专利名称：一种气动热结构试验装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种气动热结构模拟试验装置，它主要用于马赫数4-6飞行器头锥、 翼前缘、红外窗口等典型结构气动热模拟试验。
背景技术：
飞行器头锥、翼前缘、红外窗口等结构热试验要求模拟表面气动热负荷，考核结构内部温度场和应力场，为材料及结构设计提供依据。结构受热后温度升高并形成温差，产生热应力和热变形，这些结构热响应最终取决于表面吸收热能的多少、实践历程的长短及变化规律。即结构件中某一时刻的温度及温度分布不仅取决于试件的结构、材料热物性性能和当时吸收的热流密度，而且还取决于该瞬间以前的加热过程，是整个受热过程累积的结果。因此，结构热试验是建立在能量交换过程模拟基础上的，只要保证结构表面在每一瞬间吸收的热能与飞行情况一致，即可获得相同的结构响应，而与加热方式无关。这就是结构热试验所依据的模拟机理。按照加热方式的不同，目前热结构试验设备主要有辐射加热和对流加热两大类 其中辐射加热设备以石英灯和石墨为两种典型代表。其中，石英灯辐射加热模拟方法具有简单易控的特点，但石英灯丝在高温下易发生蠕变严重影响其可靠性，所以当试件温度达到1000°C以上时，石英灯有限的辐射热流密度给模拟温度进一步提高带来一定的技术瓶颈。相比之下，石墨可辐射加热功率大，可将试件温度提高到1200°c 1600°C。但是即使采用惰性气体保护措施，超高温范围内(大于IOO(TC)石墨强度及升华问题将极其严重，甚至产生放电现象，大大降低其使用寿命和安全可靠性。另外，对红外窗口类透光性结构，辐射加热方式的加热能力将大大降低。对流加热方式以电弧高温风洞为典型代表。它是利用等离子体加热方式产生高温、高压气流，具有综合模拟气流化学组份、温度、压力等参数的能力，也能模拟动态的气动加热过程，是比较理想的地面热结构试验设备。但电弧加热设备功率问题限制了试验段的尺寸，且其一次连续运行时间较短，能获取到的结构信息量也有限，如美国NASA/ Ames20/60MW电弧加热风洞及我国北京空气动力研究所(701所)拥有的电弧加热风洞三维被试件的尺寸被限制在直径60毫米左右。因此，电弧加热热结构风洞一般不进行热结构试验，而是采用简化模型进行试验，为气动加热计算和结构外形设计提供原始参数。综上所述，目前，辐射及电弧风洞热试验设备在模拟温度、试件尺寸和连续运行时间上存在一定的局限性。
发明内容
本发明是一种气动热结构试验装置。它利用发动机原理产生1200K-2100K高温燃气流加热方式，实现高温、大热流密度热模拟的同时，满足连续长时间试验要求；利用高温燃气流旁通技术实现燃气流流量0. 5kg/s-3kg/s范围内连续可调，满足不同试件对应不同喷口面积要求；配置试验段及试件支持位移机构，满足不同试件安装及气动热瞬态模拟要求。本装置具有功率大、温度高、试件大、工作时间长、瞬态功能强等优势，可用于马赫数4-6 飞行器头锥、翼前缘、红外窗口等典型结构气动热模拟试验。根据本发明的一个方面，提供了一种气动热结构试验装置，其特征在于包括供气系统，用于将来自气源的气流进行稳定和整理；供油系统，用于按燃气发生器的要求提供一定流量的燃油；所述燃气发生器，用于使空气及燃油常压燃烧方式产生高温燃气；热端部件，用于进行所述高温燃气构成的高温燃气流的分流、稳定和收缩；试验及排气段，用于使高温燃气流与试件之间以对流/辐射加热方式实现热环境模拟。根据本发明的一个进一步的方面，在上述气动热结构试验装置中试件支持位移机构，用于安装试件，并调整试件与喷口的距离，冷却水系统，用于给燃气发生器、热端部件及排气段提供冷却水循环系统，测控系统，用于完成系统测量和控制功能。
图1示意显示了可作为本发明的一个实施例的飞行器气动热结构模拟试验系统的工艺流程；图2示意显示了根据本发明的一个实施例的供油系统结构流程；图3示意显示了根据本发明的一个实施例的燃气发生器结构；图4示意显示了根据本发明的一个实施例的试件支持位移机构；图5示意显示了根据本发明的一个实施例的冷却水系统。附图标记A-供气系统，B-供油系统，C-燃气发生器，D-热端部件，E-试验及排气段，F-试件支持位移机构，G-冷却水系统，H-测控系统，11-空压机站，12-电加热器， 13-气动调节阀，14- 一级扩压段，15- 一级稳定段，16- 一级收缩段，21-储油箱，22-电机， 23-油泵，24-过滤器，25-电磁阀，26-回路调压阀，32-注油器，33-中心火焰筒，34-外筒体，35-环形火焰筒，36-出口水冷收敛段，38-中心蒸发管，39-环形蒸发管，41-扩压分流段，42-稳定段，43-收缩段，44-试验段，45-排气段，46-高温旁通管，47-喷口，61-试件， 62-试件支撑杆，63-导轨，64-底座，65-支撑杆滑块，66-试验段滑块，71-进口集水箱， 72-出口集水箱。
具体实施方案本发明是一种气动热结构试验装置，图1显示了该装置的一个实施例。如图1所示，根据本发明的一个实施例的飞行器气动热结构试验装置包括供气系统A、供油系统B、 燃气发生器C、热端部件D、试验及排气段E、试件支持位移机构F、冷却水系统G以及测控系统H。由图1可以看出，根据本发明的一个实施例的供气系统A负责将来自于空压机站 11的干燥气源(如气源压力IMPa)通过电加热器12提高到800K，通过气动调节阀13完成燃气发生气所需空气流量的调节，通过一级扩压段14、一级稳定段15和一级收缩段16完成燃气发生器入口气流的稳定和整理。
供油系统B负责按燃气发生器C的要求提供一定流量的航空煤油。图2显示了根据本发明的一个实施例的供油系统B，其包括储油箱21、电机22、油泵23、过滤器24、电磁阀25及回路调压阀沈等组成。燃气发生器点火前，启动油泵23，并由回路调压阀沈将供油管路上压力调到设定值，然后打开电磁阀25供油，保障点火成功；燃烧试验时，电磁阀25 呈开启状态，由回路调压阀沈调节供油压力和流量。图3显示了根据本发明的一个实施例的燃气发生器C，它是整个设备的核心，其中，空气及燃油常压燃烧方式产生高温燃气(如高达2100K的高温，这通过常规的燃气轮机燃烧室设计技术难以实现)。如图3所示，根据本发明的该实施例的燃气发生器采用高效双腔蒸发型燃气发生器设计，采用特殊的蒸发管结构，并在环形火焰筒35前增加了一个中心火焰筒33，形成双级并联燃烧形式，且环形火焰筒35的前段设计为自由端，避免其与外筒体34热胀冷缩不一致问题。工作时，注油器32接受由供油系统B输入的燃油并将其输入中心蒸发管38和环形蒸发管39。中心蒸发管38和环形蒸发管39依靠喷射到其表面的燃油的蒸发吸热得到充分冷却，一方面，解决了冷空气少的问题，同时对燃料起到一定的预热作用，另一方面，从中心蒸发管38和环形蒸发管39出口高速反向喷入的油、空气混合流在火焰筒头部内形成强迫回流区，有利于稳定燃烧。随着燃油量的增加，环形火焰筒35内的燃油蒸发所需要的热量也增加，中心火焰正好可为其提供一定热量，同时，中心火焰筒33 的出口燃气对环形火焰筒35外围热能起到很大的补充，这些都是保障燃烧室燃烧热强度高、燃烧稳定、出口温度场均勻的关键技术特点。热端部件D包括位于燃气发生器出口到喷口间高温管道。仍由图1可以看出，根据本发明的一个实施例的从燃气发生器C出口到喷口 47之间的高温管道包括扩压分流段 41、稳定段42及收缩段43，分别负责完成高温燃气流的分流、稳定和收缩。热端部件D还包括燃气发生器C出口处的一个高温旁通管46，以满足小喷口对气流马赫数调节需求。收缩段43末端提供有喷口 47，喷口有Φ 250mm、Φ IOOmm及方形50mmX 350mm三种，满足不同头锥及翼型试件的需求。热端部件采用水冷内保温高温陶瓷结构，耐受2100K高温燃气流要求。仍由图1可以看出，根据本发明的一个实施例的试验及排气段E包括试验段44、排气段45及排气消声塔47。在试验段44，高温燃气流与试件61间以对流/辐射加热方式实现热环境模拟，然后在排气段45经喷水冷却后排放大气；试验段44下部安装有试验段滑块 66，并通过轨道63实现前后移动。根据本发明的一个具体实施例，试件支持位移结构F用于安装试件61，并调整试件61与喷口 47的距离，如图4所示。该试件支持位移结构F包括试件支撑杆62、支撑杆滑块65、导轨63及底座64。其中试件支撑杆62 —端安装试件61，另一端连接支撑杆滑块65 并置于导轨63上。通过支撑杆滑块65在导轨63上的水平移动，可改变试件支撑杆62和试验段44相对喷口的位置，从而满足头锥、机翼等不同结构、大小试件安装及距喷口距离需求。试件支撑杆62采用水冷的空心结构，空心部分被中间焊接的不锈钢板隔开，分别形成进水流通道和出水通道；试验时，冷却水从进水道进入，经过试件支撑杆主体并从出水道流出。根据本发明的一个具体实施例，冷却水系统G负责给燃气发生器C、热端部件D及排气段44提供冷却水循环系统。根据本发明的一个实施例的冷却水系统流程如图5所示。由于每段高温管道冷却水系统均为多口进出方式，为此，整个循环冷却水系统进、出口处分别设置进口集水箱71和出口集水箱72，集水箱与管道间通过多路金属软管连接，从而保障循环水压力，达到调节水压、均勻分配冷却水的功效。 根据本发明的一个具体实施例，测控系统H完成系统测量和控制功能。
权利要求
1.一种气动热结构试验装置，其特征在于包括供气系统(A)，用于将来自气源的气流进行稳定和整理； 供油系统(B)，用于按燃气发生器(C)的要求提供一定流量的燃油； 所述燃气发生器(C)，用于使空气及燃油常压燃烧方式产生高温燃气； 热端部件(D)，用于进行所述高温燃气构成的高温燃气流的分流、稳定和收缩； 试验及排气段(E)，用于使高温燃气流与试件(61)之间以对流/辐射加热方式实现热环境模拟。
2.根据权利要求1的气动热结构试验装置，其特征在于所述供气系统(A)包括 电加热器(12)，用于将来自气源的气流提高到一个预定温度；气动调节阀(13)，用于进行燃气发生气所需的空气流量的调节； 一级扩压段(14)、一级稳定段(1 和一级收缩段(16)，用于进行燃气发生器的入口气流的稳定和整理。
3.根据权利要求1的气动热结构试验装置，其特征在于所述燃气发生器(C)包括 环形火焰筒(35)设置在环形火焰筒(3 前的一个中心火焰筒(33)，从而形成双级并联燃烧形式， 外筒体(34)， 中心蒸发管(38)，环形蒸发管(39)，工作时，中心蒸发管(38)和环形蒸发管(39)依靠喷射到其表面的燃油的蒸发吸热得到充分冷却，从而一方面解决了冷空气少的问题并同时对燃料起到一定的预热作用，另一方面从中心蒸发管(38)和环形蒸发管(39)出口高速反向喷入的油、空气混合流在火焰筒头部内形成强迫回流区，有利于稳定燃烧。注油器(32)，接受由供油系统(B)输入的燃油并将其输入中心蒸发管(38)和环形蒸发管(39)。
4.根据权利要求3的气动热结构试验装置，其特征在于环形火焰筒(3 的前段为自由端，从而避免其与外筒体(34)热胀冷缩不一致问题。
5.根据权利要求1的气动热结构试验装置，其特征在于热端部件(D)包括位于燃气发生器出口到喷口间的高温管道，所述高温管道包括扩压分流段(41)，用于对高温燃气流进行分流； 稳定段(42)，用于对高温燃气流进行温度； 收缩段(43)，用于对高温燃气流进行收缩。
6.根据权利要求5的气动热结构试验装置，其特征在于热端部件(D)进一步包括位于燃气发生器出口处的一个高温旁通管(46)，用于满足小喷口对气流马赫数调节需求，其中收缩段^幻末端设置有喷口(47)，喷口可以具有不同的尺寸和形状，以满足不同头锥及翼型试件的需求，所述热端部件(D)采用水冷内保温高温陶瓷结构，满足耐受高温燃气流要求。
7.根据权利要求1的气动热结构试验装置，其特征在于试验及排气段(E)包括试验段(44)，用于实现高温燃气流与试件(61)之间的对流/辐射加热方式的热环境模拟；排气段(45)，用于使高温燃气流经喷水冷却后排放大气； 排气消声塔G7)，其中试验段G4)下部安装有试验段滑块(66)，通过轨道(6 实现前后移动。
8.根据权利要求1的气动热结构试验装置，其特征在于进一步包括试件支持位移机构(F)，用于安装试件(61)，并调整试件(61)与喷口 07)的距离， 冷却水系统(G)，用于给燃气发生器(C)、热端部件(D)及排气段04)提供冷却水循环系统，测控系统(H)，用于完成系统测量和控制功能。
9.根据权利要求8的气动热结构试验装置，其特征在于试件支持结构(F)包括试件支撑杆(62)、支撑杆滑块(65)、导轨(6 及底座(64)， 其中试件支撑杆(62) —端用于安装试件(61)，另一端连接支撑杆滑块(65)并置于导轨(6 上，通过支撑杆滑块(6 在导轨(6 上的水平移动，可改变试件支撑杆(6 和试验段G4)相对喷口 07)的位置，从而满足头锥、机翼等不同结构、大小试件安装及距喷口距离需求，试件支撑杆(62)采用水冷的空心结构，空心部分被中间焊接的不锈钢板隔开，分别形成进水流通道和出水通道，试验时冷却水从进水道进入，经过试件支撑杆主体并从出水道流出，冷却水系统(G)的进、出口处分别设置进口集水箱(71)和出口集水箱(72)，集水箱与管道间通过多路金属软管连接，从而保障循环水压力，达到调节水压、均勻分配冷却水的功效。
10.根据权利要求3的气动热结构试验装置，其特征在于所述供油系统(B)包括 储油箱01)，电机(22)， 油泵(23), 过滤器04)， 电磁阀(25), 回路调压阀06)，其中，燃气发生器(C)点火前，启动油泵(23)，并由回路调压阀06)将供油管路上压力调到设定值，然后打开电磁阀05)供油，保障点火成功；燃烧试验时，电磁阀05)呈开启状态，由回路调压阀06)调节供油压力和流量。
全文摘要
本发明涉及一种气动热结构模拟试验装置，其特征在于包括供气系统、供油系统、燃气发生器、热端部件、试验及排气段、试件支持位移机构、冷却水系统以及测控系统。本发明的优点是利用常压亚声速高温燃气流加热方式实现1200K～2100K热环境长时间连续模拟，燃气流流量0.5kg/s～3kg/s范围内连续可调满足不同尺寸试件对应喷口面积试验要求，同时配置试件支持位移机构，可用于马赫数4～6飞行器头锥、翼前缘、红外窗口等典型结构气动热模拟试验。
文档编号B64F5/00GK102229361SQ20111008545
公开日2011年11月2日 申请日期2011年4月6日 优先权日2011年4月6日
发明者张荣春, 王浚, 董素君, 齐玢 申请人:北京航空航天大学