[发明专利]一种应用于电弧风洞气膜主动冷却前缘试验系统

说明书

本发明提供一种应用于电弧风洞的气膜主动冷却翼前缘试验系统，该系统以标准大气压的大气环境为冷气源，依靠风洞内较高的真空度，实现冷气输入。本发明包括声速喉道、电调压阀、压力传感器、电磁开关阀、热流传感器，沿翼前缘上最高热流线上均匀间隔若干距离设置一个冷却气孔，冷却气孔半径与翼前缘半径之比的范围为1/10～1/5，两进气孔之间设置两至三个热流测点用于检测两气孔之间的热流密度，同时在冷气孔两侧各布置一个热流测点。试验前通过更换不同直径的声速喉道来改变气流量，根据各热流传感器测量值的分布情况，调节各分支管道上的电调节阀来调整支路的压力，解决了高超声速飞行器翼前缘材料主动气膜冷却热防护气动热试验问题。

技术领域

本发明涉及一种航天气动热烧蚀试验领域，特别是针对于可重复利用飞行器防热材料。

背景技术

高超声速飞行器在大气层中高速飞行时，经受严重气动加热，作为飞行器上重要局部件，翼前缘要承受剧烈的气动加热。随着高超声速可重复利用飞行器的发展，要求飞行器表面防热材料多次重复使用，传统的被动式热防护，如烧蚀热防护方式已经不能满足该类型飞行器的防热要求，而大多采用主动热防护，原理是依靠冷却工质将大部分热流带走。

由于受限于高超声速飞行器动力问题，对飞行器各部位的质量有一定的限制，对于主动气膜冷却前缘来说，要求用最小的气流量实现较为均匀的试验效果，这对前缘上冷壁热流测点位置和冷却气体压力控制提出更高的要求。首先，冷气流在前缘上与超声速来流相遇，若冷气总压较高，在冷气孔上游极易产生激波，使得前缘上出现局部高热流区域，若冷气总压较低，势必高温来流进入冷气孔，冷却效果较差。因此，必须通过地面试验系统找到较为恰当的冷气流总压与前缘表面压力的无量纲比，使得冷气流在前缘上流动边界层流动，方可正式应用于型号。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种应用于电弧风洞的气膜主动冷却翼前缘试验系统，通过调节各冷气支路的压力改善翼前缘气膜冷却效果。

本发明解决技术的方案是：一种应用于电弧风洞的气膜主动冷却翼前缘试验系统，翼前缘位于喷管出口下游的高温流场中，本发明试验系统包括声速喉道、第一电磁开关阀、N个冷却支路和热流传感器；

每个冷却支路均包含电调压阀、压力传感器、第二电磁开关阀；翼前缘上有N个冷却气孔、4N-1个热流测点和N个冷却通道，冷却通道连接到冷却气孔，热流传感器安装于热流测点处；声速喉道的上游连通标准大气压下的常温空气提供冷气源，声速喉道的下游与第一电磁开关阀连接，一起置于试验舱外，此第一电磁开关阀的输出通过连接管接入试验舱，与N个冷却支路相连，N个冷却支路连接到翼前缘的N个冷却通道；在每个冷却支路上，电调压阀的输出与第二电磁开关阀的输入连接，压力传感器测量电调压阀和第二电磁开关阀之间的压力；根据翼前缘上各热流传感器测量值的分布情况，调节各冷却支路上的电调节阀来调整支路的压力，改善翼前缘气膜冷却效果；N≥1。

进一步的，所述声速喉道为收缩圆形流动通道，大口径端为声速喉道的上游，与大气相通；小口径端为声速喉道的下游，通过连接管与N条冷却支路连接，N≥1。

进一步的，所述电调压阀和第二电磁开关阀均通过密封接头连接到冷却支路上，压力传感器通过三通阀连接到冷却支路上，N个冷却支路、翼前缘以及热流传感器都放置在试验舱内。

进一步的，所述试验舱内的真空度小于1kPa。

进一步的，所述翼前缘的冷却气孔沿弧面上最高热流线方向均匀设置N个，相邻两个冷却气孔间隔20～30mm，直径为翼前缘弧面半径的1/10～1/5，N≥1。

进一步的，所述热流测点位置分布为：

(1)在每个冷却气孔的垂直于喷管来流方向的两侧，以冷却气孔中心对称各布置一个热流测点，且每个热流测点与当前冷却气孔中心的距离为3～5mm；