[发明专利]一种舵轴电弧风洞热密封试验舵前缘和舵基板的液冷装置

说明书

本发明涉及航天航空技术领域，尤其是涉及一种舵轴电弧风洞热密封试验舵前缘和舵基板的液冷装置；该舵轴电弧风洞热密封试验舵前缘和舵基板的液冷装置，包括舵基板、舵轴、舵体骨架和舵前缘，舵轴依次穿过舵基板和舵体骨架后与舵前缘连接，舵前缘固定在舵体骨架上，舵基板包括基板本体和基板液冷装置；舵前缘包括前缘本体和前缘液冷装置，前缘液冷装置设置在前缘本体内；本发明提供的一种舵轴电弧风洞热密封试验舵前缘和舵基板的液冷装置，该用于舵轴电弧风洞热密封试验舵前缘和舵基板的液冷装置能够在舵轴电弧风洞热密封试验中防止舵前缘和舵基板的烧蚀，提高舵前缘和舵基板在实验过程中的可靠性。

技术领域

本发明涉及航天航空技术领域，尤其是涉及一种舵轴电弧风洞热密封试验舵前缘和舵基板的液冷装置。

背景技术

高超声速飞行器是指飞行速度超过5倍音速的飞机、导弹、炮弹之类的有翼或无翼飞行器，具有突防成功率高的特点，有着巨大的军事价值和潜在的经济价值。

高超声速飞行器在入大气层时各个部位要承受剧烈的空气动力加热，尤其是舵轴部位，在大偏转角条件下舵轴附近几个毫米的缝隙内冷壁热流可达几十多个兆瓦/平米，其防热材料能否承受这么高的热环境状态直接关系着飞行器设计的成败；因此，飞行试验前要进行地面防热材料的考核试验。

通常地面防热考核试验在电弧风洞内完成，由于电弧风洞的流场与天上飞行时的存在较大的差异性，且舵轴干扰区冷壁热流又较高，受制于电弧加热设备的功率，为了满足舵轴处的冷壁热流，往往需要加大舵的偏角以增加干扰进而增大热流，这会导致的舵身组合体其它部位的热环境与天上高速飞行时存在较大的差异，原因在于舵偏角的加大会使得舵前缘端头部分和其下部的舵基板上的干扰区的热流大幅增加，使得地面试验时舵前缘和舵基板这两个部位严重烧蚀破坏，最终试验停止。

发明内容

本发明的目的在于提供一种舵轴电弧风洞热密封试验舵前缘和舵基板的液冷装置，该用于舵轴电弧风洞热密封试验舵前缘和舵基板的液冷装置能够在舵轴电弧风洞热密封试验中防止舵前缘和舵基板的烧蚀，提高舵前缘和舵基板在实验过程中的可靠性；

本发明提供的一种舵轴电弧风洞热密封试验舵前缘和舵基板的液冷装置，包括包括舵基板、舵轴、舵体骨架和舵前缘，舵轴依次穿过舵基板和舵体骨架后与舵前缘连接，舵前缘固定在舵体骨架上，其特征在于：

舵基板包括：基板本体和基板液冷装置，基板液冷装置设置在基板本体内；

舵前缘包括：前缘本体和前缘液冷装置，前缘液冷装置设置在前缘本体内。

作为另外的实施方式，基板液冷装置包括第一进液通道和第一出液通道，第一进液通道和第一出液通道相连通；前缘液冷装置包括第二进液通道和第二出液通道，第二进液通道与第二出液通道相连通。

作为另外的实施方式，基板本体包括固定部和拆卸部，第一进液通道和第一出液通道均设置在拆卸部内。

作为另外的实施方式，舵体骨架靠近舵前缘的一侧设有安装槽，舵前缘靠近舵体骨架的一侧设有与安装槽相配合的凸出部，用于实现舵前缘与舵体骨架的固定。

作为另外的实施方式，第二进液通道和第二出液通道分别沿舵前缘长度方向设置。

作为另外的实施方式，第二进液通道的数量为两个，两个第二进液通道对称设置在第二出液通道的两侧；第二出液通道设置在两个第二进液通道之间；第二出液通道和两个第二进液通道截面均为圆形，第二出液通道和两个第二进液通道的轴线均位于同一水平面上。

作为另外的实施方式，第二出液通道的截面面积为两个第二进液通道之和。

作为另外的实施方式，还包括隔热片，套设在舵轴上；隔热片位于舵体骨架和舵基板之间，并分别与舵体骨架和舵基板相接触。

作为另外的实施方式，隔热片为圆环形，圆环形隔热片竖直向下方向的投影面至少部分覆盖于拆卸部的竖直向下方向的投影面。