CN215115096U - 一种电弧风洞可变角度平板窄缝隙热流测量试验装置 - Google Patents
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Abstract
一种电弧风洞可变角度平板窄缝隙热流测量试验装置，包括电弧加热器、喷管、水冷模型支架、带缝隙旋转圆盘、平板支座、定位销钉以及热流传感器；电弧加热器通过阴极和阳极之间引燃高压电弧，对充入管体内部的高压空气进行加热，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。水冷模型支架固定在喷管出口，与出口超声速试验气流方向保持一定夹角。带缝隙旋转圆盘通过定位销钉固定在平板支座上，整体安装在水冷模型支架中，带缝隙旋转圆盘在缝隙迎风面、底部及背风面布置若干热流测点，在测点打孔并安装高精度快速响应热流传感器，通过热流传感器对缝隙测点热流进行测量。
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，应用于平板模型表面缝隙内小尺度狭窄区域热流测量，属于飞行器地面气动热试验研究领域。
背景技术
高超声速飞行器由于结构及构件间热膨胀要求，其表面不可避免的存在许多缝隙结构，例如飞行器返回舱烧蚀大底、口盖及舱门周围都保留了大量缝隙，在完成探测任务返回时为了确保上述部件弹抛顺利，在缝隙不允许填埋防热填料，使得这些缝隙直接暴露在高温高速气流之中，另外舱段装配的对接面处也会有缝隙存在。当高温高速气流通过缝隙时，在缝隙内部会发生边界层分离及再附，流动可能提前发生转捩，导致局部热流过高，引起防热层失效。以美国哥伦比亚航天飞机失事为例，由于高温气流进入机翼缝隙，最终导致机毁人亡。同时，由于缝隙结构空间狭窄，辐射散热效应较弱，在热流较低的情况下也可以引起较高的壁温，影响飞行器构件性能。因此，对高超声速飞行器表面缝隙所面临的气动加热环境进行准确有效的预测，是高超声速飞行器热防护设计中关键技术问题之一。
由于飞行试验成本过高，高超声速飞行器防热材料气动加热考核试验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。在电弧风洞气动加热试验中可以使用带缝隙的平板模型来模拟飞行器大面积区域的缝隙结构，但是受限于传统塞式量热计的尺寸，缝隙尺度小于5mm时，塞式量热计无法装配及测量，难以满足缝隙小尺度区域的热流精细化测量需求。因此，研制一套电弧风洞可变角度平板窄缝隙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可变角度平板窄缝隙热流测量试验装置，利用小型高精度快速响应热流传感器，可以对尺度小于5mm平板窄缝隙进行热流精细化测量，满足了电弧风洞中平板窄缝隙热防护试验技术方面的要求。
本实用新型采用的技术方案：
一种电弧风洞可变角度平板窄缝隙热流测量试验装置，包括：电弧加热器、喷管、水冷模型支架、带缝隙旋转圆盘、平板支座、定位销钉以及热流传感器；
电弧加热器通过阴极和阳极之间引燃高压电弧，对充入管体内部的高压空气进行加热，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；水冷模型支架固定在喷管出口处，与出口处超声速试验气流方向保持预设夹角；
带缝隙旋转圆盘为圆形平面结构，其中部设置有一个缝隙；通过定位销钉固定在平板支座上，整体安装在水冷模型支架上，使得整体迎风面为一平面结构，仅在带缝隙旋转圆盘中部有一缝隙，该缝隙的迎风面、底部及背风面布置若干热流测点，在测点安装热流传感器，通过热流传感器对缝隙测点热流进行测量，经电磁屏蔽输出引线输出。
进一步的，所述水冷模型支架采用水冷方式，水冷压力1～3Mpa，在电弧风洞高温流场中1～3600s停留，带有气动送进及限位装置，使水冷模型支架与喷管出口超声速试验气流保持设定夹角α，α＝0～45°，用于模拟不同的模型相对超声速试验气流攻角。
进一步的，所述带缝隙旋转圆盘外形直径为A1，A1＝50mm～200mm，表面中部设置的矩形缝隙，缝隙长度为A2，A2＝50mm～150mm，缝隙宽度为A3，A3＝1.4mm～5mm，缝隙深度为A4，A4＝1mm-30mm，缝隙用于模拟飞行器表面缝隙结构，带缝隙旋转圆盘四周开有A5个限位孔，A5＝1～24。
进一步的，所述带缝隙旋转圆盘表面缝隙的迎风面、底面、背风面布置有N个热流测点，N＝3～50。
进一步的，所述平板支座为平板外形，长度为B1，B1＝100mm～250mm，宽度为B2，B2＝100mm～250mm，厚度为B3，B3＝5mm～30mm，中间开有圆形阶梯孔用于安装带缝隙旋转圆盘，四周开有B4个限位孔，B4＝1～24。
进一步的，所述定位销钉用于限定旋转带缝隙圆盘与平板支座的相对位置，旋转带缝隙圆盘在平板支座上自由旋转，定位销钉使旋转带缝隙圆盘表面缝隙与喷管出口超声速试验气流保持设定的夹角β，β＝0～90°，用于模拟不同的模型表面缝隙相对超高速试验气流的偏转角。
进一步的，所述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℃，热流传感器最小直径为1.4mm，用于对狭窄区域进行热流测量。
