【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于航空气动力学风洞设计，具体为一种插入式高超声速风洞喷管冷却结构及设计方法。
技术介绍
1、飞的更高、更快一直是人类发展的主旋律，高超声速飞行不可避免的带来气动热问题。作为唯一可以模拟飞行器飞行状态的试验设备，高超声速超高温风洞的需求迫在眉睫。然而超高温风洞的使用温度一般在2000k附近，高超声速设备运行时，经过加热的高温高压气体在流过洞体后，热气流不可避免会向洞体传热，风洞喷管吼道位置会经受严重热考核，如果不采取有效措施，在高温高压气流作用下，会对结构产生破坏带来的安全隐患。因此，需在喷管处设置冷却结构，保证其正常运行。喷管冷却一般采用水冷系统，喷管采用双层结构，外界的冷却水经过过滤后从喷管的一端通过外部的水冷管道流入，沿喷管内型面的外层流动，从另一端排出带走热量，实现冷却效果。
2、风洞整体结构中喷管后段需伸入试验舱一定距离，使气流直接作用在模型上进行试验，后段的喷管上的水冷管道也需要从试验舱伸出连接外部的了冷却水。但风洞一般要模拟不同的飞行情况，需要更换多套不同马赫数的喷管，并进入试验舱拆卸的后端的水冷管道，这将给更换喷管带来困难并造成更多风险。
3、因此，本申请提出一种插入式高超声速风洞喷管冷却结构及设计方法用以解决上述问题。
技术实现思路
1、本专利技术研发目的是为了解决风洞在模拟不同飞行情况需要不同马赫数的喷管，更换喷管需要进入试验舱拆卸后端的水冷管，对更换喷管带来困难和风险的问题。在下文中给出了关于本专利技术的简要概述，以便提供关于
2、本专利技术的技术方案：
3、方案一：包括喷管外壳、喷管内壳、循环冷却系统和喷管内衬，多段喷管外壳首尾连接，喷管外壳内设置有喷管内壳，喷管外壳与喷管内壳之间设置有喷管内衬，每段喷管外壳上加工有两组孔洞，孔洞圆周均布在喷管外壳上，喷管外壳上还设置有循环冷却系统，循环冷却系统通过孔洞与喷管外壳连接，喷管外壳安装在支架上，循环冷却系统包括总输入管、总输出管、圆环管、循环管和水槽，喷管内衬上加工有水槽，圆环管上圆周阵列有多组循环管，每组循环管通过孔洞与水槽建立连接，圆环管上还设置有总输入管和总输出管，总输入管和总输出管分别通过圆环管与循环管连通。
4、进一步的，所述喷管外壳的前后两端设置有法兰，相邻两个喷管外壳通过法兰建立连接，法兰为不锈钢法兰。
5、进一步的，所述水槽的槽深范围在10mm~15mm之间，喷管内壳上设置有水冷通道，水冷通道与水槽配合连接。
6、进一步的，所述水冷通道为扇形水冷通道，扇形水冷通道的扇形角度为18°。
7、进一步的，所述支架包括上固定环、下固定环、固定盘、行走轮和横梁，上固定环与下固定环通过螺栓连接形成固定圆环，喷管外壳设置在固定圆环内，下固定环上安装有多个行走轮，下固定环上安装有横梁，固定盘安装在下固定环上。
8、方案二：一种方案一所述的插入式高超声速风洞喷管冷却结构的设计方法，包括以下步骤：
9、步骤一：设计喷管内壳的厚度，具体公式为：
10、 （1）
11、式中： p c为计算压力， d i为圆筒内直径，[ σ]t材料许用应力， ϕ为焊接系数； p c和 d i来源于设计输入条件， ϕ=1.0或0.85， ϕ=1.0时为构件全部无损检测， ϕ=0.85时为构件局部无损检测；
12、步骤二：喷管内壳冷却结构设计采用计算流体力学cfd及有限元方法，先对通道数量及通道角度进行假设，后采用cfd对喷管工况进行仿真，仿真过程为求解三维n-s方程，冷却结构冷却效果设计采用三维模型和数值方法，通过计算喷管内流场，获得喷管壁面热环境，三维n-s方程的守恒形式公式为：
13、（2）
14、式中：q为守恒变量；f i为无黏通量， i=1,2,3；f vi为黏性通量；
15、步骤三：冷却通道内的冷却水流量和从高压水泵出来的总水流量应满足：
16、（3）
17、式中：为总的水流量；为每个冷却通道的水流量； r为水的密度； v为冷却通道内水的流速； a1为冷却通道截流面积； a2为加热器和喷管的截流面积之和；
18、步骤四：冷却结构盈利计算采用有限元法，选用vonmiss等效应力作为判定准则，vonmiss等效应力表示为：
19、（4）
20、强度条件表示为：
21、（5）。
22、本专利技术具有以下有益效果：
