本实用新型专利技术涉及一种利用激波边界层干扰的气动热试验装置，包括：电弧加热器、超声速喷管、钝楔、试验模型和气压作动器，电弧加热器放置在风洞试验段的上游，超声速喷管连接在电弧加热器上，钝楔连接在气压作动器上，放置于超声速喷管的正对气流的喷口处，试验模型与超声速喷管以一定攻角与超声速喷管外壁连接；电弧加热器工作后，产生的高温高速气流由超声速喷管喷出，气压作动器控制钝楔置于超声速喷管的正对气流的喷口处。采用钝楔和高温气流产生的激波与模型表面的边界层产生的干扰现象，提高试验模型干扰区域的表面压力和表面热流，实现提高试验模拟参数目的，该实用新型专利技术方法简单，试验装置成熟可靠，可大大提高了气动热试验的地面模拟能力。地面模拟能力。地面模拟能力。
【技术实现步骤摘要】
一种利用激波边界层干扰的气动热试验装置
[0001]本技术涉及一种利用激波边界层干扰模拟气动热试验环境的装置，属于飞行器地面模拟试验装置领域。
技术介绍
[0002]经过几十年的发展，各类包含控制舵进行飞行器姿态和气动力控制的飞行器，如航天飞机、X－37B、HTV－2、X－51，其中控制舵及和舵面的高温长时间热环境必须在地面气动热试验中予以考核。由于飞行过程中舵的摆动，整个舵的加热环境属于非定常加热。舵及其组件与超声速高温气流产生强烈的激波边界层干扰效应，单纯采用理论和数值计算的办法，难以对控制舵的性能和设计进行评估，需要采用地面试验的方法进行考核。地面试验中进行的控制舵气动热试验，试验模型为真实飞行采用的实物，可较为真实地模拟实际飞行的热环境。
[0003]电弧加热试验设备由于具有模拟气体成分真实、参数调节范围广、可长时间加热等优点而成为首选加热设备，但控制舵气动加热试验由于飞行器速度的提高，较高的试验状态单纯采用超声速平板试验等技术无法模拟实际飞行的热环境。为满足锥身、舵面等大面积等控制面热密封地面考核的要求，需要以电弧加热地面试验设备为依托，结合控制面气动热试验的高状态模拟需求对电弧加热器的试验装置进行设计。
[0004]国外对于锥身、舵面等大面积等控制面气动热试验常采用静态加热的方式，即采用石英灯加热方式，运用高温石英灯辐射模拟锥身、舵面等大面积等控制面热环境，属于静态加热，和实际的对流加热有显著区别，无法模拟试验模型表面的压力及其剪切力，由此会产生相应的试验误差会带来锥身、舵面等大面积等控制面防热材料性能评估的偏差。
技术实现思路
[0005]本技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种利用激波边界层干扰模拟气动热试验装置，提高试验模型干扰区域的表面压力和表面热流，可显著提高试验模拟参数。
[0006]本技术解决技术的方案是：
[0007]一种利用激波边界层干扰的气动热试验装置，包括：电弧加热器、超声速喷管、钝楔、试验模型和气压作动器，
[0008]电弧加热器放置在风洞试验段的上游，超声速喷管连接在电弧加热器上，钝楔连接在气压作动器上，放置于超声速喷管的正对气流的喷口处，试验模型与超声速喷管以一定攻角与超声速喷管外壁连接；
[0009]电弧加热器工作后，产生的高温高速气流由超声速喷管喷出，气压作动器控制钝楔置于超声速喷管的正对气流的喷口处，高温高速气流作用在预先设定的钝楔上，对高温高速气流产生干扰，提高试验模型的热环境参数，对试验模型进行试验考核。
[0010]进一步的，试验模型与超声速喷管之间连接攻角为0-10
°
。
[0011]进一步的，钝楔置于超声速喷管的正对气流的喷口处后，提高了5-10倍热环境参数。
[0012]进一步的，试验模型的热流参数大于1MW/m2时，将钝楔置于超声速喷管的正对气流的喷口处。
[0013]进一步的，电弧加热器采用水冷内外套结构，冷空气在内套中经过高温电弧后被加热，高压冷却水在内套外壳和外套内壁之间流动并冷却内套。
[0014]进一步的，超声速喷管为拉瓦尔喷管，采用水冷内外套结构，可在喷管出口形成飞行器实际飞行的高温高速热环境。
[0015]进一步的，超声速喷管将混合稳压室中的高温高压气流加速，在当其上下游压力差达到两倍或以上，且喷管出口气流达到超声速时，可在钝楔表面处产生激波。
[0016]进一步的，钝楔为三维钝楔水冷模型，头部为R5-R10。
[0017]进一步的，钝楔长度不超过喷管出口长度的十分之一，其内部结构为打孔冷却结构，冷却水通道的直径不小于8mm，并在其进出口处安装冷却水接管嘴。
[0018]本技术与现有技术相比的有益效果是：
[0019](1)本技术利用钝楔和高温气流产生的激波与模型表面产生的激波边界层干扰，显著提高了模型表面压力和热流密度，从而显著提高了地面气动热试验设备的模拟能力；
