CN214149751U - 一种电弧风洞尖前缘驻点热流测量试验装置 - Google Patents
一种电弧风洞尖前缘驻点热流测量试验装置 Download PDFInfo
- Publication number
- CN214149751U CN214149751U CN202023134009.1U CN202023134009U CN214149751U CN 214149751 U CN214149751 U CN 214149751U CN 202023134009 U CN202023134009 U CN 202023134009U CN 214149751 U CN214149751 U CN 214149751U
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- electric arc
- heat flow
- test model
- front edge
- sharp
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Images
Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
一种电弧风洞尖前缘驻点热流测量试验装置，包括电弧加热器、喷管、尖前缘测试模型、热流传感器、水冷测试模型支架、电磁屏蔽输出引线；电弧加热器通过电极之间击穿放电产生电弧，对充入内部的高压气体介质进行加热，高温高压气体通过喷管进行膨胀加速,在出口形成超声速试验气流。尖前缘测试模型布置在所述超声速试验气流下游位置，热流传感器安装在所述尖前缘测试模型头部，通过水冷测试模型支架固定在试验段底部，尖前缘测试模型头部驻点线与喷管出口中心保持齐平。通过热流传感器，对尖前缘测试模型头部驻点热流进行测量，经电磁屏蔽输出引线传输至动态信号测试分析系统进行调谐分析，最后在计算机输出实时热流信号。
Description
技术领域
本实用新型涉及电弧风洞热防护材料地面考核试验技术，应用于尖前缘模型头部小尺度区域热流测量，属于飞行器地面气动热试验研究领域。
背景技术
随着新型高超声速飞行器的快速发展，对飞行速度的要求日益提升，钝化前缘已经无法满足飞行器气动性能要求，能够长时间、长续航飞行的尖前缘由于具备高升阻比外形，更能胜任新型高超飞行器的设计需求。但是，采用尖前缘外形带来气动性能优势的同时，存在着局部热流过高、防热设计困难的问题。飞行器以高超声速飞行时，头部产生的强激波会压缩波后气体升温，对飞行器造成强烈的气动加热效应。例如，飞行高度为24km，飞行马赫数为7，半径20mm的前缘鼻锥上的热流密度高达2～3MW/m2。经典的驻点热流预测经验公式，Fay-Riddell公式表明，驻点热流与飞行速度的3.25次方成正比，与曲率半径的平方根成反比，飞行速度提升一倍，驻点热流提高约一个量级，同时，头部半径减小一半，驻点热流增加41％。因此，高超声速尖前缘飞行器所面临的气动加热环境极为残酷，对其进行有效准确的预测是高超声速飞行器热防护设计关键技术问题之一。
由于飞行试验成本过高，高超声速飞行器热防护材料的筛选及考核通常在地面高焓设备中进行，电弧风洞通过电弧加热器产生高温高压气流，可以实现长时间稳定运行，是防热材料地面烧蚀考核的主力设备。在电弧风洞中进行尖前缘模型驻点热流测量时，由于传统塞式量热计的尺寸限制，前缘头部半径必须要大于5mm才能进行安装，而对于前缘半径小于5mm的外形，其驻点热流无法直接测量，通常是采用一个半径更大的球头模型进行热流测量，然后进行数据换算，误差很大。同时，传统塞式量热计热流测量范围一般≤3MW/m2，在高热流环境下表面隔热套容易烧蚀氧化，无法胜任尖前缘高热流测量需求。因此，研制一套电弧风洞尖前缘(R≤5mm)驻点热流测量试验装置十分必要。
实用新型内容
本实用新型的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供了一种电弧风洞尖前缘(R≤5mm)驻点热流测量试验装置，利用小型高精度快速响应热流传感器，可以对尖前缘(R≤5mm)头部驻点热流进行测量，满足了电弧风洞中尖前缘外形热防护试验技术方面的要求。
本实用新型采用的技术方案：
一种电弧风洞尖前缘驻点热流测量试验装置，包括电弧加热器、喷管、尖前缘测试模型、高精度热流传感器、水冷测试模型支架、电磁屏蔽输出引线；
电弧加热器通过电极之间击穿放电产生电弧，对充入内部的高压气体介质进行加热，高温高压气体通过喷管进行膨胀加速,在出口形成超声速试验气流。尖前缘测试模型布置在所述超声速试验气流下游位置，高精度快速响应热流传感器安装在所述尖前缘测试模型头部，通过水冷测试模型支架固定在试验段底部，尖前缘测试模型头部驻点线与喷管出口中心保持齐平。通过高精度快速响应热流传感器，对尖前缘测试模型头部驻点热流率进行测量，经电磁屏蔽输出引线传输至动态信号测试分析系统进行调谐分析，最后在计算机输出实时热流信号。
进一步的，所述尖前缘测试模型横截面为扇形，尖前缘测试模型的头部即尖前缘处设置有圆弧倒角，该圆弧倒角半径为N1，N1＝0.7mm～5mm，尖前缘测试模型横截面的半楔角为N2，N2＝5°～15°，头部有N3个热流测点， N3＝1～7。
