[发明专利]用于激波风洞的热喷流实验方法

说明书

本发明公开了一种用于激波风洞的热喷流实验方法，所述热喷流实验方法包括：1)分别控制进入燃烧室内的氢气和空气的气体流量；2)将燃烧室内的氢气和空气进行点火，点火后产生的燃气通过拉瓦尔喷管加速到超音速形成热喷流气流；其中，所述氢气和空气分别通过气体管道向所述燃烧室内输送，气体流量的控制包括：首先，通过气体减压阀调节所述气体管道中的气体压力；然后，通过音速喷嘴流量计调节气体流量。该热喷流实验方法解决了现有技术中热喷流实验方法存在的装置结构复杂、流量和温度等喷流参数范围有限并且难以控制的技术问题。

技术领域

本发明涉及激波风洞领域，具体涉及用于激波风洞的热喷流实验方法。

背景技术

高超声速飞行器飞行中，发动机内流与外流的耦合以及为实现姿轨控制而产生的喷流，都会产生强烈的激波/激波干扰、激波/边界层干扰以及分离再附等大面积的非定常、非稳定流场，从而对飞行器的气动力、气动热产生很大干扰。而气动热地面试验主要在毫秒量级的激波风洞中进行。瞬态稳定的热喷流气源的产生、毫秒量级内的时序同步以及小尺度模型等难点，导致激波风洞热喷流实验难度极大。

2011年，陈雪冬、王发民等人曾通过在风洞窗口接入路德维希管的方法进行激波风洞热喷流试验；但这种方法存在结构复杂，流量和温度等喷流参数范围有限并且难以控制的缺陷。

发明内容

本发明的目的在于提供一种用于激波风洞的热喷流实验装置，以解决现有技术中热喷流实验方法存在的装置结构复杂、流量和温度等喷流参数范围有限并且难以控制的技术问题。

为解决上述技术问题，本发明提供如下述技术方案：

一种用于激波风洞的热喷流实验方法，所述热喷流实验方法包括：

1)分别控制进入燃烧室内的氢气和空气的气体流量；

2)将燃烧室内的氢气和空气进行点火，点火后产生的燃气通过拉瓦尔喷管加速到超音速形成热喷流气流；

其中，所述氢气和空气分别通过气体管道向所述燃烧室内输送，气体流量的控制包括：首先，通过气体减压阀调节所述气体管道中的气体压力；然后，通过音速喷嘴流量计调节气体流量。

作为本发明的一种优选实施方案，所述气体减压阀为电子减压阀，所述气体减压阀能够通过计算机远程控制。

作为本发明的一种优选实施方案，所述电子减压阀依次通过输出信号隔离模块、数据控制采集卡和计算机相电连；所述计算机能够预设通过所述电子减压阀后的气体压力值，所述数据控制采集卡能够通过预设的所述气体压力值控制信号隔离模块输出模拟量输出信号，所述模拟量输出信号能够控制所述气体减压阀的通断。

作为本发明的一种优选实施方案，所述热喷流实验方法还包括：对进入所述音速喷嘴流量计前的气体的压力和温度进行检测。

作为本发明的一种优选实施方案，所述热喷流实验方法还包括：对所述气体管道中的气体进行过滤。

作为本发明的一种优选实施方案，所述热喷流实验方法还包括：在所述气体管道中设置单向阀，以防止所述燃烧室内的气流于所述气体管道中流动。

作为本发明的一种优选实施方案，在步骤之前，所述热喷流实验方法还包括：将燃烧室安装于飞行器模型内，将飞行器模型安装在风洞试验舱内；接着，将风洞试验舱抽真空；然后，将燃烧室与气体管路进行连接。

作为本发明的一种优选实施方案，在步骤之后，所述热喷流实验方法还包括：启动激波风洞以使得激波管中产生高压气流和激波，风洞喷管将所述高压气流和激波加速至超音速，进入风洞试验舱形成风洞气流，所述风洞气流吹至飞行器模型的表面；所述风洞气流、热喷流气流的流动方向相同。