[发明专利]一种自由射流试验舱内冷却装置

说明书

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器试验冷却领域。具体涉及高超声速飞行器自由射流风洞试验热考核过程中，对飞行器舱内冷却的一种有效可行的装置。 

背景技术

在临近空间高超声速飞行器飞行过程中，由于空气对飞行器的摩擦，使飞行器外表面加热到较高温度。为考核飞行器的外防热系统抗冲刷、防热性能，就要求在地面对飞行器进行模拟天上飞行状况考核试验。在不能完全确保外防隔热系统的防隔热性能的前提下，对飞行器进行舱内冷却以保护飞行器内部设备。防止外防热系统未能满足要求的情况下，对设备进行保护。 

尚未发现在自由射流风洞试验过程中，对飞行器进行冷却的装置。 

发明内容

本发明针对现有技术存在的问题，提出了一种自由射流试验舱内冷却装置，在自由射流试验过程中，对飞行器舱内设备进行保护。 

本发明一种自由射流试验舱内冷却装置，包括前整流板、气管盖板、冷却系统、固定系统、飞行器； 

所述固定系统的结构为上抱箍、下抱箍将飞行器头部固定；再通过连接支架将飞行器固接在自由射流风洞中； 

所述冷却系统包括冷气管路、接嘴头、多通连接件、入气管路；冷却气体通过穿舱入气管路进入多通连接件分流，分别进入到多路冷气管路中，冷气管路分布在上抱箍、下抱箍的外表面，并分别连接个接嘴头，接嘴头通过飞行器上的连接接口，将冷气通入至飞行器舱内；所述前整流板分别固定在上抱箍、下抱箍上；同时前整流板置于接嘴头之前，对来流进行整流； 

所述气管盖板覆盖在冷气管路上，气管盖板的高度应低于前整流板的高度。 

优选的，所述冷气管路从四个象限进入飞行器中。 

优选的，所述前整流板在迎风面为锥形。 

采用本发明可以取得以下技术效果： 

1、本发明的凸起部分采用整流设计，保证凸起部分不影响来流稳定且不会对试验带来负 面影响。 

2、本发明是在试验过程中对舱内通冷却气体，不影响外防热系统风洞试验后的考核情况。 

3、本发明应用于自由射流风洞中，能承受风洞启动后的恶劣环境。 

附图说明

图1：冷却装置图 

图2：前整流板示意图 

图2a为前整流板后视图；图2b为前整流板俯视图 

图3：气管盖板示意图 

图3a为气管盖板后视图；图3b为气管盖板俯视图 

前整流板1、气管盖板2、上抱箍3、冷气管路4、飞行器5、下抱箍6、一通四管件7、入气管路8、接嘴头9。 

具体实施方式

下面结合附图对本发明进行详细的描述。 

一种自由射流试验舱内冷却装置，包括前整流板1、气管盖板2、冷却系统、固定系统、飞行器5。 

固定系统的结构为上抱箍3、下抱箍6相互连接，将飞行器5头部固定在上、下抱箍之间。再将上、下箍通过连接支架10固定在自由射流风洞中。 

冷却系统包括冷气管路4、接嘴头9、一通四管件7、入气管路8；其结构为：冷却气体通过穿舱入气管路8进入到一通四管件7中，在一同四管件7中进行分流，分别进入到四路冷气管路4中，四路冷气管路4分布在上抱箍3、下抱箍6的外表面，并分别连接1个接嘴头9，接嘴头9通过飞行器上的连接接口，将冷气通入至飞行器舱内，对舱内设备进行冷却。一通四管件7在自由射流试验系统中将一路冷气分为四路，以实现冷气从四个象限进入飞行器5中，以保证飞行器内部的均匀冷却。 

4个前整流板1分别固定在上抱箍3、下抱箍6上，用于对飞行器四个象限上的来流进行整流。同时前整流板1置于接嘴头9之前，避免接嘴头直接暴露在来流中。减少凸起的接嘴头对来流产生影响，从而对试验结果造成影响。前整流板1在迎风面为锥形，用于整流，减少对来流的影响；其后半部可为方形或其它形状，用于包络住气管盖板2。 

气管盖板2覆盖在冷气管路4上，对冷气管路4进行保护。避免冷气管路4直接面对来流气体。气管盖板的高度应低于前整流板1的高度。 

在自由射流试验开始前，打开冷却系统，观测冷却装置的通气情况；当冷却装置通气情 况良好，开始进行自由射流试验。在自由射流试验结束后，继续通入一段时间的冷却气体，以加快降低飞行器舱温。 

本发明一种自由射流试验舱内冷却装置已经成功应用于国防科大的超燃冲压发动机自由射流试验系统内，对降低试验件舱内温度安全可靠。