进一步的，所述高精度快速响应热流传感器响应时间为10μs，热流测量范围为10kW/m2～10MW/m2，测量精度≤8％，表面耐烧蚀，表面耐温≤450℃，传感器直径为Φmm，1.4≤Φ≤10，可以实现头部半径≤5mm尖前缘驻点热流测量。
进一步的，所述水冷测试模型支架采用水冷设计，水冷压力1～3Mpa，可以在电弧风洞高温流场中长时间运行，运行时间t≥3000s，并应用于正式防热材料模型加热考核。
进一步的，所述电磁屏蔽输出引线外部进行了电磁屏蔽工艺处理，可以有效减弱和消除电弧风洞运行时高压电产生的电磁信号干扰，输出信号更稳定。
进一步的，所述动态信号测试分析系统最高采样频率为1MHz，通道数量为32个，并附带信号调理器对采集信号进行实时调理。
进一步的，所述电弧加热器为管式低焓电弧加热器，也可为分段中焓电弧加热器，也可为叠片高焓电弧加热器。
进一步的，所述喷管为矩形超声速喷管，也可为亚声速喷管。
本实用新型与现有技术相比的优点如下：
(1)本实用新型提供了一种电弧风洞尖前缘驻点热流测量装置，可以解决尖前缘头部半径≤5mm时热流传感器的装配问题，并对其驻点热流进行准确有效的测量。
(2)本实用新型提供了针对电弧风洞气流环境优化后的高精度快速响应热流传感器，其表面耐烧蚀，重复使用后性能稳定，提高了现有设备在气动热测量领域的试验能力。
(3)本实用新型提供了针对电弧加热器运行时产生的电磁信号干扰进行屏蔽工艺处理的输出引线，可以有效提高热流传感器输出信号的稳定程度。
附图说明
图1为本实用新型的试验装置布局示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本实用新型作进一步详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本实用新型，而非对本实用新型的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本实用新型相关的部分而非全部结构。
图1为本实用新型实施例中的一种电弧风洞尖前缘驻点热流测量试验装置，包括：电弧加热器1、喷管2、尖前缘测试模型3、高精度快速响应热流传感器4、水冷测试模型支架5、电磁屏蔽输出引线6、动态信号测试分析系统7。
电弧加热器1通过电极之间击穿放电产生电弧，对充入内部的高压气体介质进行加热，通过调节高压电参数和高压气体流量可以模拟不同的加热条件，高温高压气体通过喷管2进行膨胀加速,在出口形成超声速试验气流，通过改变喷管2的出口与喉道面积比，可以调整出口试验气流参数。
尖前缘测试模型3布置在所述超声速试验气流下游位置，尖前缘测试模型3头部驻点线与喷管2出口中心保持齐平，在尖前缘测试模型3头部测点位置依次打直径1.4mm的通孔，高精度快速响应热流传感器4安装在孔内，头部与尖前缘前端齐平，尾部用高温胶封装，表面用粗砂纸打磨形成结点。
尖前缘测试模型3通过螺钉装配连接水冷测试模型支架5，整体固定在试验段底部，水冷测试模型支架5连接高压进水及出水管并通水进行水冷，通过调节水流量可以改变冷却程度。
高精度快速响应热流传感器4传感器响应时间为10μs，试验时间一般为 0.5～2s，可以在试验时间内对尖前缘测试模型3头部驻点热流进行有效测量，采集到的数据信号经电磁屏蔽输出引线6传输至动态信号测试分析系统7，在系统内部进行数据调理及分析，处理完毕后在计算机输出实时温度信号及热流信号。
电弧加热器1采用管式低焓电弧加热器、分段中焓电弧加热器或者叠片高焓电弧加热器。本实施例以管式低焓电弧加热器为例，该加热器主要由后电极、磁场线圈、旋气室、前电极组成，各部分由高压冷却水分别冷却。直流电源的正、负极分别接加热器的后、前电极，通过金属丝短接前后电极引弧。引弧之前，清洁干燥的高压空气由旋气室切向注入电弧加热器，这样高速旋转的切向气流在加热器的轴线上产生一个低压区，将电弧弧柱稳定在这个低压区内。
喷管2为矩形超声速喷管或者亚声速喷管。本实施例以矩形超声速喷管为例，根据试验模型的尺寸，并参照需要模拟的热环境参数，选择不同喉道及出口尺寸的喷管，高压高温气流通过喷管进行膨胀加速，在出口获得所需试验气流。
尖前缘测试模型3整体为不锈钢，尖前缘测试模型3横截面为扇形，尖前缘测试模型3的头部即尖前缘处设置有圆弧倒角，该圆弧倒角半径为N1，N1＝0.7mm～5mm，尖前缘测试模型(3)横截面的半楔角为N2，N2＝5°～15°，头部有N3个热流测点，N3＝1～7。在测点处打直径1.4mm的通孔，在尾端有走线孔及转接件用于连接水冷测试模型支架5。
高精度快速响应热流传感器4响应时间为10μs，热流测量范围为 10kWm2～10MW/m2，测量精度≤8％，表面耐烧蚀，表面耐温≤450℃，传感器直径为Φmm，1.4≤Φ≤10，可以实现R≤5mm尖前缘驻点热流测量，在重复使用后性能保持稳定。
水冷测试模型支架5采用水冷设计，水冷压力1～3Mpa，可以在电弧风洞高温流场中长时间t运行，t≥3000s，并应用于正式防热材料模型加热考核，顶端有转接孔，通过螺钉连接尖前缘测试模型3，底部通过螺栓连接在试验段。
