CN114354124A - 一种用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于高超声速脉冲风洞试验技术领域，公开了一种用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制方法。该控制方法步骤：确定脉冲风洞的有效试验时间窗口及运行时序；安装试验模型，并连接试验模型喷流喷管与喷流系统储气管；安装并调节传感器和高精度同步控制的仪器设备；脉冲风洞启动，高压气流冲破高低压段膜片，传感器发送信号至延时触发器；延时触发器开始延时计时，直至到达预先设定的延时时间，发送信号至信号发生器；信号发生器发出固定脉宽、5V高电平的TTL电压信号至快速继电器；快速电磁阀打开，喷流系统储气管为试验模型供气并形成持续时间超过脉冲风洞主流有效试验时间的稳定喷流。该控制方法可靠性高，重复性好。
Description
技术领域
本发明属于高超声速脉冲风洞试验技术领域，具体涉及一种用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制方法。
背景技术
高轨道飞行器或再入飞行器在中高空飞行时，空气密度小，动压小，传统的气动舵控制效率低，单靠气动舵无法满足飞行器的控制要求，为了满足高空快速的气动操纵需求，无升力再入飞行器（如飞船返回舱）、升力式再入飞行器 （如航天飞机、X-37B、X-38、HTV-2等）和高速拦截导弹（如PAC-3、THAAD等）等飞行器采用发动机羽流以及反作用控制系统（reaction control system, RCS）替代或辅助气动舵进行控制。RCS喷流与来流会发生强烈干扰，导致飞行器表面喷流干扰区热流峰值增大数倍甚至数十倍，给飞行器表面热环境预测和防热设计带来极大挑战。
为了降低使用了姿轨控发动机的跨域飞行器研制风险，提高人们对喷流干扰现象及其对飞行器气动力/热影响规律的认识，亟需在地面开展脉冲风洞喷流干扰试验技术及相关试验研究工作。
高马赫数脉冲风洞喷流干扰试验通常要在试验时间仅毫秒量级的脉冲型风洞中开展，在脉冲风洞开展喷流干扰试验的关键技术在于需要在数十毫秒内同步建立喷流流场与脉冲风洞主流流场。
当前，亟需发展一种用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制方法。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制方法。
本发明的用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制方法，其特点是，所述的高精度同步控制方法基于高精度同步控制装置，高精度同步控制装置包括安装在脉冲风洞的试验段内的试验模型，试验模型通过常闭型的快速电磁阀连接喷流系统储气管；高精度同步控制装置还包括安装在脉冲风洞的低压段靠近高低压段膜片位置处的传感器、通过线缆与传感器顺序连接的延时触发器、信号发生器、快速继电器和常规电源，快速继电器安装在常规电源的火线电路中，常规电源为快速电磁阀提供工作电压；
所述的脉冲风洞包括沿试验气流方向顺序连接的高压段、高低压段膜片、低压段、喉道二道膜片、拉瓦尔喷管和试验段，脉冲风洞用于在试验段产生试验时间约为数十毫秒量级的试验流场；
所述的高精度同步控制方法，包括以下步骤：
S10.根据脉冲风洞喷流干扰试验同步控制要求，确定脉冲风洞的有效试验时间窗口及运行时序；
S11.计算脉冲风洞的有效试验时间窗口t eff
脉冲风洞利用激波风洞工作原理，初始时刻，激波管的高压段气体④与低压段气体①之间存在压差，当高低压段膜片瞬时破裂后，在高低压段膜片处产生一道入射激波S、一道向下游运动的接触面C与一束中心稀疏波R；入射激波S以马赫数Ms在①区气体中向下游运动，①区气体经过入射激波S压缩后成为高温高压的②区气体，②区气体同时具有伴随速度u 2；高低压段膜片处产生的中心稀疏波向高压段上游方向传播，中心稀疏波的波头速度为声速a 4；③区是④区气体经过中心稀疏波膨胀后的气体，③区与②区之间的分界面为接触面；接触面是温度、密度、声速和熵及相关参数不连续，但是压力与速度连续的气体分界面，u 3=u 2，P 3=P 2；随着时间的推移，运动的入射激波S传播到低压段末端，遇到喉道二道膜片发生反射，反射激波Sr以速度V sr在②区气体中逆气流运动方向传播，②区气体被反射激波Sr再次压缩后变为更高温度和更高压力的⑤区；当喉道二道膜片破裂后，高温高压的⑤区气体经过拉瓦尔喷管膨胀加速，在试验段形成高速试验气流；
入射激波S的马赫数Ms：
其中，P 4、P 1分别为高压段、低压段的初始充气压力，Pa；
、
分别为高压段、低压段的气体比热比；
、
分别为高压段、低压段的气体声速，m/s；
