[发明专利]一种高温风洞用收集口喷水降温装置

说明书

本发明涉及一种高温风洞用收集口喷水降温装置，属于风洞试验技术领域，所述高温一般指来流总温不低于3000K。本发明旨在保护长时间运行的高温风洞扩压器前段，属国内首次在高温风洞扩压器入口处设计增加超高温大温差喷水降温装置。该装置贴近收集口，能够在总温3600K的极端环境下长时间工作，具备使高温气流外缘气体快速降温的能力，可有效保护扩压器前段壁面。该收集口喷水降温装置的研制，使风洞高温、长时间的稳定运成为可能，为高温风洞壁面防护及尾气处理提供了新思路。通过对从喷管喷出的高温气流进行喷水的方式，达到使气流外缘降温的效果，从而解决了高温风洞扩压器前段壁面热防护问题。

技术领域

本发明涉及一种高温风洞用收集口喷水降温装置，属于风洞试验技术领域，所述高温一般指来流总温不低于3000K。

背景技术

伴随着航天技术的发展，航天器的种类逐步呈现多样化。近年间，以在大气层内长时间、高超声速飞行为特征的飞行器引起了各国研究人员的关注，如以美国X-51为代表的超燃冲压动力飞行器、以美国X-37B为代表的空天飞机等。这些新型飞行器在飞行过程中因受到周围高温空气加热、粘性剪切力以及气动压力的共同作用，将面临极其严酷的热载荷，因而对热防护技术提出了更高的要求。

高温风洞试验作为对高超声速飞行器热防护材料设计方案验证的有效方式，近年来有了长足的技术进步。目前，国内外常用的长时间高温风洞有电弧风洞和燃气流风洞两类，二者的主要区别在与高温气体的发生方式不同。

高温风洞一般由加热器及喷管、试验舱段和扩压排气段三部分组成。其中，加热器及喷管用于生成试验所需的高温高速均匀流场，试验舱段用于放置测试模型，扩压排气段则负责将高温气体减速增压排至大气。在扩压排气段的前部(包括收集器、滑动收缩段和二喉道等)虽然一般会有夹套水冷进行防护，但此处由于热气流降温尚不明显、激波反射等因素，相比扩压排气段其他部分，壁面仍存在较大的防热隐患。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，为使高温热气流外缘降温进而保护扩压器前段壁面，提出一种高温风洞用收集口喷水降温装置。

本发明的技术解决方案是：

一种高温风洞用收集口喷水降温装置，该装置包括喷水环、支架、爆破孔板和供水管路；

所述的喷水环为环形圆管；

所述的支架用于将喷水环固定安装在风洞扩压器收集口段上；

高压水源通过供水管路通入到喷水环中，在供水管路内安装爆破孔板；

所述的喷水环上开有喷水孔，喷水孔开孔方向为朝向喷水环内部，喷水孔开孔轴线方向与风洞扩压器中心轴线的夹角为15-75°；

所述的供水管路为耐压金属软管。

1、喷水总量的工程设计方法

水从喷水环喷出后，通过液滴吸热、汽化吸热和蒸汽吸热三个连续过程对热气流进行降温，降温计算过程假设可换热均匀且立即达到热平衡。即满足：

Q₀＝Q₁+Q₂+Q₃ (1)

其中，Q₀为高温气体降温释放的热量，Q₁为水是液态时温升吸收的热量，Q₂为液态水汽化为水蒸气吸收的热量，Q₃为水蒸气吸收的热量。

对于Q₀、Q₁、Q₃均可通过下式计算，其中Q为热量、c为比热容、m为工质质量，ΔT为温度变化。

Q＝cmΔT (2)