进一步地，所述喷管接口段、扩压器接口段和纹影接口段、上迎角机构接口段均设置为双法兰结构，喷管接口段的接口端与喷管连接，扩压器接口段的接口端与扩压器连接，纹影接口段的接口端与纹影系统连接，上迎角机构接口段的接口端与上迎角机构支撑架连接；所述喷管接口段、扩压器接口段、纹影接口段以及上迎角机构接口段的出口端均设置有平行的转接法兰和连接法兰，所述转接法兰和连接法兰之间焊接有加强筋，且转接法兰与主箱体焊接连接。

进一步地，所述喷管接口段的接口端与喷管通过充气密封装置连接，纹影接口段的接口端与纹影系统也通过充气密封装置连接，所述充气密封装置包括有密封带。

进一步地，所述上迎角机构接口段的接口端与上迎角机构支撑架通过圆形波纹管密封连接。

进一步地，所述上箱体为长方体结构，上箱体的外表面设置有T型加强筋，所述主箱体的顶部与所述上箱体的底部分别开设有一上下对齐的方孔II，该两组方孔II的相对面通过上箱体转接段固定焊接。上箱体的顶部设置有上箱体封盖。

进一步地，所述主箱体内部的T型加强筋表面上敷设有不锈钢孔板，且不锈钢孔板的开孔率大于5％。

进一步地，所述矩形波纹管外包裹有波纹节保护罩。

进一步地，所述下箱体用于安装下模型迎角机构，所述下箱体的侧面开设有下箱体门。

本发明的有益效果：

1、本发明提供的一种用于大口径高超声速风洞的模块化试验段，结合试验段总体布局、结构特点、道路运输限制、制造厂工艺水平、风洞现场吊装条件，将下箱体、U型支撑座、主箱体、上箱体分别加工为独立的模块总段，每个模块总段再根据需要分割成多个二级子模块，具有结构简单，加工效率高，运输方便，使用操作性强的特点。

2、本发明提供的一种用于大口径高超声速风洞的模块化试验段，在试验段的大型真空方形箱体容器内增加了T型加强筋，提高了试验段的刚度与强度，降低了大型真空方形箱体容器在负压工况下失稳的风险，且减小了负压运行时壳体的综合变形，降低了制造成本。

3、本发明提供的一种用于大口径高超声速风洞的模块化试验段，与其它设备连接的各个接口段均采用了双法兰结构方式，通过转接法兰与主箱体焊接，消除了大量焊接时对精加工后的各个部段连接法兰的热变形影响，保证了各个接口段的加工与安装精度。

4、本发明提供的一种用于大口径高超声速风洞的模块化试验段，在主箱体内的T型加强筋表面上敷设有不锈钢孔板，不锈钢孔板与T型加强筋之间形成了半封闭的吸音空腔，吸音空腔有效吸收了高超声速风洞运行时试验段内的背景噪声。

5、本发明提供的一种用于大口径高超声速风洞的模块化试验段，在下箱体结构中，与主箱体焊接连接的转接段与下箱体之间设置了一个大型矩形波纹管，矩形波纹管的设置，既便于安装间隙的调整，又避免了外界地面振动传递到试验段上。

6、本发明提供的一种用于大口径高超声速风洞的模块化试验段，试验段与喷管之间采用了轴向充气的密封连接方式，有效隔离了高超声速风洞运行时产生的振动与冲击，避免将振动与冲击传递到试验段上，消除了高超声速风洞运行时振动与冲击对飞行器风洞试验的测量精度影响。

7、本发明提供的一种用于大口径高超声速风洞的模块化试验段，在矩形波纹管的外面设计了波纹节保护罩，该保护罩在不影响波纹管使用性能的前提下，有效避免了在复杂安装以及存在大量焊渣飞溅条件下对波纹管波纹节产生损坏的风险。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是根据本发明实施例的用于大口径高超声速风洞的模块化试验段正视图；

图2是根据本发明实施例的用于大口径高超声速风洞的模块化试验段侧视图；

图3是根据本发明实施例的用于大口径高超声速风洞的模块化试验段中的U型支撑座示意图；

图4是根据本发明实施例的用于大口径高超声速风洞的模块化试验段中的双法兰结构形式示意图。

图中：

1、下箱体；2、U型支撑座；3、主箱体；4、上箱体；5、转接段；6、矩形波纹管；8、下箱体门；9、喷管接口段；10、扩压器接口段；11、纹影接口段；12、试验段舱门；13、上箱体封盖；14、设备基础平台；15、上迎角机构接口段；16、测试接口段；17、接口端；18、转接法兰；19、连接法兰；20、加强筋；21、出口端；22、上箱体转接段。

具体实施方式

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，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，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所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例一：

根据本发明的实施例，

请参阅图1-4，一种用于大口径高超声速风洞的模块化试验段，包括设备基础平台14，设备基础平台14上设置有预留槽，预留槽的内底部通过预埋件的地脚螺栓固定安装有下箱体1，下箱体1用于安装下模型迎角机构，下箱体1的侧面开设有下箱体门8，设备基础平台14的顶部表面通过预埋件的地脚螺栓固定安装有箱形结构的U型支撑座2，U型支撑座2的上部表面开设有U型槽，U型槽的内部固定安装有主箱体3，主箱体3的底部开设有方孔I，方孔I的下部固定焊接有转接段5，转接段5的下端口部通过矩形波纹管6与下箱体1的顶部密封连通；矩形波纹管6外包裹有波纹节保护罩，主箱体3的顶部固定连通有上箱体4。