进一步的，所述电弧加热器为分段中焓电弧加热器、管式低焓电弧加热器或者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或者亚声速喷管。
进一步的，水冷模型支架、带缝隙旋转圆盘、平板支座、定位销钉以及热流传感器组成的整体安装于一个封闭的真空舱内，通过真空舱内的不同真空度模拟飞行器不同飞行高度时所处压力条件。
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可变角度平板窄缝隙热流测量装置，可以实现平板表面窄缝隙宽度小于5mm时热流传感器的装配，并对其迎风面、底部及背风面热流进行准确有效的测量。
(2)本实用新型提供了一种可变角度带窄缝隙平板测试模型，通过调整气动送进装置、旋转圆盘及限位装置，可以改变平板表面缝隙相对超声速试验气流的攻角及偏转角，实现平板模型表面缝隙结构在多种飞行条件下的热流测量。
(3)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。
附图说明
图1为本实用新型的试验装置布局示意图；
图2为图1的局部放大图；
图3为带缝隙旋转圆盘与平板支座组合视图一；
图4为带缝隙旋转圆盘与平板支座组合视图二。
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。
如图1-图4所示，本实用新型实施例一种电弧风洞可变角度平板窄缝隙热流测量试验装置，包括：电弧加热器1、喷管2、水冷模型支架3、带缝隙旋转圆盘4、平板支座5、定位销钉6、高精度快速响应热流传感器7。
电弧加热器1通过阴极和阳极之间引燃高压电弧，对充入管体内部的高压空气进行加热，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喉道及出口面积比，可以调整超声速试验气流参数。
水冷模型支架3固定在喷管2出口，与出口超声速试验气流方向保持一定夹角，来模拟不同的来流攻角。带缝隙旋转圆盘4通过定位销钉6固定在平板支座5上，整体安装在水冷模型支架3中，带缝隙旋转圆盘4可以在平板支座5上自由旋转，通过定位销钉6固定角度来模拟不同的偏转角。
带缝隙旋转圆盘4在缝隙迎风面、底部及背风面布置一定数量的热流测点，在测点打孔并安装高精度快速响应热流传感器7，高精度快速响应热流传感器4头部与开孔端面齐平，尾部用高温胶封装，表面用粗砂纸打磨形成结点。通过高精度快速响应热流传感器7对缝隙测点热流进行测量，经电磁屏蔽输出引线传输至动态信号测试分析系统10进行调谐分析，最后在计算机 11输出实时热流信号。
水冷模型支架3采用水冷设计，水冷压力1～3Mpa，可以在电弧风洞高温流场中1～3600s停留，带有气动送进及限位装置，可以使水冷模型支架3与喷管2出口超声速试验气流保持一定夹角α，α＝0～45°，来模拟不同的模型相对超声速试验气流攻角，同时水冷模型支架3可应用于正式防热材料模型加热考核试验。
带缝隙旋转圆盘4材质为不锈钢，外形直径为A1，A1＝50～200mm，表面有一条狭窄缝隙，长度为A2，A2＝50～150mm，宽度为A3，A3＝1.4～5mm，深度为A4，A4＝1-30mm，可以模拟飞行器表面缝隙结构，带缝隙旋转圆盘四周开有A5个限位孔，A5＝1～24。
带缝隙旋转圆盘4表面缝隙的迎风面、底面、背风面布置有N个热流测点，N＝3～50，在测点开直径1.4mm的通孔，用于安装高精度快速响应热流传感器7。
平板支座5为平板外形，材质为不锈钢，长度为B1，B1＝100～250mm，宽度为B2，B2＝100～250mm，厚度为B3，B3＝5～30mm，中间开有圆形阶梯孔用于安装带缝隙旋转圆盘，四周开有B4个限位孔，B4＝1～24。
定位销钉6可以限定旋转带缝隙圆盘与平板支座的相对位置，旋转带缝隙圆盘4可以在平板支座5上自由旋转，定位销钉6可以使旋转带缝隙圆盘 4表面缝隙与喷管2出口超声速试验气流保持一定的夹角β，β＝0～90°，来模拟不同的模型表面缝隙相对超高速试验气流的偏转角。
高精度快速响应热流传感器7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℃，传感器最小直径为1.4mm，可以对狭窄区域进行热流测量。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。
电弧加热器1为分段中焓电弧加热器，也可为管式低焓电弧加热器，也可为叠片高焓电弧加热器。
喷管2为矩形超声速喷管,也可为亚声速喷管。
电弧风洞可变角度平板窄缝隙热流测量整体安装于一个封闭的真空舱8 内，通过真空系统9实现真空舱内的不同真空度，进而模拟飞行器不同飞行高度时所处压力条件。
本实用新型通过调整气动送进装置、旋转圆盘及限位装置，可以改变平板表面缝隙相对超声速试验气流的攻角及偏转角，实现平板模型表面缝隙结构在多种飞行条件下的热流测量。
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 (10)
1.一种电弧风洞可变角度平板窄缝隙热流测量试验装置，其特征在于包括：电弧加热器(1)、喷管(2)、水冷模型支架(3)、带缝隙旋转圆盘(4)、平板支座(5)、定位销钉(6)以及热流传感器(7)；
