CN203178060U

CN203178060U - 一种高超音速飞行器地面模拟试验用激波隧道

Info

Publication number: CN203178060U
Application number: CN2013200160872U
Authority: CN
Inventors: 赵强; 辛凯; 董宏晓; 王天运; 刘瑞朝; 梁仕发; 黄魁
Original assignee: Engineering Troops No 3 Institute Headquarters of General Staff of PLA
Current assignee: Engineering Troops No 3 Institute Headquarters of General Staff of PLA
Priority date: 2013-01-14
Filing date: 2013-01-14
Publication date: 2013-09-04
Anticipated expiration: 2023-01-14

Abstract

本实用新型公开的高超音速飞行器地面模拟试验用激波隧道主要由设置在激波隧道内的气体动力活塞形成段（1）、驱动段（2）、被驱动段（3）和设置在激波隧道外的过渡段（4）、喷管段（5）和试验段（6），所述驱动段的内径截面为等截面段；被驱动段、过渡段的内径截面均为由大到小的变截面段；气体动力活塞形成段位于激波隧道尾部，其内均布有多个气体动力活塞（13）；驱动段位于气体动力活塞形成段和被驱动段之间；过渡段连接在被驱动段和喷管段之间，在过渡段与喷管段的连接法兰之间连接有密封膜片；试验段位于喷管段的前面。本实用新型通过采用爆轰和充压共同驱动的激波隧道，实现对高超音速飞行器气动性能及发动机可靠性的检验，提高了能量利用率，降低了试验成本，缩短了试验周期。

Description

一种高超音速飞行器地面模拟试验用激波隧道

技术领域

本实用新型属于高速飞行器超音速流场模拟技术领域，主要涉及的是一种高超音速飞行器地面模拟试验用激波隧道，可广泛适用于高超音速飞行器超音速流场的地面模拟。

技术背景

在航空领域中，高超音速飞行器需要经过大量试验来考核飞行器气动性能及发动机的可靠性。按照研制的阶段性和试验空间环境，可以将试验分成两大类，即地面模拟和飞行试验。目前，地面模拟试验中能模拟发动机内流和外流条件的主要有风洞模拟试验和火箭橇滑轨试验。

风洞是用于地面模拟飞行器高空飞行姿态的最重要的气动模拟试验设备，它可以实现准静态超音速流场的地面模拟。作为重要地面模拟设备之一，爆轰驱动激波风洞能够很好地模拟出高超音速飞行器在高空飞行时的流场条件。激波风洞是应用适当强度的入射激波压缩被驱动段内的试验气体，产生满足要求的驻室状态，而产生的高压、高声速驱动气体是激波风洞研制的重要关键技术。已经发展的高焓激波风洞主要有三种驱动方式：加热轻气体方式、自由活塞方式和爆轰驱动方式。加热轻气体方式主要通过高热比轻气体的爆轰使气体的速度达到超音速；自由活塞和爆轰驱动方式主要通过产生高压状态的气体驱动被驱动段的空气达到超音速。

爆轰驱动激波风洞具有产生高焓试验气流的能力强、提供的有效试验时间长、运行成本低、扩展性好等优点。但爆轰驱动激波风洞所需气源系统很大，此种风洞建设周期长，试验费用高。同时为满足长时间、高马赫数、高总压的地面模拟试验，所需爆炸装药量非常大，设备的口径及技术指标很难满足要求。

火箭橇滑轨试验是将试验件置于滑轨上的滑橇上，通过滑橇尾部固体火箭发动机对滑橇的推进，模拟试验件高速运行的工作特性及空中姿态，考核试验件的工作性能。受到火箭撬推力和行程的限制，进行较大尺寸的原型飞行器试验有较大难度。同时，火箭撬试验存在试验周期长、费用高、安全性低等缺点。

发明内容：

本实用新型的目的由此产生，提供一种高超音速飞行器地面模拟试验用激波隧道，通过采用爆轰和充压共同驱动的激波隧道，实现对秒级高超音速气流的模拟试验，能够真实模拟飞行器在空间中的流场特性，实现对高超音速飞行器气动性能及发动机可靠性的检验，提高能量利用率，降低试验成本，缩短试验周期。

