[发明专利]脉冲风洞热喷流实验气源供气平台

说明书

技术领域

本发明涉及一种脉冲风洞热喷流实验气源供气平台。 

背景技术

飞行器在高空高速飞行时，由于高空低密度流动能急剧下降导致飞行器控制舵面效率大大降低。为了提高飞行器的机动特性，大量采用喷流发动机控制，采用的喷流主要是总温较高的燃气喷流(热喷流)。热喷流与主流的干扰会对飞行器机体和结构部件气动热环境产生显著的影响。 

目前，国内外对于热喷流实验研究较少，从现有的技术发展上看热喷流实验存在以下几方面问题： 

1、没有发动机尾喷管内/外流耦合气动热实验 

现有实验技术中，大多只针对发动机燃烧室进行发动机内流实验，主要包括：研究发动机气动性能、热力学循环性能、燃烧室内燃烧效率以及发动机的热结构。这些实验技术均不能从事发动机尾喷管内外流耦合实验研究，不能研究发动机后体的气动热环境实验。 

2、没有热喷流内/外流耦合特性实验 

喷流控制风洞实验中，基本上都是用高压气体根据落压比、马赫数和几何参数等相似参数进行内外流耦合实验，对于发动机的真实气体影响只有一些数值计算的工作，而进行热喷流实验国内外还少有报道。 

3、没有热喷流与脉冲风洞同步实验技术 

脉冲风洞系统和热喷流系统都是毫秒量级的运行系统，造成了同步运行的困难。 

发明内容

针对现有技术存在的问题，本发明的目的在于提供一种能够为缩比模型的发动机内外流耦合实验提供良好的实验环境的脉冲风洞热喷流实验气源供气平台。 

本发明提供的一种脉冲风洞热喷流实验气源供气平台包括： 

气体混合罐，将氢气、氧气和氮气按照预定比例混合均匀，形成可燃烧的混合气体，并将所述混合气体充入到管道中； 

管道，按照预定的压力充入所述混合气体； 

在所述管道的管道端部依次设置有金属膜片和喷管，在所述管道端部靠近所述金属膜片的位置还安装有点火单元； 

当所述点火单元将所述混合气体点燃，利用燃烧后燃气温度和压力的提高瞬间将所述金属膜片冲破，并从所述喷管喷出，形成满足热喷流实验状态燃气喷流，保证燃气喷流具有一段稳定的流动时间。 

优选地，所述金属膜片具有适当的厚度，在所述金属膜片的表面还开设有具有适当长度和深度的槽。 

优选地，所述槽为十字槽。 

优选地，所述氢气、氧气和氮气的混合比例为：氢气50～60％、氧气5～15％和余量的氮气，这里的百分百为重量百分比。 

本发明具有如下优点： 

1、本发明利用氢氧燃烧管道的方法能够提供总温为1000K左右的瞬态燃气热喷流气源，不需要更复杂的冷却系统，因此具有实验周期短，环境污染小，能源需求少的特点； 

2、可以通过调配混合气体的不同比例，以获得满足不同总温的热喷流气源，方便满足喷流实验相似准则； 

3、本发明实验实现了平台发动机尾喷管内/外流耦合气动热实验，可以进行热喷流内/外流耦合特性实验，从而便于利用实验手段研究飞行器内外流干扰气动热性； 

4、本发明还能够实现热喷流与脉冲风洞同步的实验。 

5、本发明还具有实验周期短，实验成本低，对实验环境造成的污染小等特点。 

附图说明

图1为本发明结构示意图。 

图2为金属膜片的结构示意图。 

具体实施方式

如图1所示，本发明包括：气体混合罐2、管道3、金属膜片5和喷管6，气体混合罐2用于将氢气、氧气和氮气按照预定比例混合均匀，形成可燃烧的混合气体，并将混合气体充入到管道3中。在本发明实施例中，可以利用进气管1将上述三种气体按照预定的比例充入到气体混合罐2中。管道3用于按照预定的压力充入混合气体。在本发明实施例中，管道3可以采用长度L＝7～10m，管径Φ＝100mm的耐高压管道并且保证管道的密封性。金属膜片5和喷管6依次设置在管道3的管道端部，在管道端部靠近金属膜片5的位置还安装有点火单元4。本发明实施例中，点火单元4采用电火花。 

这样，当点火单元4将混合气体点燃后，利用燃烧后燃气温度和压力的提高瞬间将金属膜片5冲破，并从喷管6喷出，从而形成满足热喷流实验状态燃气喷流，其主要物理状态包括燃气喷流总温，总压以及马赫数，并且可以保证燃气喷流具有一段稳定的流动时间。 

金属膜片5要具有适当的厚度，另外，为了便于燃气喷流的顺利喷出并且保证气流的稳定、均匀，在金属膜片5的表面还开设有具有适当长度和深度的槽，槽最好为十字槽，如图2所示。