⑤区气体的温度T 5和压力P 5，与入射激波马赫数Ms满足如下关系：
其中，T 1为①区气体的初始温度，K；P 1为①区气体的初始压力，Pa；有效试验时间内经拉瓦尔喷管流出的有效试验气体质量流量与⑤区气体的温度T 5和压力P 5满足如下关系式：
其中，K是由①区的试验气体比热比γ 1和气体常数R 1决定的常数，
为拉瓦尔喷管的喉道面积，m2；
脉冲风洞的有效试验时间窗口teff计算公式如下：
其中，P 1为①区气体的初始压力，Pa；R 1为①区气体的气体常数；T 1为①区气体的初始温度，K；V 0为低压段的初始体积，m3；
S12.计算脉冲风洞的流场稳定建立的时间t
脉冲风洞从高低压段膜片破裂形成入射激波开始到试验段流场稳定建立的时间t通过在高低压段膜片处和试验段内试验模型上安装快响应压力传感器或温度传感器进行测量，或者应用如下计算公式进行保守估算：
其中，L 1为低压段的长度，m；a 1为①区气体的声速，m/s；Ms为入射激波S的马赫数；
S13.获得脉冲风洞运行时序
根据步骤S11、步骤S12的计算或者实验测量结果获得脉冲风洞流场建立时序；
S20.在脉冲风洞的试验段中安装试验模型，并通过快速电磁阀将试验模型喷流喷管与喷流系统储气管连接；
S30.安装用于自动感知并输出触发信号的传感器和高精度同步控制的仪器设备，各同步控制环节信号输入与输出时间差调试与测量；
S40.脉冲风洞启动，高压气流冲破高低压段膜片，传感器感受到运动激波后发送信号至延时触发器；
S50.延时触发器开始延时计时，直至到达预先设定的延时时间，发送信号至信号发生器；
S60.信号发生器输出固定脉宽、5V高电平的TTL电压信号至快速继电器；TTL电压信号的脉宽控制快速继电器的持续导通时间；
S70.在快速继电器的持续导通时间内，常规电源为快速电磁阀供电，快速电磁阀打开，喷流系统储气管为试验模型供气并形成稳定喷流；与此同时，脉冲风洞的风洞主流到达试验段，建立模型绕流，实现稳定喷流形成时间与脉冲风洞主流形成时间同步，稳定喷流的持续时间超过脉冲风洞主流的有效试验时间。
进一步地，所述的喷流系统储气管为路德维希管，持续稳定提供喷流气源的时间大于40ms。
进一步地，所述的快速电磁阀为具备自动触发功能的常闭型二位二通阀门，开阀动作时间小于20ms。
进一步地，所述的传感器、延时触发器、信号发生器从感知到输入信号到输出预先设置信号的反应时间小于200μs。
进一步地，所述的快速继电器为固态快速继电器，在1ms内接通常规电源。
进一步地，所述的步骤S30包括以下子步骤：
S31.在脉冲风洞的低压段靠近高低压段膜片位置处安装传感器；
S32.运用同轴信号线缆将传感器的输出端接入延时触发器的外触发输入接口；
S33.运用同轴信号线缆将延时触发器的输出端接入信号发生器的外触发输入接口；
S34.运用同轴信号线缆将信号发生器的输出端接入快速继电器的外触发输入接口；
S35.运用信号线缆将快速继电器接入常规电源的火线电路中；
S36.运用信号线缆将常规电源接入快速电磁阀的工作电源输入接口，形成电子回路。
本发明的用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制方法所适用的高超声速脉冲风洞包括激波风洞、膨胀管风洞和炮风洞。
本发明的用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制方法使脉冲风洞主流与喷流流场达到高精度同步，脉冲风洞主流与喷流流场同时建立的时间差不大于4ms，而且喷流流场持续时间超过脉冲风洞主流有效试验时间。
本发明的用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制方法能够使喷流系统提供可靠性高、重复性好、试验参数准确的喷流流场，特别适用于喷流干扰对跨域飞行器表面干扰区热环境测量与评估的地面模拟试验。
附图说明
图1为本发明的用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制方法所使用的同步控制装置的整体布局示意图；
图2为本发明用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制方法所使用的激波风洞运行原理示意图；
图3为本发明用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制方法所获得的脉冲风洞流场建立时序测量曲线；
图4为本发明用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制方法所获得的喷流流场建立时序测量曲线；