本实用新型实现上述目的采取的技术方案是：一种高超音速飞行器地面模拟试验用激波隧道，其主要由设置在内部不可更换的气体动力活塞形成段、驱动段、被驱动段和设置在外部可以置换的过渡段、喷管段和试验段组成，气体动力活塞形成段位于激波隧道尾部，其内均布有多个气体动力活塞；所述驱动段位于气体动力活塞形成段和被驱动段之间，其内径截面为等截面段；所述被驱动段的内径截面为由大到小的变截面段；所述过渡段连接在被驱动段和喷管段之间，其内径截面也为由大到小的变截面段；在过渡段与喷管段的连接法兰之间连接有密封膜片；所述的试验段位于喷管段的前面，用于固定高超音速飞行器。

本实用新型所述气体动力活塞由气体动力活塞内钢板、高密度聚氨酯泡沫和气体动力活塞外包钢板组成，其中，高密度聚氨酯泡沫位于气体动力活塞内钢板和气体动力活塞外包钢板之间。

本实用新型所述气体动力活塞形成段内的气体动力活塞为七个，由气体动力活塞间柔性填充物支撑固定。

本实用新型所述的气体动力活塞形成段、驱动段和被驱动段由内钢板和钢筋混凝土组成。

本实用新型所述喷管段为拉瓦尔喷管，其截面直径为由小变大并具有流线性光滑曲面的钢结构。

本实用新型所述的试验段为钢筋混凝土结构。

本实用新型所述的密封膜片为预拱膜片。

本实用新型在所述密封膜片的凹面中心位置设置有切割机构，所述切割机构主要由药托、起爆药柱和柔性切割索组成，药托的上端开口端留有翻沿，翻沿上均匀布置有药托卡槽，药托的下端设有雷管插孔，起爆药柱放置在药托内，在药托翻沿的药托卡槽内均设置有等长的柔性切割索，柔性切割索由中心部位呈辐射状向四周发射并与密封膜片紧密接触。

本实用新型通过在内部设置的气体动力活塞形成段，采用延时爆炸控制技术精确控制气体动力活塞形成段内部装药爆炸能量的释放时间。利用气体动力活塞形成段的爆轰气体，形成压缩气体动力活塞，结合驱动段内部的高压气体，对高压气体释放进行有效控制。通过将风洞试验中的加热轻气体、自由活塞和爆轰三种驱动方式的有机结合，最大限度地利用设备中的能量，提高能量利用率，降低试验成本，缩短试验周期，尤其在实现超音速长时间的流场模拟上是单一驱动方式不可比拟的。通过采用爆轰和充压共同驱动的激波隧道，实现了对秒级高超音速气流的模拟试验，能够真实模拟飞行器在空间中的流场特性，以最小的代价实现较高的技术指标，实现对高超音速飞行器的强度和级间分离可靠性的考核，并检验火箭发动机的性能的可靠性。

附图说明

图1为本实用新型的激波隧道示意图。

图2为图1过渡段与喷管段连接示意图。

图3为图1气体动力活塞形成段的剖视图。

图4为本实用新型气体动力活塞的布置示意图。

图5-6为本实用新型密封机构的结构示意图。

图中，1、气体动力活塞形成段，2、驱动段，3、被驱动段，4、过渡段， 5、喷管段，6、试验段，7、密封膜片，8、出入口，9、气体动力活塞内钢板，10、高密度聚氨酯泡沫，11、气体动力活塞外包钢板，12、气体动力活塞间柔性填充物，13、气体动力活塞，14、起爆药柱，15、药托，16、雷管，17、柔性切割索。

