[发明专利]连续式高速风洞降温系统液氮存储装置

说明书

本发明提出一种连续式高速风洞降温系统液氮存储装置，由液氮储罐和外部管路组成，液氮储罐总容积满足连续式高速风洞稳定运行工况下的液氮流量需求，同时满足连续式高速风洞准备过程和过渡过程所需消耗的液氮量需求；外部管路由组合充灌系统、自增压系统、储罐安全系统、储罐供气系统、仪表监测系统组成；组合充灌系统用于向贮槽内补充液体；自增压系统用于主管路清洗、预冷和填充；储罐安全系统用于确保内容器不因超压而破坏；储罐供气系统用于与外部的汽化器以及低温泵连接；仪表监测系统用于与液氮储罐上的液位对照表配合，实现对储罐内液氮液位的实时监测。本发明为建成我国第一套连续式高速风洞降温系统提供了支撑。

技术领域

本发明涉及低温液体存储与输运系统的设计领域，具体是一种用于连续式高速风洞降温系统的液氮存储装置。

背景技术

雷诺数是风洞实验模拟飞行器实际飞行能力的重要相似参数。从理论上来讲，要使风洞实验能完全模拟真实的飞行状态，就必须使风洞实验和实际飞行的雷诺数保持一致。然而，由于受到模型尺寸、风洞动力设备、能源系统等因素的限制，目前的风洞实验雷诺数还难以达到实际的飞行雷诺数。实验雷诺数与飞行雷诺数的不同会导致实验所得边界层转捩、分离位置、激波位置、强度等气动特性与实际飞行状态形成明显差异，结果使实验数据的工程应用价值大大降低，在某些情况下甚至无法使用。因此，研制高(变)雷诺数风洞对我国航空工业和国防科技的发展具有重要战略意义和工程应用价值。

连续式高速风洞是由轴流压缩机驱动的可连续长时间运行的回流式高速空气动力学实验平台，其流场品质和实验效率远高于常规暂冲式风洞。但由于连续式高速风洞由大功率电机驱动，受能源系统的限制，其实验段雷诺数与实际飞行雷诺数仍有一定差距，不能很好地满足战斗机和大型高速民机模型实验的需求。雷诺数由流体密度、温度、速度和模型尺寸决定，流体速度和模型尺寸受风洞固有条件的制约不易改变，降温可增大流体密度，减小粘性系数，是一种提高实验雷诺数有效途径。因此，为了进一步拓宽该风洞的实验雷诺数范围，针对连续式高速风洞的结构特点和运行模式，在不改变实验段尺寸、流体介质及压力的情况下，通过喷洒液氮的方式，利用液氮的气化吸热效应，可实现连续式高速风洞的降温运行，从而达到提高实验雷诺数的目的。

从原理上讲，降温系统可以采用压缩机驱动冷媒的常规制冷方案、以液氮替代冷却水的循环换热方案及液氮直接喷入降温方案。常规制冷系统投资较大，在连续式高速风洞中不易实现；受风洞已有换热器设计和制作工艺的影响，液氮循环方案具有一定的技术风险，且其制冷量较大，使用率不高则会引起能源的浪费。液氮直接喷入降温方案有以下特点：1)技术成熟：液氮喷入直接降温方式已经成功地应用到包括研究型、生产型、低速和高速风洞在内的国内外多座常规暂冲式风洞中，有较为成熟的设计和使用规范可循；2)设备投资较少：液氮喷入系统是间隙式工作系统，不需要大功率的配电设备和制冷系统，可以大量节省固定设备投资；3)制冷量大且温度范围宽，液氮喷入压力容易在较宽范围内调节；4)占用空间较小，保养成本低，无需要大量的日常维护工作。因此，针对液氮直接喷入的降温方案，可以研制一套适用于连续式高速风洞的液氮存储装置，以形成风洞降温系统的低温气源条件。

发明内容

为实现液氮直接喷入的降温方案提供支撑，本发明针对连续式高速风洞的结构特点和运行模式，提出一种连续式高速风洞降温系统液氮存储装置，分析了液氮存储量与风洞实验工况的匹配关系，解决低温液氮的组合冲灌、自增压、超压保护、残夜排放的技术问题，形成稳定、可靠的液氮存储与驱动条件。

本发明的技术方案为：

所述一种连续式高速风洞降温系统液氮存储装置，其特征在于：由液氮储罐和外部管路组成；

所述液氮储罐采用立式真空粉末绝热低温液体贮槽；贮槽由保温材料、内容器、外壳与真空式过滤器组成；液氮储罐的总容积满足连续式高速风洞稳定运行工况下的液氮流量需求，同时满足连续式高速风洞准备过程和过渡过程所需消耗的液氮量；

所述外部管路由组合充灌系统、自增压系统、储罐安全系统、储罐供气系统、仪表监测系统组成；