图5为本发明用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制方法所获得的脉冲风洞主流与稳定喷流时序同步的试验测量曲线。
图中，1.脉冲风洞；2.喷流系统储气管；3.快速电磁阀；4.试验模型；5.传感器；6.延时触发器；7.信号发生器；8.快速继电器；9.常规电源；
101.高压段；102.高低压段膜片；103.低压段；104.喉道二道膜片；105.拉瓦尔喷管；106.试验段。
具体实施方式
下面结合附图和实施例详细说明本发明。
本发明的用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制方法基于如图1所示的高精度同步控制装置，高精度同步控制装置包括安装在脉冲风洞1的试验段106内的试验模型4，试验模型4通过常闭型的快速电磁阀3连接喷流系统储气管2；高精度同步控制装置还包括安装在脉冲风洞1的低压段靠近高低压段膜片102位置处的传感器5、通过线缆与传感器5顺序连接的延时触发器6、信号发生器7、快速继电器8和常规电源9，快速继电器8安装在常规电源9的火线电路中，常规电源9为快速电磁阀3提供工作电压；
所述的脉冲风洞1包括沿试验气流方向顺序连接的高压段101、高低压段膜片102、低压段103、喉道二道膜片104、拉瓦尔喷管105和试验段106，脉冲风洞用于在试验段106产生试验时间约为数十毫秒量级的试验流场；
所述的高精度同步控制方法，包括以下步骤：
S10.根据脉冲风洞喷流干扰试验同步控制要求，确定脉冲风洞1的有效试验时间窗口及运行时序；
S11.计算脉冲风洞1的有效试验时间窗口t eff
脉冲风洞1利用如图2所示的激波风洞工作原理，初始时刻，激波管的高压段101气体④与低压段103气体①之间存在压差，当高低压段膜片102瞬时破裂后，在高低压段膜片102处产生一道入射激波S、一道向下游运动的接触面C与一束中心稀疏波R；入射激波S以马赫数Ms在①区气体中向下游运动，①区气体经过入射激波S压缩后成为高温高压的②区气体，②区气体同时具有伴随速度u 2；高低压段膜片102处产生的中心稀疏波向高压段101上游方向传播，中心稀疏波的波头速度为声速a 4；③区是④区气体经过中心稀疏波膨胀后的气体，③区与②区之间的分界面为接触面；接触面是温度、密度、声速和熵及相关参数不连续，但是压力与速度连续的气体分界面，u 3=u 2，P 3=P 2；随着时间的推移，运动的入射激波S传播到低压段103末端，遇到喉道二道膜片104发生反射，反射激波Sr以速度V sr在②区气体中逆气流运动方向传播，②区气体被反射激波Sr再次压缩后变为更高温度和更高压力的⑤区；当喉道二道膜片104破裂后，高温高压的⑤区气体经过拉瓦尔喷管105膨胀加速，在试验段106形成高速试验气流；
入射激波S的马赫数Ms：
其中，P 4、P 1分别为高压段101、低压段103的初始充气压力，Pa；
、
分别为高压段101、低压段103的气体比热比；
、
分别为高压段101、低压段103的气体声速，m/s；
⑤区气体的温度T 5和压力P 5，与入射激波马赫数Ms满足如下关系：
其中，T 1为①区气体的初始温度，K；P 1为①区气体的初始压力，Pa；有效试验时间内经拉瓦尔喷管105流出的有效试验气体质量流量与⑤区气体的温度T 5和压力P 5满足如下关系式：
其中，K是由①区的试验气体比热比γ 1和气体常数R 1决定的常数，
为拉瓦尔喷管105的喉道面积，m2；
脉冲风洞1的有效试验时间窗口teff计算公式如下：
其中，P 1为①区气体的初始压力，Pa；R 1为①区气体的气体常数；T 1为①区气体的初始温度，K；V 0为低压段103的初始体积，m3；
S12.计算脉冲风洞1的流场稳定建立的时间t
脉冲风洞1从高低压段膜片102破裂形成入射激波开始到试验段106流场稳定建立的时间t通过在高低压段膜片102处和试验段106内试验模型4上安装快响应压力传感器或温度传感器进行测量，或者应用如下计算公式进行保守估算：
其中，L 1为低压段103的长度，m；a 1为①区气体的声速，m/s；Ms为入射激波S的马赫数；
S13.获得脉冲风洞1运行时序
根据步骤S11、步骤S12的计算或者测量结果获得脉冲风洞流场建立时序测量曲线；
S20.在脉冲风洞1的试验段106中安装试验模型4，并通过快速电磁阀3将试验模型4喷流喷管与喷流系统储气管2连接；
S30.安装用于自动感知并输出触发信号的传感器5和高精度同步控制的仪器设备，各同步控制环节信号输入与输出时间差调试与测量；
S40.脉冲风洞1启动，高压气流冲破高低压段膜片102，传感器5感受到运动激波后发送信号至延时触发器6；
S50.延时触发器6开始延时计时，直至到达预先设定的延时时间，发送信号至信号发生器7；
S60.信号发生器7输出固定脉宽、5V高电平的TTL电压信号至快速继电器8；TTL电压信号的脉宽控制快速继电器8的持续导通时间；