具体实施方式

结合附图和实施例对本实用新型加以说明，但本实用新型不局限以下实施例。

本实施例所述的高超音速飞行器地面模拟试验用激波隧道是一种融合了多种复合结构的试验设备。如图1所示：主要包括气体动力活塞形成段1、驱动段2、被驱动段3、过渡段4、喷管段5及试验段6，气体动力活塞形成段1、驱动段2和被驱动段3是位于内部不可置换的结构，而过渡段4、喷管段5和试验段6是位于外部可以置换的结构。驱动段2和被驱动段3由内钢板和钢筋混凝土组成，该种结构可以有效地降低爆炸引起的震动效应，同时能够约束钢板的变形，提高整个结构的抗爆性能。气体动力活塞形成段1也是由内钢板和钢筋混凝土组成，气体动力活塞形成段安装了多个气体动力活塞13组成，气体动力活塞13由气体动力活塞内钢板9、高密度聚氨酯泡沫10和气体动力活塞外包钢板11组成（如图3所示），其中，高密度聚氨酯泡沫10位于气体动力活塞内钢板9和气体动力活塞外包钢板11之间；相比钢结构，由于高密度聚氨酯泡沫具有较好的吸能性能使该种结构具有优良的抗爆性能。气体动力活塞13平行放置在激波隧道尾部，尾端封闭。本实施例在气体动力活塞形成段1内均布有七个气体动力活塞13（如图4所示），由气体动力活塞间柔性填充物12支撑固定。单根气体动力活塞13即可承受一定装药爆炸，在一定延时内不会发生殉爆，并在结构损毁后能够更换。所述气体动力活塞形成段1的内径为等截面的圆形结构，驱动段2位于气体动力活塞形成段1和被驱动段3之间。所述驱动段2的内径与气体动力活塞形成段1的内径相等的等截面段。所述被驱动段3的内径截面由大到小的变截面段，该种截面能有效地提高该段的气流速度，其中一端的内径与驱动段2的内径相等，另一端的内径与过渡段4的最大内径相等，在被驱动段3上设置有检查出入口8。过渡段4设置在被驱动段3和喷管段5之间，与被驱动段3通过法兰连接，与喷管段5也通过法兰连接。过渡段4为变截面钢结构，其内径截面也为由大到小的变截面段，该种截面能有效地提高该段的空气压力和降低气体的流量，其中一端的内径与被驱动段3的最小内径相等、另一端的内径与喷管段5的最大内径相等。喷管段5为根据所需气流马赫数设计的拉瓦尔喷管，该喷管为一种截面直径先变小后变大并具有流线性光滑曲面的钢结构，该种结构可以将亚音速气流变为超音速甚至高超音速气流。在过渡段4与喷管段5的连接法兰之间固定连接有密封膜片7（如图2所示）。所述密封膜片7为预拱膜片，在密封膜片7的凹面中心位置设置有切割机构，如图5-6所示：所述切割机构主要由药托15、起爆药柱14和柔性切割索17组成，药托的上端开口端留有翻沿，翻沿上均匀布置有药托卡槽，药托的下端设有雷管插孔，起爆药柱放置在药托内，在药托翻沿的药托卡槽内均设置有等长的柔性切割索。通过涂胶使柔性切割索17与药托15、起爆药柱14固结为一个整体。由此，柔性切割索17由中心部位呈辐射状向四周发射，通过涂胶固定柔性切割索17的位置并使其与预拱膜片11紧密接触。将雷管16插入药托底部的雷管孔内并加以固定。使用时，起爆雷管，按照雷管、起爆药柱、柔性切割索的传爆序列，柔性切割索爆炸产生的射流在膜片上形成由中心部位呈辐射状的切割槽，在压力系统的高压气体作用下，预起拱膜片发生翻转弯曲大变形，并沿着切割槽撕裂开。由于切割槽是同时形成的，因此，膜片可实现完全开启并不会产生碎片飞出。所述的试验段6为开敞空间的钢筋混凝土结构，位于喷管段5的前面，用于固定高超音速飞行器。

