本发明专利技术属于高超声速脉冲风洞试验技术领域，公开了一种用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制装置。该同步控制装置的喷流系统储气管为路德维希管；快速电磁阀连接在喷流系统储气管下游端；试验模型与快速电磁阀的出口连接；传感器安装在脉冲风洞低压段靠近高低压段膜片处；延时触发器的输入接口与传感器连接；信号发生器的输入接口与延时触发器的输出接口连接；快速继电器的输入接口与信号发生器的输出接口连接，快速继电器在接收到信号发生器的输出信号后导通；常规电源通过电线与快速电磁阀相连。快速继电器导通时，快速电磁阀导通，喷流系统储气管中的高压气体迅速流出并在试验模型表面形成与风洞主流同步的稳定喷流。试验模型表面形成与风洞主流同步的稳定喷流。试验模型表面形成与风洞主流同步的稳定喷流。
【技术实现步骤摘要】
一种用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制装置
[0001]本专利技术属于高超声速脉冲风洞试验
，具体涉及一种用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制装置。
技术介绍
[0002]高轨道飞行器或再入飞行器在中高空飞行时，空气密度小，动压小，传统的气动舵控制效率低，单靠气动舵无法满足飞行器的控制要求，为了满足高空快速的气动操纵需求，无升力再入飞行器（如飞船返回舱）、升力式再入飞行器 （如航天飞机、X
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37B、X
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38、HTV
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2等）和高速拦截导弹（如PAC
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3、THAAD等）等飞行器采用发动机羽流以及反作用控制系统（reaction control system, RCS）替代或辅助气动舵进行控制。RCS喷流与来流会发生强烈干扰，导致飞行器表面喷流干扰区热流峰值增大数倍甚至数十倍，给飞行器表面热环境预测和防热设计带来极大挑战。
[0003]为了降低使用了姿轨控发动机的跨域飞行器研制风险，提高人们对喷流干扰现象及其对飞行器气动力/热影响规律的认识，亟需在地面开展脉冲风洞喷流干扰试验技术及相关试验研究工作。
[0004]高马赫数脉冲风洞喷流干扰试验通常要在试验时间仅毫秒量级的脉冲型风洞中开展，在脉冲风洞开展喷流干扰试验的关键技术在于需要在数十毫秒内同步建立喷流流场与脉冲风洞主流流场。
[0005]当前，亟需发展一种用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制装置。
技术实现思路
[0006]本专利技术所要解决的技术问题是提供一种用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制装置。
[0007]本专利技术的用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制装置，其特点是，所述的高精度同步控制装置包括布置在脉冲风洞洞体的喷流系统储气管、快速电磁阀、试验模型、传感器、延时触发器、信号发生器、快速继电器和常规电源；所述的脉冲风洞包括沿试验气流方向顺序连接的高压段、高低压段膜片、低压段、喉道二道膜片、拉瓦尔喷管和试验段，脉冲风洞用于在试验段产生试验时间约为数十毫秒量级的试验流场；所述的喷流系统储气管为路德维希管；所述的快速电磁阀通过管螺纹接口和通径与管螺纹接口匹配的金属气管连接在喷流系统储气管的下游端；所述的试验模型通过高压软管与快速电磁阀的出口相连接；所述的传感器安装在脉冲风洞的低压段靠近高低压段膜片的位置处；所述的延时触发器的输入接口通过同轴信号线与传感器连接；所述的信号发生器的输入接口通过同轴信号线与延时触发器的输出接口连接；
所述的快速继电器的输入接口通过同轴信号线与信号发生器的输出接口连接，快速继电器在接收到信号发生器的输出信号后导通；所述的常规电源通过电线与快速电磁阀相连，快速继电器位于常规电源的火线电路中；当快速继电器导通时常规电源为快速电磁阀提供了工作所需电压，快速电磁阀迅速导通，使喷流系统储气管中的高压气体迅速流出并在试验模型表面形成稳定喷流。
[0008]进一步地，所述的喷流系统储气管通过直供高压气源或者高压气瓶组充入喷流气体介质，高压气源或者高压气瓶组的压力范围为5MPa~16MPa。
[0009]进一步地，所述的快速电磁阀为常闭型二位二通阀门；快速电磁阀为先导气式或者为非先导气式。
[0010]进一步地，所述的试验模型为带反作用控制系统的跨域飞行器缩比模型，或者为飞行器局部喷流干扰位置抽象出来的平板、锥、柱简化模型。
[0011]进一步地，所述的传感器为压力传感器或者温度传感器。
[0012]进一步地，所述的延时触发器具有信号转换和延时功能。
[0013]进一步地，所述的信号发生器根据试验需求，预先设置输出脉冲、方波或者阶跃的电压信号。
[0014]进一步地，所述的常规电源是220伏特交变电源，或者直流电源。
