一种2m量级自由活塞驱动的高焓激波风洞制造技术

一种2m量级自由活塞驱动的高焓激波风洞，高压储气室、活塞发射机构、活塞、压缩管、活塞止停机构、主夹膜机构、激波管、小夹膜机构、喷管、试验段、轨道以及支撑系统。高压储气室位于活塞发射机构的上游，其内贮存高压空气。重活塞通过活塞发射机构发射后，将向压缩管下游方向加速运动，当活塞抵达压缩管的末端时，绝大部分能量将传递给氦氩混合轻质气体，从而产生高温高压气体。此时，主夹膜机构的膜片破裂，产生一道入射激波通过激波管到达激波管末端并会发生反射，从而产生高温高压的试验气体导致小夹膜机构的膜片破裂。高温高压的试验气体，通过喷管，到达试验段，获得所需的自由来流条件。

A 2m high intensity free piston driven high enthalpy shock tunnel

A high enthalpy shock wind tunnel driven by 2m free piston, a high-pressure gas storage chamber, a piston launcher, a piston, a compression tube, a piston stop mechanism, a main film mechanism, a shock tube, a small clip film mechanism, a nozzle, a test section, a track and a supporting system. The high pressure chamber is located upstream of the piston launching mechanism, which stores high pressure air. When the heavy piston is launched by the piston launcher, it will speed up the downstream direction of the compression tube. When the piston reaches the end of the compression tube, most of the energy will be transferred to the helium argon mixture light gas, thus producing high temperature and high pressure gas. At this point, the diaphragm of the main film mechanism breaks down, and a shock wave is generated through the shock tube to reach the end of the shock tube and will reflect, resulting in a high temperature and high pressure test gas that causes the diaphragm of the small clip membrane mechanism to break down. The high temperature and high pressure test gas reaches the test section through the nozzle to obtain the required free flow conditions.