具体的，主箱体3由四块长方形的上下左右侧面面板、两块正方形的前后面板组成，侧面面板之间通过圆弧过渡板过渡连接，侧面面板和前后面板的内表面固定连接有T型加强筋；主箱体3内部的T型加强筋表面上敷设有不锈钢孔板(其厚度为5mm)，且不锈钢孔板的开孔率大于5％。主箱体3的前后面板中心上分别开设有用于安装喷管接口段9和扩压器接口段10的圆孔I，主箱体3前后面板的上部两侧各开设两个用于安装上迎角机构接口段15的圆孔II，主箱体3的左右侧面面板的中心轴线上均开设有用于安装纹影接口段11的圆孔III，主箱体3左右侧面面板的下部连接有测试接口段16；主箱体3其中一个侧面面板上安装有试验段舱门12。

实施时，喷管接口段9、扩压器接口段10和纹影接口段11、上迎角机构接口段15均设置为双法兰结构，喷管接口段9的接口端17与喷管连接，扩压器接口段10的接口端17与扩压器连接，纹影接口段11的接口端17与纹影系统连接，上迎角机构接口段15的接口端17与上迎角机构支撑架连接；喷管接口段9、扩压器接口段10、纹影接口段11以及上迎角机构接口段15的出口端21均设置有平行的转接法兰18和连接法兰19，转接法兰18和连接法兰19之间焊接有加强筋20，且转接法兰18与主箱体3焊接连接。

具体的，喷管接口段9的接口端17与喷管通过充气密封装置连接，纹影接口段11的接口端17与纹影系统也通过充气密封装置连接，充气密封装置包括有密封带。上迎角机构接口段15的接口端17与上迎角机构支撑架通过圆形波纹管密封连接。

具体的，上箱体4为长方体结构，上箱体4的外表面设置有T型加强筋，主箱体3的顶部与上箱体4的底部分别开设有一上下对齐的方孔II，该两组方孔II的相对面通过上箱体转接段22固定焊接。上箱体4的顶部设置有上箱体封盖13。

本实施例的用于大口径高超声速风洞的模块化试验段的尺寸为：长7.4m，宽7.4m，高12.07m。试验段的现场安装精度高，在负压0.1MPa、轴向气流冲击载荷30t以及自重作用力组合工况下，整体最大变形不超过5mm，各个侧面对应的其它设备接口段法兰同轴度误差小于Ф1.5mm，平行度误差不超过±2.0mm，垂直度误差不超过±2.0mm。

本实施例的用于大口径高超声速风洞的模块化试验段的工作过程为：

在高超声速风洞运行前，充气密封装置的密封带内充气0.2～0.4个大气压，将试验段与喷管之间的缝隙进行密封连接。开启试验段真空抽吸系统对试验段内进行真空抽除，检查试验段真空密封，测量试验段变形，待试验段内部真空度达到1000Pa以下时，高超声速风洞启动运行，来自喷管的高温高压高速气流进入试验段，吹风开始，试验气流通过扩压器减速增压后进入真空系统。当高超声速风洞运行结束后，通过放气系统将试验段内压力平衡到一个大气压，试验段一个工作过程结束。

综上所述，借助于本发明的上述技术方案：

本发明结合试验段总体布局、结构特点、道路运输限制、制造厂工艺水平、风洞现场吊装条件，将下箱体1、U型支撑座2、主箱体3、上箱体4分别加工为独立的模块总段，每个模块总段再根据需要分割成多个二级子模块，具有结构简单，加工效率高，运输方便，使用操作性强的特点；在试验段的大型真空方形箱体容器内增加了T型加强筋，提高了试验段的刚度与强度，降低了大型真空方形箱体容器在负压工况下失稳的风险，且减小了负压运行时壳体的综合变形，降低了制造成本。

本发明与其它设备连接的各个接口段均采用了双法兰结构方式，通过转接法兰18与主箱体3焊接，消除了大量焊接时对精加工后的各个部段连接法兰19的热变形影响，保证了各个接口段的加工与安装精度。在主箱体3内的T型加强筋表面上敷设有不锈钢孔板，不锈钢孔板与T型加强筋之间形成了半封闭的吸音空腔，吸音空腔有效吸收了高超声速风洞运行时试验段内的背景噪声。

本发明在下箱体1结构中，与主箱体3焊接连接的转接段5与下箱体1之间设置了一个大型的矩形波纹管6，矩形波纹管6的设置，既便于安装间隙的调整，又避免了外界地面振动传递到试验段上。试验段与喷管之间采用了轴向充气的密封连接方式，有效隔离了高超声速风洞运行时产生的振动与冲击，避免将振动与冲击传递到试验段上，消除了高超声速风洞运行时振动与冲击对飞行器风洞试验的测量精度影响。本发明在矩形波纹管6的外面设计了波纹节保护罩，该保护罩在不影响波纹管使用性能的前提下，有效避免了在复杂安装以及存在大量焊渣飞溅条件下对波纹管波纹节产生损坏的风险。