[0015]本专利技术的用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制装置所适用的高超声速脉冲风洞包括激波风洞、膨胀管风洞和炮风洞。
[0016]本专利技术的用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制装置使脉冲风洞主流与喷流流场达到高精度同步，脉冲风洞主流与喷流流场同时建立的时间差不大于4ms，而且喷流流场持续时间超过脉冲风洞主流有效试验时间。
[0017]本专利技术的用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制装置能够使喷流系统提供可靠性高、重复性好、试验参数准确的喷流流场，特别适用于喷流干扰对跨域飞行器表面干扰区热环境测量与评估的地面模拟试验。
附图说明
[0018]图1为本专利技术的用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制装置的整体布局示意图。
[0019]图中，1.脉冲风洞；2.喷流系统储气管；3.快速电磁阀；4.试验模型；5.传感器；6.延时触发器；7.信号发生器；8.快速继电器；9.常规电源；101.高压段；102.高低压段膜片；103.低压段；104.喉道二道膜片；105.拉瓦尔喷管；106.试验段。
具体实施方式
[0020]下面结合附图和实施例详细说明本专利技术。
[0021]如图1所示，本专利技术的用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制装置包括布置在脉冲风洞1洞体的喷流系统储气管2、快速电磁阀3、试验模型4、传感器5、延时触发器6、信号发生器7、快速继电器8和常规电源9；所述的脉冲风洞1包括沿试验气流方向顺序连接的高压段101、高低压段膜片102、
低压段103、喉道二道膜片104、拉瓦尔喷管105和试验段106，脉冲风洞用于在试验段106产生试验时间约为数十毫秒量级的试验流场；所述的喷流系统储气管2为路德维希管；所述的快速电磁阀3通过管螺纹接口和通径与管螺纹接口匹配的金属气管连接在喷流系统储气管2的下游端；所述的试验模型4通过高压软管与快速电磁阀3的出口相连接；所述的传感器5安装在脉冲风洞1的低压段103靠近高低压段膜片102的位置处；所述的延时触发器6的输入接口通过同轴信号线与传感器5连接；所述的信号发生器7的输入接口通过同轴信号线与延时触发器6的输出接口连接；所述的快速继电器8的输入接口通过同轴信号线与信号发生器7的输出接口连接，快速继电器8在接收到信号发生器7的输出信号后导通；所述的常规电源9通过电线与快速电磁阀3相连，快速继电器8位于常规电源9的火线电路中；当快速继电器8导通时常规电源9为快速电磁阀3提供了工作所需电压，快速电磁阀3迅速导通，使喷流系统储气管2中的高压气体迅速流出并在试验模型4表面形成稳定喷流。
[0022]进一步地，所述的喷流系统储气管2通过直供高压气源或者高压气瓶组充入喷流气体介质，高压气源或者高压气瓶组的压力范围为5MPa~16MPa。
[0023]进一步地，所述的快速电磁阀3为常闭型二位二通阀门；快速电磁阀3为先导气式或者为非先导气式。
[0024]进一步地，所述的试验模型4为带反作用控制系统的跨域飞行器缩比模型，或者为飞行器局部喷流干扰位置抽象出来的平板、锥、柱简化模型。
[0025]进一步地，所述的传感器5为压力传感器或者温度传感器。<本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制装置，其特征在于，所述的高精度同步控制装置包括布置在脉冲风洞（1）洞体旁边的喷流系统储气管（2）、快速电磁阀（3）、试验模型（4）、传感器（5）、延时触发器（6）、信号发生器（7）、快速继电器（8）和常规电源（9）；所述的脉冲风洞（1）包括沿试验气流方向顺序连接的高压段（101）、高低压段膜片（102）、低压段（103）、喉道二道膜片（104）、拉瓦尔喷管（105）和试验段（106），脉冲风洞用于在试验段（106）产生试验时间为数十毫秒量级的试验流场；所述的喷流系统储气管（2）为路德维希管；所述的快速电磁阀（3）通过管螺纹接口和通径与管螺纹接口匹配的金属气管连接在喷流系统储气管（2）的下游端；所述的试验模型（4）通过高压软管与快速电磁阀（3）的出口相连接；所述的传感器（5）安装在脉冲风洞（1）的低压段（103）靠近高低压段膜片（102）的位置处；所述的延时触发器（6）的输入接口通过同轴信号线与传感器（5）连接；所述的信号发生器（7）的输入接口通过同轴信号线与延时触发器（6）的输出接口连接；所述的快速继电器（8）的输入接口通过同轴信号线与信号发生器（7）的输出接口连接，快速继电器（8）在接收到信号发生器（7）的输出信号后导通；所述的常规电源（9）通过电线与快速电磁阀（3）相连，快速继电器（8）位于常规电源（9）的火线电路中；当快速继电器（8）导通时常规电源（9）为快速电磁阀（3）提供了工作...
【专利技术属性】
技术研发人员：孔小平，李贤，龚红明，吴里银，江涛，徐先富，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：
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