【技术实现步骤摘要】
一种2m量级自由活塞驱动的高焓激波风洞
本专利技术涉及一种2m量级自由活塞驱动的高焓激波风洞，不仅能够研究超高声速高温真实气体效应等气动基础研究，而且还可以开展超燃冲压发动机、空间再入飞行器等工程应用研究。
技术介绍
高超声速飞行器飞行条件范围广和需要研究的物理现象独特，使得单一高超声速试验设备无法满足试验需求，导致高超声速试验设备呈现多样化特征。对于风洞试验，目前无法对整个飞行包线内开展气动热力学、气动光学、气动声学等一系列试验研究，只能对飞行试验之前的“关键路径”进行评估。在马赫数5-12的低高超声速区域，理想气体流动马赫数和雷诺数(Ma-Re)模拟是实用的，主要通过降低自由来流温度降低能够降低自由来流的声速，从而提高自由来流的马赫数，进而实现高超声速条件下Ma-Re模拟。在超高速条件(速度大于3km/s)下,空气中的氧分子开始离解；速度再增大时，进一步发生氮分子离解，甚至电离反应。当飞行速度超过4km/s后，热、化学、辐射、烧蚀效应造成的影响变得重要，此需要模拟飞行环境下真实气体的速度、压力和温度条件。超高速流动带来的高温效应在常规“冷”状态的高超声速地面设备不能得到复现。用于模拟超高速流动高温效应的两个关键参数是来流速度(比焓)和双尺度参数ρL(ρ为密度，L为特征长度)，前者表征滞止焓，后者表征强激波后离解反应尺度。
技术实现思路
一种2m量级自由活塞高焓激波风洞，为超高速提供高焓来流，能够模拟超高速流动高温效应的两个关键参数是来流速度(比焓)和双尺度参数ρL。本专利技术采用的技术方案：一种2m量级自由活塞驱动的高焓激波风洞，包括：高压储气室、活塞发射机构、活塞、压缩管、活塞止停机构、主夹膜机构、激波管、小夹膜机构、喷管、试验段、轨道以及支撑系统；高压储气室内储存有高压空气且高压储气室的一端留有开口，压缩管从所述高压储气室的开口处伸入其中，并于内置在高压储气室中的活塞发射机构连接，压缩管的另一端通过主夹膜机构与激波管的一端连接，激波管的另一端通过小夹膜机构与喷管的收缩段连接，试验段连接在喷管的扩张段之后，多个支撑系统分别设置在高压储气室、活塞发射机构、压缩管、主夹膜机构、激波管、喷管和试验段下方，且支撑系统安装在轨道上并沿轨道移动，支撑系统在高度和水平两方向具有微调功机构；活塞设置在活塞发射机构中，当活塞被发射后，活塞在压缩管内移动，活塞止停机构设置在压缩管的末端，用于给发射出来的活塞缓冲和减速。压缩管由多个分段组装而成，相邻分段之间的密封均包括三级密封，内层密封采用金属密封圈，外层密封采用O形橡胶圈，中层密封采用尼龙密封圈。金属密封圈采用紫铜材料。所述活塞止停机构中设置有气体缓冲腔结构以及硅橡胶缓冲垫，用于活塞的缓冲减速和止停。喷管为m量级喷管，压缩管内填充压力为5kPa～50kPa的氦气、氩气或者氦氩混合气。主夹膜机构中设置有一个或两个膜片，小夹膜机构中设置一个膜片。激波管内抽真空，使其压力小于一个大气压。压缩管的内径与激波管的内径之比为2.3:1。高压储气室的承压为20MPa,体积24m3，压缩管的长度75m，内径0.668m，压缩管的承压为70MPa，激波管的承压为100MPa,长度为32m或者35m，内径为0.29m，当风洞流场驻室总温超过7000K时，激波管的长度为32m，当风洞试验段自由流的有效时间超过40ms并且驻室总温在2500K～3500K时，激波管的长度为35m；试验段容积为230m3,真空度达到10Pa，试验段顶端设置有2.5m长的自动开闭模型安装天窗，试验段上设置有多个观察窗口；轨道在100m范围内的高差小于0.5mm。本专利技术相对现有技术带来的有益效果为：(1)一种2m量级自由活塞高焓激波风洞，试验模型尺寸可以超过2m，使得模型的自然时间尺度和非平衡态的反应速率与自由飞行相似相近。能够模拟超高速流动高温效应的两个关键参数来流速度(比焓)和双尺度参数ρL。(2)压缩管4由多个分段组装而成，相邻分段之间的密封均包括三级密封，密封效果好，保证氦氩气体的纯度。(3)压缩管4长度75m,内径0.668m,此尺寸使得活塞可以调谐运行，活塞在压缩管末端能够安全停下来。(4)主夹膜机构6中能够设置两个膜片，可以方便进行膜片动态破膜试验，能够准确预估膜片的破膜压力，对重活塞的调试提供一定的安全保障。(5)激波管7长度35m,内径0.29m,此尺寸使得入射激波在运行过程中产生的壁面边界层对试验段的流场干扰较少。附图说明图1是本专利技术的自由活塞激波风洞示意简图；图2a是本专利技术压缩管连接示意图，图2b为局部放大图；图3是轨道和压缩管支架结构示意图；图4是主夹膜机构与激波管和压缩管示意图；图5是小夹膜机构与激波管和喷管示意图。具体实施方式下面将结合附图和具体实施对本专利技术做进一步详细的说明。如图1、4、5所示，本专利技术提出了一种2m量级自由活塞驱动的高焓激波风洞，包括：高压储气室1、活塞发射机构2、活塞3、压缩管4、活塞止停机构5、主夹膜机构6、激波管7、小夹膜机构8、喷管9、试验段10、轨道11以及支撑系统12；高压储气室1内储存有高压空气且高压储气室1的一端留有开口，压缩管4从所述高压储气室1的开口处伸入其中，并于内置在高压储气室1中的活塞发射机构2连接，压缩管4的另一端通过主夹膜机构6与激波管7的一端连接，激波管7的另一端通过小夹膜机构8与喷管9的收缩段连接，试验段10连接在喷管9的扩张段之后，多个支撑系统12分别设置在高压储气室1、活塞发射机构2、压缩管4、主夹膜机构6、激波管7、喷管9和试验段10下方，且支撑系统12安装在轨道11上并沿轨道移动，支撑系统12在高度和水平两方向具有微调功机构；活塞3设置在活塞发射机构2中，当活塞3被发射后，活塞3在压缩管4内移动，活塞止停机构5设置在压缩管4的末端，用于给发射出来的活塞3缓冲和减速。如图2a、2b所示，压缩管4由多个分段组装而成，相邻分段之间的密封均包括三级密封，内层密封采用金属密封圈，外层密封采用O形橡胶圈，中层密封采用尼龙密封圈。金属密封圈采用紫铜材料。所述活塞止停机构5中设置有气体缓冲腔结构以及硅橡胶缓冲垫，用于活塞3的缓冲减速和止停。喷管9为2m量级喷管，压缩管4内填充压力为5kPa～50kPa的氦气、氩气或者氦氩混合气。主夹膜机构6中设置有一个或两个膜片，小夹膜机构8中设置一个膜片。激波管7内抽真空，使其压力小于一个大气压。压缩管4的内径与激波管7的内径之比为2.3:1。高压储气室1的承压为20MPa,体积24m3，压缩管4的长度75m，内径0.668m，压缩管4的承压为70MPa，激波管7的承压为100MPa,长度为35m或者56m，内径为0.29m，当风洞流场驻室总温超过7000K时，激波管7的长度为32m，当风洞试验段自由流的有效时间超过40ms并且驻室总温在2500K～3500K时，激波管7的长度为56m；试验段10容积为230m3,真空度达到10Pa，试验段10顶端设置有2.5m长的自动开闭模型安装天窗，试验段10上设置有多个观察窗口；轨道11在100m范围内的高差小于0.5mm。工作原理：本专利技术提出的2m量级自由活塞激波风洞是一种用重活塞压缩气体获得高温高压驱动气体的激波风洞。主要包括：高压储气室1、活塞发射机构2、活本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种2m量级自由活塞驱动的高焓激波风洞，其特征在于包括：高压储气室(1)、活塞发射机构(2)、活塞(3)、压缩管(4)、活塞止停机构(5)、主夹膜机构(6)、激波管(7)、小夹膜机构(8)、喷管(9)、试验段(10)、轨道(11)以及支撑系统(12)；高压储气室(1)内储存有高压空气且高压储气室(1)的一端留有开口，压缩管(4)从所述高压储气室(1)的开口处伸入其中，并于内置在高压储气室(1)中的活塞发射机构(2)连接，压缩管(4)的另一端通过主夹膜机构(6)与激波管(7)的一端连接，激波管(7)的另一端通过小夹膜机构(8)与喷管(9)的收缩段连接，试验段(10)连接在喷管(9)的扩张段之后，多个支撑系统(12)分别设置在高压储气室(1)、活塞发射机构(2)、压缩管(4)、主夹膜机构(6)、激波管(7)、喷管(9)和试验段(10)下方，且支撑系统(12)安装在轨道(11)上并沿轨道移动，支撑系统(12)在高度和水平两方向具有微调功机构；活塞(3)设置在活塞发射机构(2)中，当活塞(3)被发射后，活塞(3)在压缩管(4)内移动，活塞止停机构(5)设置在压缩管(4)的末端，用于给发射出来的活塞(3)缓冲和减速。...