S70.在快速继电器8的持续导通时间内，常规电源9为快速电磁阀3供电，快速电磁阀3打开，喷流系统储气管2为试验模型4供气并形成稳定喷流；与此同时，脉冲风洞1的风洞主流到达试验段106，建立模型绕流，实现稳定喷流形成时间与脉冲风洞主流形成时间同步，稳定喷流的持续时间超过脉冲风洞主流的有效试验时间。
进一步地，所述的喷流系统储气管2为路德维希管，持续稳定提供喷流气源的时间大于40ms。
进一步地，所述的快速电磁阀3为具备自动触发功能的常闭型二位二通阀门，开阀动作时间小于20ms。
进一步地，所述的传感器5、延时触发器6、信号发生器7从感知到输入信号到输出预先设置信号的反应时间小于200μs。
进一步地，所述的快速继电器8为固态快速继电器，在1ms内接通常规电源9。
进一步地，所述的步骤S30包括以下子步骤：
S31.在脉冲风洞1的低压段103靠近高低压段膜片102位置处安装传感器5；
S32.运用同轴信号线缆将传感器5的输出端接入延时触发器6的外触发输入接口；
S33.运用同轴信号线缆将延时触发器6的输出端接入信号发生器7的外触发输入接口；
S34.运用同轴信号线缆将信号发生器7的输出端接入快速继电器8的外触发输入接口；
S35.运用信号线缆将快速继电器8接入常规电源9的火线电路中；
S36.运用信号线缆将常规电源9接入快速电磁阀3的工作电源输入接口，形成电子回路。
实施例1
本实施例中，脉冲风洞1为高压氦气驱动的激波风洞，其中高压段101内充入摩尔浓度90%氦气与10%氮气的混合气10.5MPa，低压段103内充入0.125MPa纯净氮气，拉瓦尔喷管105采用出口直径2米马赫数12的喷管，喷管喉道半径为22.11mm；计算获得脉冲风洞1在该运行状态下主流流场建立时间约为42ms，图3为脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制方法所获得的脉冲风洞流场建立时序测量曲线，图3中的实线为高低压段膜片102破裂瞬间入射激波形成时产生的外触发信号，约在10ms时刻，入射激波形成；虚线为试验模型4表面某一热流传感器的测量曲线，约在50ms时刻，试验气流达到试验段106的试验模型4的位置，试验结果表明脉冲风洞在该运行状态下主流建立时间约为40ms。
喷流系统储气管2为内径80mm、外径89mm、总长14m的路德维希管，管内充入4MPa纯净N2气体；快速电磁阀3采用上海欣一阀门有限公司型号为XYGW-15P-250G的耐高温高压快速电磁阀；试验模型4采用带RCS横向喷流喷管的三角楔金属模型；传感器5采用中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所激波风洞实验室自制的编号为V1001-210802的压电式快响应压力传感器；延时触发器6采用具有电荷输入电压输出功能和延时功能的测速触发装置，设置延时2ms；信号发生器7采用具有外触发功能且脉宽、高电平、时间周期、上升沿可调设置的脉冲信号发生器；快速继电器8采用直流控直流的单相固态继电器SSR-40DD；常规电源9采用稳定输出电压为24V的直流电源；通过分步调试测量，传感器5从感知到入射激波形成到输出电荷信号耗费时间约为60μs，延时触发器6从接收到传感器5的电荷信号到输出5V的TTL信号耗费时间约为50μs，信号发生器7从接收到延时触发器6的触发信号到输出脉宽60ms，高电平5V的方波信号耗费时间约40μs，快速继电器8从接收到信号发生器7的方波信号到快速闭合导通耗费时间约为600μs；图4为脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制方法所获得的喷流流场建立时序测量曲线，图4中的实线同样为高低压段膜片102破裂瞬间入射激波形成时产生的外触发信号，约在10ms时刻，入射激波形成；虚线为试验模型4喷流喷管出口截面静压测量曲线，约在51ms时刻，试验模型4喷管出口喷流流场稳定建立，试验结果表明喷流系统在上述参数状态下喷流流场建立时间约为41ms。
图5为本实施例的用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制方法所获得的脉冲风洞主流与稳定喷流时序同步的试验测量曲线，图5中的虚线为试验模型4表面某一热流传感器的热流测量曲线，约在55ms时刻，脉冲风洞1主流稳定形成并持续了约19ms；实线为试验模型4喷流喷管出口截面静压测量曲线，约在51ms时刻，试验模型4喷管出口喷流流场稳定建立并持续了约50ms。分析表明脉冲风洞从高低压段膜片102破裂开始运行到试验段106内自由流场稳定建立的时间约为45ms，自由流场稳定持续时间约19ms，试验模型4表面喷流流场建立时间约为41ms，喷流稳定持续时间约50ms，从而保证了脉冲风洞1主流稳定建立与试验模型4表面喷流稳定建立的时间差不超过4ms，达到了高精度同步控制效果。
尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域。对于熟悉本领域的人员而言，在不脱离本发明原理的前提下，可容易地实现另外的改进和润饰，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。
Claims (6)
1.一种用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制方法，其特征在于，所述的高精度同步控制方法基于高精度同步控制装置，高精度同步控制装置包括安装在脉冲风洞（1）的试验段（106）内的试验模型（4），试验模型（4）通过常闭型的快速电磁阀（3）连接喷流系统储气管（2）；高精度同步控制装置还包括安装在脉冲风洞（1）的低压段靠近高低压段膜片（102）位置处的传感器（5）、通过线缆与传感器（5）顺序连接的延时触发器（6）、信号发生器（7）、快速继电器（8）和常规电源（9），快速继电器（8）安装在常规电源（9）的火线电路中，常规电源（9）为快速电磁阀（3）提供工作电压；
所述的脉冲风洞（1）包括沿试验气流方向顺序连接的高压段（101）、高低压段膜片（102）、低压段（103）、喉道二道膜片（104）、拉瓦尔喷管（105）和试验段（106），脉冲风洞用于在试验段（106）产生试验时间约为数十毫秒量级的试验流场；
所述的高精度同步控制方法，包括以下步骤：
S10.根据脉冲风洞喷流干扰试验同步控制要求，确定脉冲风洞（1）的有效试验时间窗口及运行时序；
S11.计算脉冲风洞（1）的有效试验时间窗口t eff
脉冲风洞（1）利用激波风洞工作原理，初始时刻，激波管的高压段（101）气体④与低压段（103）气体①之间存在压差，当高低压段膜片（102）瞬时破裂后，在高低压段膜片（102）处产生一道入射激波S、一道向下游运动的接触面C与一束中心稀疏波R；入射激波S以马赫数Ms在①区气体中向下游运动，①区气体经过入射激波S压缩后成为高温高压的②区气体，②区气体同时具有伴随速度u 2；高低压段膜片（102）处产生的中心稀疏波向高压段（101）上游方向传播，中心稀疏波的波头速度为声速a 4；③区是④区气体经过中心稀疏波膨胀后的气体，③区与②区之间的分界面为接触面；接触面是温度、密度、声速和熵及相关参数不连续，但是压力与速度连续的气体分界面，u 3=u 2，P 3=P 2；随着时间的推移，运动的入射激波S传播到低压段（103）末端，遇到喉道二道膜片（104）发生反射，反射激波Sr以速度V sr在②区气体中逆气流运动方向传播，②区气体被反射激波Sr再次压缩后变为更高温度和更高压力的⑤区；当喉道二道膜片（104）破裂后，高温高压的⑤区气体经过拉瓦尔喷管（105）膨胀加速，在试验段（106）形成高速试验气流；
入射激波S的马赫数Ms：
其中，P 4、P 1分别为高压段（101）、低压段（103）的初始充气压力，Pa；
、
分别为高压段（101）、低压段（103）的气体比热比；
、
分别为高压段（101）、低压段（103）的气体声速，m/s；
⑤区气体的温度T 5和压力P 5，与入射激波马赫数Ms满足如下关系：
其中，T 1为①区气体的初始温度，K；P 1为①区气体的初始压力，Pa；有效试验时间内经拉瓦尔喷管（105）流出的有效试验气体质量流量与⑤区气体的温度T 5和压力P 5满足如下关系式：
其中，K是由①区的试验气体比热比γ 1和气体常数R 1决定的常数，
为拉瓦尔喷管（105）的喉道面积，m2；
脉冲风洞（1）的有效试验时间窗口teff计算公式如下：
其中，P 1为①区气体的初始压力，Pa；R 1为①区气体的气体常数；T 1为①区气体的初始温度，K；V 0为低压段（103）的初始体积，m3；
S12.计算脉冲风洞（1）的流场稳定建立的时间t
脉冲风洞（1）从高低压段膜片（102）破裂形成入射激波开始到试验段（106）流场稳定建立的时间t通过在高低压段膜片（102）处和试验段（106）内试验模型（4）上安装快响应压力传感器或温度传感器进行测量，或者应用如下计算公式进行保守估算：
其中，L 1为低压段（103）的长度，m；a 1为①区气体的声速，m/s；Ms为入射激波S的马赫数；
S13.获得脉冲风洞（1）运行时序
根据步骤S11、步骤S12的计算或者实验测量结果获得脉冲风洞流场建立时序；
S20.在脉冲风洞（1）的试验段（106）中安装试验模型（4），并通过快速电磁阀（3）将试验模型（4）喷流喷管与喷流系统储气管（2）连接；
S30.安装用于自动感知并输出触发信号的传感器（5）和高精度同步控制的仪器设备，各同步控制环节信号输入与输出时间差调试与测量；