23、1、本专利技术的一种插入式高超声速风洞喷管冷却结构采用薄壁喷管内壳借助循环冷却系统能够更容易保证良好的冷却效果，并有效防止插入干涉，同时借助水槽可以提高喷管内壳的整体结构强度，保证其可以在高压下进行工作。
24、2、本专利技术的一种插入式高超声速风洞喷管冷却机构，喷管内衬位于喷管内壳的外侧，通过焊接与喷管内壳的水冷通道连接，喷管外壳位于喷管内衬外侧，通过装配与喷管内衬结合，循环水通过循环冷却系统流通至喷管外壳的孔洞内，后通过喷管内衬上的水槽流至喷管内壳的水冷通道，完成一次水循环，最大限度地算短了循环水运行周期，提高了冷却效果。
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1.一种插入式高超声速风洞喷管冷却结构，其特征在于：包括喷管外壳（1）、喷管内壳（2）、循环冷却系统（4）和喷管内衬（7），多段喷管外壳（1）首尾连接，喷管外壳（1）内设置有喷管内壳（2），喷管外壳（1）与喷管内壳（2）之间设置有喷管内衬（7），每段喷管外壳（1）上加工有两组孔洞（6），孔洞（6）圆周均布在喷管外壳（1）上，喷管外壳（1）上还设置有循环冷却系统（4），循环冷却系统（4）通过孔洞（6）与喷管外壳（1）连接，喷管外壳（1）安装在支架（5）上，循环冷却系统（4）包括总输入管（41）、总输出管（42）、圆环管（43）、循环管（44）和水槽（8），喷管内衬（7）上加工有水槽（8），圆环管（43）上圆周阵列有多组循环管（44），每组循环管（44）通过孔洞（6）与水槽（8）建立连接，圆环管（43）上还设置有总输入管（41）和总输出管（42），总输入管（41）和总输出管（42）分别通过圆环管（43）与循环管（44）连通。
2.根据权利要求1所述的一种插入式高超声速风洞喷管冷却结构，其特征在于：所述喷管外壳（1）的前后两端设置有法兰（3），相邻两个喷管外壳（1）通过法兰
3.根据权利要求2所述的一种插入式高超声速风洞喷管冷却结构，其特征在于：所述水槽（8）的槽深范围在10mm~15mm之间，喷管内壳（2）上设置有水冷通道（9），水冷通道（9）与水槽（8）配合连接。
4.根据权利要求3所述的一种插入式高超声速风洞喷管冷却结构，其特征在于：所述水冷通道（9）为扇形水冷通道，扇形水冷通道的扇形角度为18°。
5.根据权利要求4所述的一种插入式高超声速风洞喷管冷却结构，其特征在于：所述支架（5）包括上固定环（51）、下固定环（52）、固定盘（53）、行走轮（54）和横梁（55），上固定环（51）与下固定环（52）通过螺栓连接形成固定圆环，喷管外壳（1）设置在固定圆环内，下固定环（52）上安装有多个行走轮（54），下固定环（52）上安装有横梁（55），固定盘（53）安装在下固定环（52）上。
6.一种权利要求1~5所述的插入式高超声速风洞喷管冷却结构的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
...【技术特征摘要】
1.一种插入式高超声速风洞喷管冷却结构，其特征在于：包括喷管外壳（1）、喷管内壳（2）、循环冷却系统（4）和喷管内衬（7），多段喷管外壳（1）首尾连接，喷管外壳（1）内设置有喷管内壳（2），喷管外壳（1）与喷管内壳（2）之间设置有喷管内衬（7），每段喷管外壳（1）上加工有两组孔洞（6），孔洞（6）圆周均布在喷管外壳（1）上，喷管外壳（1）上还设置有循环冷却系统（4），循环冷却系统（4）通过孔洞（6）与喷管外壳（1）连接，喷管外壳（1）安装在支架（5）上，循环冷却系统（4）包括总输入管（41）、总输出管（42）、圆环管（43）、循环管（44）和水槽（8），喷管内衬（7）上加工有水槽（8），圆环管（43）上圆周阵列有多组循环管（44），每组循环管（44）通过孔洞（6）与水槽（8）建立连接，圆环管（43）上还设置有总输入管（41）和总输出管（42），总输入管（41）和总输出管（42）分别通过圆环管（43）与循环管（44）连通。
2.根据权利要求1所述的一种插入式高超声速风洞喷管冷却结构，其特征在于：所述喷管外壳（1）的前后两端设置有法...
【专利技术属性】
技术研发人员：齐欣欣，王宇楠，袁野，王碧玲，钱战森，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：
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