【技术特征摘要】
1.一种2m量级自由活塞驱动的高焓激波风洞，其特征在于包括：高压储气室(1)、活塞发射机构(2)、活塞(3)、压缩管(4)、活塞止停机构(5)、主夹膜机构(6)、激波管(7)、小夹膜机构(8)、喷管(9)、试验段(10)、轨道(11)以及支撑系统(12)；高压储气室(1)内储存有高压空气且高压储气室(1)的一端留有开口，压缩管(4)从所述高压储气室(1)的开口处伸入其中，并于内置在高压储气室(1)中的活塞发射机构(2)连接，压缩管(4)的另一端通过主夹膜机构(6)与激波管(7)的一端连接，激波管(7)的另一端通过小夹膜机构(8)与喷管(9)的收缩段连接，试验段(10)连接在喷管(9)的扩张段之后，多个支撑系统(12)分别设置在高压储气室(1)、活塞发射机构(2)、压缩管(4)、主夹膜机构(6)、激波管(7)、喷管(9)和试验段(10)下方，且支撑系统(12)安装在轨道(11)上并沿轨道移动，支撑系统(12)在高度和水平两方向具有微调功机构；活塞(3)设置在活塞发射机构(2)中，当活塞(3)被发射后，活塞(3)在压缩管(4)内移动，活塞止停机构(5)设置在压缩管(4)的末端，用于给发射出来的活塞(3)缓冲和减速。2.根据权利要求1所述的一种2m量级自由活塞驱动的高焓激波风洞，其特征在于：压缩管(4)由多个分段组装而成，相邻分段之间的密封均包括三级密封，内层密封采用金属密封圈，外层密封采用O形橡胶圈，中层密封采用尼龙密封圈。3.根据权利要求2所述的一种2m量级自由活塞驱动的高焓激波风洞，其特征在于：金属密封圈采用紫铜材料。4.根据权利要求1所述的一种2m量级自由活塞驱动的高焓激波风洞，...

【专利技术属性】
技术研发人员：毕志献，陈星，蒋博，朱浩，李睿劬，谌君谋，李辰，宋可清，张冰冰，刘吴月，马雁捷，吴健，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11