S40.脉冲风洞（1）启动，高压气流冲破高低压段膜片（102），传感器（5）感受到运动激波后发送信号至延时触发器（6）；
S50.延时触发器（6）开始延时计时，直至到达预先设定的延时时间，发送信号至信号发生器（7）；
S60.信号发生器（7）输出固定脉宽、5V高电平的TTL电压信号至快速继电器（8）；TTL电压信号的脉宽控制快速继电器（8）的持续导通时间；
S70.在快速继电器（8）的持续导通时间内，常规电源（9）为快速电磁阀（3）供电，快速电磁阀（3）打开，喷流系统储气管（2）为试验模型（4）供气并形成稳定喷流；与此同时，脉冲风洞（1）的风洞主流到达试验段（106），建立模型绕流，实现稳定喷流形成时间与脉冲风洞主流形成时间同步，稳定喷流的持续时间超过脉冲风洞主流的有效试验时间。
2.根据权利要求1所述的用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制方法，其特征在于，所述的喷流系统储气管（2）为路德维希管，持续稳定提供喷流气源的时间大于40ms。
3.根据权利要求1所述的用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制方法，其特征在于，所述的快速电磁阀（3）为具备自动触发功能的常闭型二位二通阀门，开阀动作时间小于20ms。
4.根据权利要求1所述的用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制方法，其特征在于，所述的传感器（5）、延时触发器（6）、信号发生器（7）从感知到输入信号到输出预先设置信号的反应时间小于200μs。
5.根据权利要求1所述的用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制方法，其特征在于，所述的快速继电器（8）为固态快速继电器，在1ms内接通常规电源（9）。
6.根据权利要求1所述的用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制方法，其特征在于，所述的步骤S30包括以下子步骤：
S31.在脉冲风洞（1）的低压段（103）靠近高低压段膜片（102）位置处安装传感器（5）；
S32.运用同轴信号线缆将传感器（5）的输出端接入延时触发器（6）的外触发输入接口；
S33.运用同轴信号线缆将延时触发器（6）的输出端接入信号发生器（7）的外触发输入接口；
S34.运用同轴信号线缆将信号发生器（7）的输出端接入快速继电器（8）的外触发输入接口；
S35.运用信号线缆将快速继电器（8）接入常规电源（9）的火线电路中；
S36.运用信号线缆将常规电源（9）接入快速电磁阀（3）的工作电源输入接口，形成电子回路。
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114964693A (zh) * | 2022-05-20 | 2022-08-30 | 中国科学院力学研究所 | 基于高速气动弹射技术的激波风洞模拟试验装置及方法 |
| CN116046334A (zh) * | 2023-03-21 | 2023-05-02 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种基于弹道靶设备的声爆测量系统及测量方法 |
Citations (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3431777A (en) * | 1967-09-22 | 1969-03-11 | Us Air Force | Device to increase uncontaminated run time of a reflected shock tunnel |
| JPH07218381A (ja) * | 1994-02-04 | 1995-08-18 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 衝撃風洞の波形制御装置および波形制御方法 |
| JP2002340733A (ja) * | 2001-05-11 | 2002-11-27 | National Aerospace Laboratory Of Japan | 自由噴流式極超音速風洞試験装置 |
| US6763696B1 (en) * | 2001-01-17 | 2004-07-20 | Baker Engineering And Risk Consultants, Inc. | Shock tube |