电弧加热器(1)对充入内部的高压空气进行加热，并通过喷管(2)进行膨胀加速，在喷管(2)出口形成超声速试验气流；水冷模型支架(3)固定在喷管(2)出口处，与出口处超声速试验气流方向保持预设夹角；
带缝隙旋转圆盘(4)为圆形平面结构，其中部设置有一个缝隙；通过定位销钉(6)固定在平板支座上(5)，带缝隙旋转圆盘(4)和平板支座(5)整体安装在水冷模型支架(3)上，使得带缝隙旋转圆盘(4)和平板支座(5)整体迎风面为一平面结构，仅在带缝隙旋转圆盘(4)中部有一缝隙，该缝隙的迎风面、底部及背风面布置若干热流测点，在测点安装热流传感器(7)，通过热流传感器(7)对缝隙测点热流进行测量，经电磁屏蔽输出引线输出。
2.根据权利要求1所述的一种电弧风洞可变角度平板窄缝隙热流测量试验装置，其特征在于：所述水冷模型支架(3)采用水冷方式，水冷压力1～3Mpa，在电弧风洞高温流场中1～3600s停留，带有气动送进及限位装置，使水冷模型支架(3)与喷管(2)出口超声速试验气流保持设定夹角α，α＝0～45°，用于模拟不同的模型相对超声速试验气流攻角。
3.根据权利要求1所述的一种电弧风洞可变角度平板窄缝隙热流测量试验装置，其特征在于：所述带缝隙旋转圆盘(4)外形直径为A1，A1＝50mm～200mm，表面中部设置的矩形缝隙，缝隙长度为A2，A2＝50mm～150mm，缝隙宽度为A3，A3＝1.4mm～5mm，缝隙深度为A4，A4＝1mm-30mm，缝隙用于模拟飞行器表面缝隙结构，带缝隙旋转圆盘(4)四周开有A5个限位孔，A5＝1～24。
4.根据权利要求1所述的一种电弧风洞可变角度平板窄缝隙热流测量试验装置，其特征在于：所述带缝隙旋转圆盘(4)表面缝隙的迎风面、底面、背风面布置有N个热流测点，N＝3～50。
5.根据权利要求1所述的一种电弧风洞可变角度平板窄缝隙热流测量试验装置，其特征在于：所述平板支座(5)为平板外形，长度为B1，B1＝100mm～250mm，宽度为B2，B2＝100mm～250mm，厚度为B3，B3＝5mm～30mm，中间开有圆形阶梯孔用于安装带缝隙旋转圆盘(4)，四周开有B4个限位孔，B4＝1～24。
6.根据权利要求1所述的一种电弧风洞可变角度平板窄缝隙热流测量试验装置，其特征在于：所述定位销钉(6)用于限定带缝隙旋转圆盘(4)与平板支座(5)的相对位置，带缝隙旋转圆盘(4)在平板支座(5)上自由旋转，定位销钉(6)使带缝隙旋转圆盘(4)表面缝隙与喷管(2)出口超声速试验气流保持设定的夹角β，β＝0～90°，用于模拟不同的模型表面缝隙相对超高速试验气流的偏转角。
7.根据权利要求1所述的一种电弧风洞可变角度平板窄缝隙热流测量试验装置，其特征在于：所述热流传感器(7)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(7)最小直径为1.4mm，用于对狭窄区域进行热流测量。
8.根据权利要求1所述的一种电弧风洞可变角度平板窄缝隙热流测量试验装置，其特征在于：所述电弧加热器(1)为分段中焓电弧加热器、管式低焓电弧加热器或者叠片高焓电弧加热器。
9.根据权利要求1所述的一种电弧风洞可变角度平板窄缝隙热流测量试验装置，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。
10.根据权利要求1所述的一种电弧风洞可变角度平板窄缝隙热流测量试验装置，其特征在于：水冷模型支架(3)、带缝隙旋转圆盘(4)、平板支座(5)、定位销钉(6)以及热流传感器(7)组成的整体安装于一个封闭的真空舱内，通过真空舱内的不同真空度模拟飞行器不同飞行高度时所处压力条件。
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| CN202023165134.9U CN215115096U (zh) | 2020-12-23 | 2020-12-23 | 一种电弧风洞可变角度平板窄缝隙热流测量试验装置 |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112577703A (zh) * | 2020-12-23 | 2021-03-30 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种电弧风洞可变角度平板窄缝隙热流测量试验装置 |
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2020
- 2020-12-23 CN CN202023165134.9U patent/CN215115096U/zh active Active
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| CN112577703A (zh) * | 2020-12-23 | 2021-03-30 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种电弧风洞可变角度平板窄缝隙热流测量试验装置 |
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