本实施例在使用时，通过出入口8进入激波隧道，检查气体动力活塞1、驱动段2、被驱动段3和过渡段4内洁净程度，并对其进行清扫。通过密封膜片7密封住气体动力活塞段1、驱动段2、被驱动段3和过渡段4，并在密封膜片7上安装切割机构，密封完成后，安装喷管段5即完成对激波隧道主体结构的组装。此时根据试验设计可以单独在七个气体动力活塞13，也可以单独在驱动段2内，还可以在气体动力活塞13和驱动段2内安装一定质量的线形炸药。运用延时起爆技术分别设定气体动力活塞1或驱动段2内炸药，及爆密封膜片7上切割机构的起爆时间。安装完成后密封出入口8，检验雷管16正常与否，打开设置在驱动段的充气阀门，开动空压机向激波隧道内充压，待激波隧道内的压力达到50%设定值后，检验整个结构的密封性，如果密封不好对设备进行再密封，保证整个设备气密性，此时必须检测雷管正常与否。待充气压力达到设定值时，关闭充气阀门，再次检测雷管的状态正常与否，并开始对专用起爆器充电，充电完成后引爆密封膜片7上切割机构的雷管、气体动力活塞1内的炸药或驱动段2内的炸药，起爆完成后，激波隧道内的空气形成了超音速气流为试验段的高超音速飞行器提供了稳定的气流来源。试验完成后，打开设在驱动段的充气阀门，打开设在驱动段的排气阀门和出入口8，开动充气设备，把设备内有毒气体排出，并清理气体动力活塞1、驱动段2、被驱动段段3和过渡段4。

Claims

1.一种高超音速飞行器地面模拟试验用激波隧道，其特征是：其主要由设置在激波隧道内的气体动力活塞形成段（1）、驱动段（2）、被驱动段（3）和设置在激波隧道外的过渡段（4）、喷管段（5）和试验段（6），气体动力活塞形成段在激波隧道尾部，其内均布有多个气体动力活塞（13）；所述驱动段位于气体动力活塞形成段和被驱动段之间，其内径截面为等截面段；所述被驱动段的内径截面也为由大到小的变截面段；所述过渡段（4）连接在被驱动段（3）和喷管段（5）之间，其内径截面也为由大到小的变截面段；在过渡段与喷管段的连接法兰之间连接有密封膜片（7）；所述的试验段（6）位于喷管段的前面，用于固定高超音速飞行器。

2.根据权利要求1所述的高超音速飞行器地面模拟试验用激波隧道，其特征是：所述气体动力活塞（13）由气体动力活塞内钢板（9）、高密度聚氨酯泡沫（10）和气体动力活塞外包钢板（11）组成，其中，高密度聚氨酯泡沫位于气体动力活塞内钢板和气体动力活塞外包钢板之间。

3.根据权利要求1所述的高超音速飞行器地面模拟试验用激波隧道，其特征是：所述气体动力活塞形成段（1）内的气体动力活塞（13）为七个，由气体动力活塞间柔性填充物（12）支撑固定。

4. 根据权利要求1所述的高超音速飞行器地面模拟试验用激波隧道，其特征是：所述的气体动力活塞形成段(1)、驱动段(2)和被驱动段(3)由内钢板和钢筋混凝土组成。

5.根据权利要求1所述的高超音速飞行器地面模拟试验用激波隧道，其特征是：所述喷管段（5）为拉瓦尔喷管，其截面直径为由小变大并具有流线性光滑曲面的钢结构。

6.根据权利要求1所述的高超音速飞行器地面模拟试验用激波隧道，其特征是：所述的试验段（6）为钢筋混凝土结构。

7.根据权利要求1所述的高超音速飞行器地面模拟试验用激波隧道，其特征是：所述的密封膜片（7）为预拱膜片。

8.根据权利要求1或7所述的高超音速飞行器地面模拟试验用激波隧道，其特征是：在所述密封膜片（7）的凹面中心位置设置有切割机构，所述切割机构主要由药托（15）、起爆药柱（14）和柔性切割索（17）组成，药托的上端开口端留有翻沿，翻沿上均匀布置有药托卡槽，药托的下端设有雷管插孔，起爆药柱放置在药托内，在药托翻沿的药托卡槽内均设置有等长的柔性切割索，柔性切割索由中心部位呈辐射状向四周发射并与密封膜片紧密接触。