| WO2009037917A1 (ja) * | 2007-09-20 | 2009-03-26 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | 風洞試験装置の測定部およびこれを用いた風洞試験装置 |
| CN103398835A (zh) * | 2013-08-21 | 2013-11-20 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 基于高超声速炮风洞的气膜冷却瞬态热流测试系统及方法 |
| CN106840589A (zh) * | 2017-03-30 | 2017-06-13 | 中国人民解放军63820部队吸气式高超声速技术研究中心 | 模拟热态喷流干扰的实验装置及实验方法 |
| CN107655652A (zh) * | 2017-10-30 | 2018-02-02 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 风洞试验中小推力喷流喷管供气装置及供气方法 |
| CN109883646A (zh) * | 2018-12-21 | 2019-06-14 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种基于高温脉冲风洞的吸气式推进试验模拟方法 |
| CN110411699A (zh) * | 2019-07-27 | 2019-11-05 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置 |
| AU2019205004B1 (en) * | 2019-07-11 | 2020-10-01 | Iyinomen, Daniel Odion DR | A Novel Plasma Preheating Test Device for Replicating Planetary Reentry Surface Temperatures in Hypersonic Impulse Facilities |
| CN113375890A (zh) * | 2021-05-14 | 2021-09-10 | 中国科学院力学研究所 | 用于激波风洞的热喷流实验装置 |
| CN113375889A (zh) * | 2021-05-14 | 2021-09-10 | 中国科学院力学研究所 | 用于激波风洞的热喷流实验方法 |
| CN113884267A (zh) * | 2021-12-07 | 2022-01-04 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 一种用于脉冲风洞的瞬态喷流试验装置 |
-
2022
- 2022-03-11 CN CN202210234691.6A patent/CN114354124B/zh active Active
Patent Citations (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3431777A (en) * | 1967-09-22 | 1969-03-11 | Us Air Force | Device to increase uncontaminated run time of a reflected shock tunnel |
| JPH07218381A (ja) * | 1994-02-04 | 1995-08-18 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 衝撃風洞の波形制御装置および波形制御方法 |
| US6763696B1 (en) * | 2001-01-17 | 2004-07-20 | Baker Engineering And Risk Consultants, Inc. | Shock tube |
| JP2002340733A (ja) * | 2001-05-11 | 2002-11-27 | National Aerospace Laboratory Of Japan | 自由噴流式極超音速風洞試験装置 |
| WO2009037917A1 (ja) * | 2007-09-20 | 2009-03-26 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | 風洞試験装置の測定部およびこれを用いた風洞試験装置 |
| CN103398835A (zh) * | 2013-08-21 | 2013-11-20 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 基于高超声速炮风洞的气膜冷却瞬态热流测试系统及方法 |