总之，本发明解决了大尺度试验段的运输受限以及安装空间狭小相互干涉的问题，各个模块尺寸变小，材料板幅易于采购及机械加工，同时在现场安装时更方便进行各个部段的位置与安装精度调整，降低了试验段安装使用的吊车规格，降低安装成本；同时解决了大型负压方形容器的结构强度与稳定性、密封与隔振等关键问题，达到设计可靠性、安全性和经济性目的。采用模块化设计与制造方式，降低了制造难度和成本，解决了此类超高超宽大型部件运输的难题，降低了安装难度。本发明适用于大口径高超声速风洞的模块化试验段研制，能够满足大口径高超声速风洞运行要求，此种结构形式与设计方法可推广应用于大型箱体容器或设备的设计、制造与安装。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种用于大口径高超声速风洞的模块化试验段，其特征在于：包括设备基础平台(14)，所述设备基础平台(14)上设置有预留槽，所述预留槽的内底部通过预埋件的地脚螺栓固定安装有下箱体(1)，所述设备基础平台(14)的顶部表面通过预埋件的地脚螺栓固定安装有箱形结构的U型支撑座(2)，所述U型支撑座(2)的上部表面开设有U型槽，所述U型槽的内部固定安装有主箱体(3)，所述主箱体(3)的底部开设有方孔I，所述方孔I的下部固定焊接有转接段(5)，所述转接段(5)的下端口部通过矩形波纹管(6)与所述下箱体(1)的顶部密封连通；所述主箱体(3)的顶部固定连通有上箱体(4)。

2.根据权利要求1所述的一种用于大口径高超声速风洞的模块化试验段，其特征在于，所述主箱体(3)由四块长方形的上下左右侧面面板、两块正方形的前后面板组成，侧面面板之间通过圆弧过渡板过渡连接，侧面面板和前后面板的内表面固定连接有T型加强筋；所述主箱体(3)的前后面板中心上分别开设有用于安装喷管接口段(9)和扩压器接口段(10)的圆孔I，所述主箱体(3)前后面板的上部两侧各开设两个用于安装上迎角机构接口段(15)的圆孔II，所述主箱体(3)的左右侧面面板的中心轴线上均开设有用于安装纹影接口段(11)的圆孔III，所述主箱体(3)左右侧面面板的下部连接有测试接口段(16)；所述主箱体(3)其中一个侧面面板上安装有试验段舱门(12)。

3.根据权利要求2所述的一种用于大口径高超声速风洞的模块化试验段，其特征在于，所述喷管接口段(9)、扩压器接口段(10)和纹影接口段(11)、上迎角机构接口段(15)均设置为双法兰结构，喷管接口段(9)的接口端(17)与喷管连接，扩压器接口段(10)的接口端(17)与扩压器连接，纹影接口段(11)的接口端(17)与纹影系统连接，上迎角机构接口段(15)的接口端(17)与上迎角机构支撑架连接；所述喷管接口段(9)、扩压器接口段(10)、纹影接口段(11)以及上迎角机构接口段(15)的出口端(21)均设置有平行的转接法兰(18)和连接法兰(19)，所述转接法兰(18)和连接法兰(19)之间焊接有加强筋(20)，且转接法兰(18)与主箱体(3)焊接连接。

4.根据权利要求3所述的一种用于大口径高超声速风洞的模块化试验段，其特征在于，所述喷管接口段(9)的接口端(17)与喷管通过充气密封装置连接，纹影接口段(11)的接口端(17)与纹影系统也通过充气密封装置连接，所述充气密封装置包括有密封带。

5.根据权利要求4所述的一种用于大口径高超声速风洞的模块化试验段，其特征在于：所述上迎角机构接口段(15)的接口端(17)与上迎角机构支撑架通过圆形波纹管密封连接。

6.根据权利要求1所述的一种用于大口径高超声速风洞的模块化试验段，其特征在于：所述上箱体(4)为长方体结构，上箱体(4)的外表面设置有T型加强筋，所述主箱体(3)的顶部与所述上箱体(4)的底部分别开设有一上下对齐的方孔II，该两组方孔II的相对面通过上箱体转接段(22)固定焊接。上箱体(4)的顶部设置有上箱体封盖(13)。

7.根据权利要求1所述的一种用于大口径高超声速风洞的模块化试验段，其特征在于：所述主箱体(3)内部的T型加强筋表面上敷设有不锈钢孔板，且不锈钢孔板的开孔率大于5％。

8.根据权利要求1所述的一种用于大口径高超声速风洞的模块化试验段，其特征在于：所述矩形波纹管(6)外包裹有波纹节保护罩。

9.根据权利要求1所述的一种用于大口径高超声速风洞的模块化试验段，其特征在于：所述下箱体(1)用于安装下模型迎角机构，所述下箱体(1)的侧面开设有下箱体门(8)。

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