电磁屏蔽输出引线6外部进行了电磁屏蔽工艺处理，可以有效减弱和消除电弧风洞运行时高压电产生的电磁信号干扰，输出信号更稳定。
动态信号测试分析系统7最高采样频率为1MHz，通道数量为32个，并附带信号调理器，在系统内部对采集信号进行调理及分析，处理完毕后在计算机输出实时温度信号及热流信号。
本实用新型未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。
Claims (7)
1.一种电弧风洞尖前缘驻点热流测量试验装置，其特征在于包括：电弧加热器(1)、喷管(2)、尖前缘测试模型(3)、热流传感器(4)、水冷测试模型支架(5)以及电磁屏蔽输出引线(6)；
电弧加热器(1)通过电极之间击穿放电产生电弧，对充入内部的高压气体介质进行加热，高温高压气体通过喷管(2)进行膨胀加速，在喷管(2)出口形成超声速试验气流；尖前缘测试模型(3)布置在所述超声速试验气流下游位置，热流传感器(4)安装在所述尖前缘测试模型(3)头部，通过水冷测试模型支架(5)固定在风洞试验段底部，尖前缘测试模型(3)头部驻点线与喷管(2)出口中心保持齐平；热流传感器(4)对尖前缘测试模型(3)头部驻点热流测量的结果经电磁屏蔽输出引线(6)输出。
2.根据权利要求1所述的一种电弧风洞尖前缘驻点热流测量试验装置，其特征在于：所述尖前缘测试模型(3)横截面为扇形，尖前缘测试模型(3)的头部即尖前缘处设置有圆弧倒角，该圆弧倒角半径为N1，N1＝0.7mm～5mm，尖前缘测试模型(3)横截面的半楔角为N2，N2＝5°～15°，头部有N3个热流测点，N3＝1～7。
3.根据权利要求1所述的一种电弧风洞尖前缘驻点热流测量试验装置，其特征在于：所述热流传感器(4)响应时间为10μs，热流测量范围为10kW/m2～10MW/m2，测量精度≤8％，表面耐烧蚀，表面耐温≤450℃，热流传感器直径为Φ，1.4mm≤Φ≤10mm。
4.根据权利要求1所述的一种电弧风洞尖前缘驻点热流测量试验装置，其特征在于：所述水冷测试模型支架(5)为水冷方式，水冷压力1～3Mpa，在电弧风洞高温流场中长时间运行，运行时间t≥3000s。
5.根据权利要求1所述的一种电弧风洞尖前缘驻点热流测量试验装置，其特征在于：所述电磁屏蔽输出引线(6)外部有电磁屏蔽工艺处理，消除电弧风洞运行时高压电产生的电磁信号干扰。
6.根据权利要求1所述的一种电弧风洞尖前缘驻点热流测量试验装置，其特征在于：所述电弧加热器(1)为管式低焓电弧加热器、分段中焓电弧加热器或者叠片高焓电弧加热器。
7.根据权利要求1所述的一种电弧风洞尖前缘驻点热流测量试验装置，其特征在于：所述喷管(2)为矩形超声速喷管或者亚声速喷管。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202023134009.1U CN214149751U (zh) | 2020-12-23 | 2020-12-23 | 一种电弧风洞尖前缘驻点热流测量试验装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202023134009.1U CN214149751U (zh) | 2020-12-23 | 2020-12-23 | 一种电弧风洞尖前缘驻点热流测量试验装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN214149751U true CN214149751U (zh) | 2021-09-07 |
Family
ID=77529135
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202023134009.1U Active CN214149751U (zh) | 2020-12-23 | 2020-12-23 | 一种电弧风洞尖前缘驻点热流测量试验装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN214149751U (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114295913A (zh) * | 2021-12-30 | 2022-04-08 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 一种电弧加热器在线监测方法 |
-
2020
- 2020-12-23 CN CN202023134009.1U patent/CN214149751U/zh active Active
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114295913A (zh) * | 2021-12-30 | 2022-04-08 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 一种电弧加热器在线监测方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN109765031B (zh) | 一种用于风洞热喷流干扰试验的天平支杆 | |