| CN106840589A (zh) * | 2017-03-30 | 2017-06-13 | 中国人民解放军63820部队吸气式高超声速技术研究中心 | 模拟热态喷流干扰的实验装置及实验方法 |
| CN107655652A (zh) * | 2017-10-30 | 2018-02-02 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 风洞试验中小推力喷流喷管供气装置及供气方法 |
| CN109883646A (zh) * | 2018-12-21 | 2019-06-14 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种基于高温脉冲风洞的吸气式推进试验模拟方法 |
| AU2019205004B1 (en) * | 2019-07-11 | 2020-10-01 | Iyinomen, Daniel Odion DR | A Novel Plasma Preheating Test Device for Replicating Planetary Reentry Surface Temperatures in Hypersonic Impulse Facilities |
| CN110411699A (zh) * | 2019-07-27 | 2019-11-05 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置 |
| CN113375890A (zh) * | 2021-05-14 | 2021-09-10 | 中国科学院力学研究所 | 用于激波风洞的热喷流实验装置 |
| CN113375889A (zh) * | 2021-05-14 | 2021-09-10 | 中国科学院力学研究所 | 用于激波风洞的热喷流实验方法 |
| CN113884267A (zh) * | 2021-12-07 | 2022-01-04 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 一种用于脉冲风洞的瞬态喷流试验装置 |
Non-Patent Citations (6)
| Title |
|---|
| B.HAMMER,H.OLIVIER: ""Experimental characterization of the transonic test section flow in a Ludwieg tube"", 《AEROSPACE SCIENCE AND TECHNOLOGY》 * |
| B.HAMMER,H.OLIVIER: ""Experimental characterization of the transonic test section flow in a Ludwieg tube"", 《AEROSPACE SCIENCE AND TECHNOLOGY》, 24 May 2018 (2018-05-24) * |
| 吴里根，孔小平，李贤 等: ""马赫数10超燃发动机激波风洞实验研究"", 《推进技术》 * |
| 吴里根，孔小平，李贤 等: ""马赫数10超燃发动机激波风洞实验研究"", 《推进技术》, vol. 42, no. 12, 31 December 2021 (2021-12-31) * |
| 汪东旭: ""激波管内黏性流场流动数值模拟"", 《武汉理工大学学报（交通科学与工程版）》 * |
| 汪东旭: ""激波管内黏性流场流动数值模拟"", 《武汉理工大学学报（交通科学与工程版）》, vol. 45, no. 3, 30 June 2021 (2021-06-30) * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114964693A (zh) * | 2022-05-20 | 2022-08-30 | 中国科学院力学研究所 | 基于高速气动弹射技术的激波风洞模拟试验装置及方法 |
| CN116046334A (zh) * | 2023-03-21 | 2023-05-02 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种基于弹道靶设备的声爆测量系统及测量方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
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