[0020](2)本技术钝楔材料一般选择为紫铜或者高温合金钢，其内部结构为打孔冷却结构，冷却水通道的直径不小于8mm，以确保冷却效果，确保钝楔外形在试验过程中不发生变化；
[0021](3)利用钝楔和试验模型产生的激波边界层干扰可提高模型表面压力和热流密度参数5～10倍，对于无法直接进行模拟的热环境，可显著提高气动热试验设备的模拟范围和能力。
附图说明
[0022]图1为本技术结构示意图；
[0023]图2为本技术流程图；
[0024]图3为本技术钝楔平面图，其中6-冷却水通道，7-冷却水接管嘴。
具体实施方式
[0025]下面结合实施例对本技术作进一步阐述。
[0026]一种利用激波边界层干扰的气动热试验装置，如图1所示，包括：电弧加热器1、超声速喷管2、钝楔3、试验模型4和气压作动器5，
[0027]电弧加热器1放置在风洞试验段的上游，超声速喷管2连接在电弧加热器1上，钝楔3连接在气压作动器5上，放置于超声速喷管2的正对气流的喷口处，试验模型4与超声速喷管2以一定攻角与超声速喷管2外壁连接；
[0028]电弧加热器1工作后，产生的高温高速气流由超声速喷管2喷出，气压作动器5控制钝楔3置于超声速喷管2的正对气流的喷口处，高温高速气流作用在预先设定的钝楔3上，对高温高速气流产生干扰，提高试验模型4的热环境参数，对试验模型4进行试验考核。
[0029]试验模型4与超声速喷管2之间连接攻角为0-10
°
。
[0030]钝楔3置于超声速喷管2的正对气流的喷口处后，提高了5-10倍热环境参数。
[0031]试验模型4的热流参数大于1MW/m2时，将钝楔3置于超声速喷管2的正对气流的喷口处。
[0032]电弧加热器1采用水冷内外套结构，冷空气在内套中经过高温电弧后被加热，高压冷却水在内套外壳和外套内壁之间流动并冷却内套。
[0033]超声速喷管2为拉瓦尔喷管，采用水冷内外套结构，可在喷管出口形成飞行器实际飞行的高温高速热环境，超声速喷管2将混合稳压室中的高温高压气流加速，在当其上下游压力差达到两倍或以上，且喷管出口气流达到超声速时，可在钝楔3表面处产生激波。
[0034]钝楔3为三维钝楔水冷模型，头部为R5-R10，如图3所示，钝楔3长度不超过喷管出口长度的十分之一，其内部结构为打孔冷却结构，冷却水通道6的直径不小于8mm，并在其进出口处安装冷却水接管嘴7。
[0035]一种利用激波边界层干扰模拟气动热环境试验方法，如图2所示，具体步骤如下：
[0036](1)根据试验模型要求模拟的热环境参数，对试验试验模型热环境参数进行评估，确定是否在超声速喷管的正对气流的喷口处放置钝楔；
[0037](2)如果需要放置钝楔，则设计加工钝楔，在放置试验模型的位置处放置测量探头，测量试验模型表面热环境参数，并记录电弧加热器运行参数；
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【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种利用激波边界层干扰的气动热试验装置，其特征在于，包括：电弧加热器(1)、超声速喷管(2)、钝楔(3)、试验模型(4)和气压作动器(5)，电弧加热器(1)放置在风洞试验段的上游，超声速喷管(2)连接在电弧加热器(1)上，钝楔(3)连接在气压作动器(5)上，放置于超声速喷管(2)的正对气流的喷口处，试验模型(4)与超声速喷管(2)以一定攻角与超声速喷管(2)外壁连接；电弧加热器(1)工作后，产生的高温高速气流由超声速喷管(2)喷出，气压作动器(5)控制钝楔(3)置于超声速喷管(2)的正对气流的喷口处，高温高速气流作用在预先设定的钝楔(3)上，对高温高速气流产生干扰，提高试验模型(4)的热环境参数，对试验模型(4)进行试验考核。2.如权利要求1所述的一种利用激波边界层干扰的气动热试验装置，其特征在于，试验模型(4)与超声速喷管(2)之间连接攻角为0-10
°
。3.如权利要求1所述的一种利用激波边界层干扰的气动热试验装置，其特征在于，钝楔(3)置于超声速喷管(2)的正对气流的喷口处后，提高了5-10倍热环境参数。4.如权利要求1所述的一种利用激波边界层干扰的气动热试验装置，其特征在于，试验...
【专利技术属性】
技术研发人员：张骞，程奂哲，杨忠凯，林国胜，朱旭，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：新型
国别省市：
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