| CN103884467B (zh) | 等离子体压力探针及利用其测量压力的系统 | |
| CN214149751U (zh) | 一种电弧风洞尖前缘驻点热流测量试验装置 | |
| Ames | Experimental study of vane heat transfer and aerodynamics at elevated levels of turbulence | |
| CN213842584U (zh) | 一种电弧风洞流场剖面焓测量试验装置 | |
| Hövelmann et al. | AVT-183 diamond wing flow field characteristics Part 2: Experimental analysis of leading-edge vortex formation and progression | |
| Rodrigues et al. | Experimental thermal characterization of DBD plasma actuators | |
| CN108195553A (zh) | 一种超声速飞行器声爆特征试验测量装置 | |
| CN112577703A (zh) | 一种电弧风洞可变角度平板窄缝隙热流测量试验装置 | |
| Hatman et al. | Separated-Flow Transition: Part 1—Experimental Methodology and Mode Classification | |
| Jia et al. | Flow separation control of nacelle in crosswind by microsecond pulsed surface dielectric barrier discharge plasma actuator | |
| Schmisseur et al. | Receptivity of the Mach-4 boundary layer on an elliptic cone to laser-generated localized freestream perturbations | |
| CN215115096U (zh) | 一种电弧风洞可变角度平板窄缝隙热流测量试验装置 | |
| Zhang et al. | The pressure wave induced by an asymmetrical Dielectric Barrier Discharge plasma actuator under the influence of residual charge | |
| Vukoslavcevic et al. | A 12-sensor hot-wire probe to measure the velocity and vorticity vectors in turbulent flow | |
| Li et al. | GÃķrtler Instability and Its Control via Surface Suction Over an Axisymmetric Cone at Mach 6 | |
| CN109374062A (zh) | 一种脱落插座热流密度和压力测量装置 | |
| CN109827737B (zh) | 变出口合成射流激励器 | |
| Schneider et al. | Hypersonic stability and transition experiments on blunt cones and a generic scramjet forebody | |
| CN209102139U (zh) | 一种脱落插座热流密度和压力测量装置 | |
| Erdem et al. | Drag reduction by energy deposition in hypersonic flows | |
| Rius-Vidales et al. | Swept Transition Experimental Platform (STEP) | |
| Shevchenko et al. | Experimental study of vortex wake behind of a wing at Mach number range of M= 2–4 | |
| Boldyrev et al. | T-117 TsAGI hypersonic wind tunnel | |
| Ito et al. | Effect of noise on roughness-induced boundary-layer transition for scramjet inlet |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |