一种多种模式运行的自由活塞激波风洞的制作方法

本发明涉及一种多种模式运行的自由活塞激波风洞，应用于多种状态的高超声速试验。

背景技术：

现有高超声速领域进行研究时试验设备上的不足包括用于高超声速和超高速吸气式飞行器试验与评估的推进试验设备，需要更长的试验时间、高动压、接近纯净的空气、完全复现焓值、更大的尺寸；用于拦截弹传感器和机动性能研究的长时间、高动压、高焓试验设备。试验时间对于新设备的能力非常重要。当前对于高超声速技术及其应用的所有需求主要是在提高安全性和可靠性的同时降低成本。

高超声速试验中设备的多样化可归因于大范围的飞行条件和需要研究的独特现象。不同种类的风洞可以实现不同模拟条件下对飞行器进行气动特性的研究。最终为飞行器的研制提供更广泛的试验数据，并且能够更加充分利用建造成本高昂的试验设备。在ma5～12的高超声速区域，理想气体流动模拟是适用的。在非常高的速度下(超高速区域)，热、化学、辐射、烧蚀效益较为重要，因此必须模拟真实气体效应。利用不同类型高超声速试验设备的各自优点，整合多种试验设备的试验结果并将这些结果外推到飞行中对于一个项目来说至关重要。激波风洞非常适合马赫数8以上并伴有化学反应流的超高速飞行的气动力测试。

现有技术，包括自由活塞高焓激波风洞模式和常规激波风洞模式两种，通常一条风洞只实现一种模式，当同一试验需要不同模式的试验状态时，模型需要在不同的风洞间反复安装，需要使用不同的喷管，必然会引入由此产生的误差，影响试验结果的准确性和试验效率；同时，因为需要建设多条风洞，在建设及运行成本上，都很高。

现有自由活塞激波风洞的运行时间较短，无法满足部分高超声速测力和特种试验的需求。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：为克服现有技术的不足，提供一种多种模式运行的自由活塞激波风洞，兼具大焓值范围、长时间和低成本多模式运行方式。

本发明的技术解决方案是：

一种多种模式运行的自由活塞激波风洞，包括风洞本体、分布式真空系统、供气系统、轨道支撑系统，

风洞本体包括驱动机构、激波管段、单膜夹膜机构、喷管和试验管段，

分布式真空系统对驱动机构、激波管段和试验管段抽真空；

供气系统对驱动机构和激波管段供气；

轨道支撑系统对驱动机构、激波管段、单膜夹膜机构提供支撑；

风洞本体与激波管段、单膜夹膜机构、喷管和试验管段依次同轴密封连接，在单膜夹膜机构内设置1片膜片；

在高焓激波风洞模式下，驱动机构包括活塞发射装置、活塞、压缩管段和主夹膜机构，其中在主夹膜机构内设置1片膜片；

活塞置于活塞发射装置中，通过高压空气驱动，沿压缩管段高速运动，并对压缩管段中的气体驱动产生加热、加压；

在低焓激波风洞模式下，驱动机构包括压缩管段和主夹膜机构，其中在主夹膜机构内设置2片膜片，在2片膜片中间形成中间气室；

在长时间中焓激波风洞模式下，驱动机构包括活塞发射装置、活塞、压缩管段、主夹膜机构、第二压缩管段和第二单膜夹膜机构，其中在主夹膜机构内设置单向阀组件；在压缩管段末端设置活塞缓冲机构，活塞以一定速度运行到压缩管段末端时，使活塞减速并停止。

在高焓激波风洞模式下，风洞运行前主夹膜机构内膜片对压缩管段、激波管段进行气体隔离，单膜夹膜机构内膜片对激波管段和试验管段进行气体隔离。

风洞运行后，压缩管段末端的高温高压气体顶破主夹膜机构中的膜片并产生强激波，强激波进入激波管段并沿其高速运行，在激波管段末端形成高温高压的试验气体，顶破单膜夹膜机构中的膜片，高温高压试验气体进入喷管，并被喷管加速到试验设定的气流速度进入高真空试验管段。

在压缩管段末端设置活塞缓冲机构，活塞以一定速度运行到压缩管段末端时，使活塞减速并停止。

在低焓激波风洞模式下，风洞运行前主夹膜机构内膜片对压缩管段、激波管段进行气体隔离，单膜夹膜机构内膜片对激波管段和试验管段进行气体隔离。

风洞运行后，膜片中间气室放气泄压，压缩管段内的高压气体依次顶破主夹膜机构中的膜片并产生强激波，强激波进入激波管段并沿其高速运行，在激波管段末端形成高温高压的试验气体，顶破单膜夹膜机构中的膜片，高温高压试验气体进入喷管，并被喷管加速到试验设定的气流速度进入高真空试验管段。

在长时间中焓激波风洞模式下，活塞置于活塞发射装置中，通过高压空气驱动，沿压缩管段高速运动，并对压缩管段中的气体驱动产生加热、加压。

风洞运行前第二单膜夹膜机构内膜片对第二压缩管段、激波管段进行气体隔离，单膜夹膜机构内膜片对激波管段和试验管段进行气体隔离。

风洞运行后，压缩管段末端的高温高压气体顶开主夹膜机构中的单向阀组件进入第二压缩管段，顶开第二单膜夹膜机构内膜片并产生强激波，强激波进入激波管段并沿其高速运行，在激波管段末端形成高温高压的试验气体，顶破单膜夹膜机构中的膜片，高温高压试验气体进入喷管，并被喷管加速到试验设定的气流速度进入高真空试验管段。

当活塞停止后回弹时，主夹膜机构中的单向阀组件关闭，阻止活塞回弹产生的膨胀波进入第二压缩管段。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明以自由活塞高焓激波风洞的设备为基础，通过快速的更换、连接各种部件以及与三用主夹膜机构的配合，使风洞具备常规低焓激波风洞和长时间中焓激波风洞两种状态的试验能力，提高了风洞性能的适用范围和试验能力，降低了运行成本；

(2)与只能单模式运行的风洞相比，本发明多模式运行的自由活塞激波风洞具有更全面的试验能力和性价比更高的试验机制，只通过增加或更换少量的部件即可实现模式间转换，效率高。

附图说明

图1为本发明高焓激波风洞结构示意图；

图2为本发明低焓激波风洞结构示意图；

图3为本发明长时间中焓激波风洞结构示意图；

图4为本发明高焓激波风洞主夹膜机构示意图；

图5为本发明低焓激波风洞主夹膜机构示意图；

图6为本发明长时间中焓激波风洞主夹膜机构示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明进行详细描述。

一种多种模式运行的自由活塞激波风洞，包括风洞本体、分布式真空系统10、供气系统11、轨道支撑系统12，

风洞本体包括驱动机构、激波管段5、单膜夹膜机构6、喷管7和试验管段8，

分布式真空系统对驱动机构、激波管段5和试验管段8抽真空；

供气系统对驱动机构和激波管段5供气；

轨道支撑系统对驱动机构、激波管段5、单膜夹膜机构6提供支撑；

风洞本体与激波管段5、单膜夹膜机构6、喷管7和试验管段8依次同轴密封连接，在单膜夹膜机构6内设置1片膜片。

在高焓激波风洞模式下，如图1所示，驱动机构包括活塞发射装置1、活塞2、压缩管段3和主夹膜机构4，其中在主夹膜机构4内设置1片膜片；

活塞2置于活塞发射装置1中，通过高压空气驱动，沿压缩管段3高速运动，并对压缩管段3中的气体驱动产生加热、加压；

如图4所示，在高焓激波风洞模式下，风洞运行前主夹膜机构4内膜片对压缩管段3、激波管段5进行气体隔离，单膜夹膜机构6内膜片对激波管段5和试验管段8进行气体隔离，在压缩管段3末端设置活塞缓冲机构，活塞2以一定速度运行到压缩管段3末端时，使活塞2减速并停止。

风洞运行后，压缩管段3末端的高温高压气体顶破主夹膜机构4中的膜片并产生强激波，强激波进入激波管段5并沿其高速运行，在激波管段5末端形成高温高压的试验气体，顶破单膜夹膜机构6中的膜片，高温高压试验气体进入喷管7，并被喷管7加速到试验设定的气流速度进入高真空试验管段8。

在高焓激波风洞模式下，通用活塞发射装置连接长度75m，内径为668mm压缩管；主夹膜机构为活塞缓冲单膜夹膜模式；激波管长度32m，内径290mm。利用通用活塞发射装置中的高压空气将压缩管中的数百公斤的重活塞加速到高速，并对前方原先分布在压缩管中的氦/氩驱动气体进行压缩。压缩管末端被加压到高温高压的氦/氩驱动气体在顶破主夹膜机构中的膜片后，在激波管中产生强激波。强激波沿激波管运行，并在单膜夹膜机构处产生反射，强激波对激波管中个分布的试验气体产生加压加热作用，在单膜夹膜机构中膜片破裂后，高温高压试验气体进入喷管，并被喷管加速到试验需要的气流速度，对安装在试验段中试验模型产生作用，完成试验。

在低焓激波风洞模式下，如图2所示，驱动机构包括压缩管段3和主夹膜机构4，其中在主夹膜机构4内设置2片膜片，在2片膜片中间形成中间气室；

在低焓激波风洞模式下，如图5所示，风洞运行前主夹膜机构4内膜片对压缩管段3、激波管段5进行气体隔离，单膜夹膜机构6内膜片对激波管段5和试验管段8进行气体隔离。

风洞运行后，膜片中间气室放气泄压，压缩管段3内的高压气体依次顶破主夹膜机构4中的膜片并产生强激波，强激波进入激波管段5并沿其高速运行，在激波管段5末端形成高温高压的试验气体，顶破单膜夹膜机构6中的膜片，高温高压试验气体进入喷管7，并被喷管7加速到试验设定的气流速度进入高真空试验管段8。

在低焓激波风洞模式下，利用10m长的压缩管段作为高压驱动段，32m长的激波管段作为被驱动段。在主夹膜机构中利用双膜片实现高压可控破膜，产生强激波，利用激波加热激波管中过的试验空气，通过喷管加速后在试验段中产生符合试验要求的试验气流。

在长时间中焓激波风洞模式下，如图3所示，驱动机构包括活塞发射装置1、活塞2、压缩管段3、主夹膜机构4、第二压缩管段14和第二单膜夹膜机构15，如图6所示，其中在主夹膜机构4内设置单向阀组件；在压缩管段3末端设置活塞缓冲机构13，活塞2以一定速度运行到压缩管段3末端时，使活塞2减速并停止。

在长时间中焓激波风洞模式下，活塞2置于活塞发射装置中，通过高压空气驱动，沿压缩管段3高速运动，并对压缩管段3中的气体驱动产生加热、加压。

风洞运行前第二单膜夹膜机构15内膜片对第二压缩管段14、激波管段5进行气体隔离，单膜夹膜机构6内膜片对激波管段5和试验管段8进行气体隔离。

风洞运行后，压缩管段3末端的高温高压气体顶开主夹膜机构4中的单向阀组件进入第二压缩管段14，顶开第二单膜夹膜机构15内膜片并产生强激波，强激波进入激波管段5并沿其高速运行，在激波管段5末端形成高温高压的试验气体，顶破单膜夹膜机构6中的膜片，高温高压试验气体进入喷管7，并被喷管7加速到试验设定的气流速度进入高真空试验管段8。

当活塞2停止后回弹时，主夹膜机构4中的单向阀组件关闭，阻止活塞2回弹产生的膨胀波进入第二压缩管段14。

在长时间中焓激波风洞模式下，相对于高焓激波风洞模式，增加了长24m，内径290mm的第二压缩段，并在三用主夹膜机构中设置活塞逆止器。压缩管中经过重活塞压缩的氦/氩驱动气体通过逆止器单向阀进入第二压缩段，在第二单膜夹膜机构内破裂产生强激波的同时，氦/氩驱动气体被逆止器单向阀阻止，无法进入压缩管中，避免了能量损失。同时，较长的第二压缩段，使得膨胀波的反射需要更长的时间。故，增加了风洞的有效试验时间。

通用活塞发射装置为自驱动式活塞发射机构，由储气室罐体和轴向装入罐体的发射装置、发射管组成。重活塞装入发射装置中，在发射过程中，通过将储气室罐体中的高压空气快速引入重活塞后腔，将重活塞推入发射管和压缩管中，高速运行。通用发射机构对重活塞的结构没有要求，可满足不同重量、结构、尺寸的活塞在不同压力下的发射需要。

重活塞为回转体结构，外直径与压缩管内径相等。在试验过程中，重活塞于压缩管中高速运动，压缩压缩管中充入的驱动气体。

压缩管段为等内径通长管道结构，内表面光滑，管壁上沿轴向分布有径向通孔，用于连接充气、真空系统或安装测试系统传感器。每段压缩管配一具有轮支架，支撑在通长内轨道组上。

激波管段为等内径通长管道结构，内表面光滑，管壁上沿轴向分布有径向通孔，用于连接充气、真空系统或安装测试系统传感器。每段激波管配一具有轮支架，支撑在通长内轨道组上。

三用主夹膜机构为中空组合体结构，主要由左夹膜体、中夹膜体和右夹膜体组成。左夹膜体和压缩管段相连，内径与压缩管段一致，外表面设置间隔螺纹；中夹膜体为三段台阶腔结构，两端为间隔螺纹腔，中间为中径腔，内径介于压缩管和激波管之间；右夹膜体和激波管相连，内部包括一个镶块安装腔，和一个与激波管内径相等的通径腔，外表面设置间隔螺纹。左夹膜体和右夹膜体分别通过间隔螺纹副与中夹膜体相连。三用夹膜机构左夹膜体夹持活塞缓冲装置和单片膜片，右夹膜体不夹持零部件时，为适用于自由活塞高焓激波风洞的活塞缓冲单膜夹膜机构；三用夹膜机构左、右夹膜体分别夹持一片膜片时，为适应低焓激波风洞的双膜夹膜机构；三用夹膜机构左夹膜体夹持活塞缓冲装置，右夹膜体夹持快速单向阀时，为适应长时间中焓激波风洞的活塞缓冲逆止器。

单膜夹膜机构为中空组合体结构，主要由左夹膜体、中夹膜体和右夹膜体组成。左夹膜体内径与激波管腔一致，一端外表面设置间隔螺纹；中夹膜腔为通孔管结构，内表面两端分别设置一段间隔螺纹；右夹膜体与喷管连接在一起，内腔包括喉道收缩段。左夹膜体和右夹膜体分别通过间隔螺纹副与中夹膜体相连。

可更换喷管为内型面回转体结构，由各分段轴向组合连接成整体。每具喷管具有一个特定的出口气流速度，对应于不同的试验状态。喷管系统可以沿轴向和水平横向移动，用以更换不同的喷管，满足不同试验的需要。

高真空通用试验段为内空腔结构，由主壳体、下壳体、真空罐体三个主要部件组成。在试验中，在真空系统的作用下，可以达到10pa以下的高真空状态，满足各种试验条件的需要。内部设置隔振的攻角机构系统，用于支撑模型，满足不同试验对于模型支撑和姿态的需要。

第二压缩段为等内径通长管道结构，内径与激波管段相等，内表面光滑。管壁上沿轴向分布有径向通孔，用于连接充气、真空系统或安装测试系统传感器。每段第二压缩管配一具有轮支架，支撑在通长内轨道组上。

第二单膜夹膜机构结构与单膜夹膜机构类似，内部腔体内径与激波管一致。右夹膜体和左夹膜体为对称结构，左夹膜体和右夹膜体分别通过间隔螺纹副与中夹膜体相连。

通长高精度支撑系统由高精度轨道组和精调式管道支架组成。高精度轨道组为两层可调的分段轨道组合体。支架和地基之间为第一层精调，支架和轨道间为第二层精调，保证轨道面为高平面度的平行面组。精调式支架用于支撑压缩管、激波管和第二压缩管，下部为硬质轮组，可沿轨道顺畅移动，中部为刚性支架体，上部为管道抱箍。管道抱箍和刚性支架体之间有高度和水平横向两个方向的精调结构，可保证被支撑管道在各个位置均与风洞轴线的一致。

柔性供气系统由高压气源、压缩机组、远程控制阀门组、固定管道系统、柔性管道系统、氦/氩气供气组组成。通过远程控制阀门组，控制固定管道系统中的通路，并利用柔性管道系统将需要供气的设备和相应的固定管道接头连接起来，实现对风洞多种模态下，不同供气位置的柔性供气。

组合式真空系统由多个压缩机组和单级压缩机组成，通过组合和更换位置，满足对不同模态时不同部件、不同位置、不同真空度的要求。通过柔性管道与设备相连，保证风洞本体在轴向运行时的顺畅。

与只能单模式运行的风洞相比，本多模式运行的自由活塞激波风洞具有更全面的试验能力和性价比更高的试验机制。利用自由活塞高焓激波风洞的结构为基础，只通过增加或更换少量的部件即可实现模式间转换，效率高且成本低。

自由活塞高焓激波风洞模式，喷管驻室参数为总温4000～8000k，总焓约为6～15mj/kg，总压为5～25mpa左右，运行时间2～5ms。低焓激波风洞，喷管驻室参数为总温1240k，总压2.1mpa，运行时间20ms；长时间中焓激波风洞，喷管驻室参数为总温2000k，总压1.86mpa，运行时间100ms。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非用来限制本发明的保护范围。对于本领域的技术人员来说，在不付出创造性劳动的前提下，可以对本发明做出若干的修改和替换，所有这些修改和替换都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。