超高速再入试验气流地面模拟试验装置，包括气源系统、爆轰段等；气源系统通过输气管路将氢气及氧气充入爆轰段内，氢氧混合物引爆后形成爆轰波，爆轰波会冲破一道膜，在激波管内形成第一道主激波和中心膨胀波，激波管中的试验气体被主激波压缩并加速，主激波在试验气体中向下游传播至二道膜并将其冲破，随后在加速段形成第二道入射激波和中心膨胀波，试验气体通过第二道中心膨胀波的非定常膨胀作用继续加速向下游运动，在喷管内通过定常膨胀作用进一步提速，喷管出口试验气体经过上述三重加速作用可以达到再入速度条件，真空系统将加速段至试验及卸压段整体抽至高真空状态。本发明专利技术满足了飞行器超高速再入飞行时高焓流动环境的地面模拟需求。地面模拟需求。地面模拟需求。
【技术实现步骤摘要】
超高速再入试验气流地面模拟试验装置
[0001]本专利技术涉及一种气流地面模拟试验装置。
技术介绍
[0002]新世纪世界各国对太空探测、星际旅行的兴趣日益提升，这对飞行器的速度提出越来越高的要求。例如，美国的航天飞机从地球近地轨道再入大气层时，速度为7.3km/s，阿波罗飞船登月后返回地球大气层时，再入速度高达11.2km/s，火星及其他远太阳系行星探测器返回时再入速度则高达15km/s。随着飞行器飞行速度及高度的不断提高，其面临的周围流动环境也发生的改变，由简单的冻结流动发展至平衡流动、复杂的非平衡流动。由于高温真实气体效应的存在，气体的微观物理化学现象会通过热力学、激波动力学过程对飞行器宏观气动力、热规律及周围流场的气动物理特性产生影响，此时经典的气体动力学理论已难以胜任，高温真实气体效应使得气动热、力的准确预测变得更为困难。
[0003]飞行器超高速再入飞行时高焓流动环境的复杂性给它的研究带来了极大的困难，其复杂程度使理论分析受到了很大限制，同时理论分析和数值模拟又极大的依赖于试验结果的验证和修正。由于飞行试验成本较高，大量的气动试验研究还是在地面模拟设备中完成，而为了模拟飞行器超高速再入飞行时所遇到的高温真实气体效应，地面试验研究又极大的依赖于能模拟再入速度试验气流的高焓气动设备。因此，研制一种能模拟超高速再入试验气流的试验装置十分必要。
技术实现思路
[0004]本专利技术解决的技术问题是：提供了一种可以模拟飞行器超高速再入飞行气流环境的地面模拟试验装置，通过三重加速效应将试验气流加速至再入速度条件，满足了飞行器超高速再入飞行时高焓流动环境的地面模拟需求。
[0005]本专利技术所采用的技术方案：超高速再入试验气流模拟试验装置，包括气源系统、爆轰段、一道膜、激波管、二道膜、加速段、喷管、试验及卸压段、真空系统；
[0006]气源系统通过输气管与爆轰段一端相连；爆轰段另一端与激波管一端相连，爆轰段与激波管之间设置一道膜；激波管另一端连接加速段一端，加速段与激波管之间设置二道膜；加速段另一端连接喷管，喷管出口安装在试验及卸压段内部，真空系统连接试验及卸压段；试验及卸压段内部安装试验模型；
[0007]气源系统通过输气管路将氢气及氧气充入爆轰段内，氢氧混合物引爆后形成爆轰波，爆轰波会冲破一道膜，在激波管内形成第一道主激波和中心膨胀波，激波管中的试验气体被主激波压缩并加速，主激波在试验气体中向下游传播至二道膜并将其冲破，随后在加速段形成第二道入射激波和中心膨胀波，试验气体通过第二道中心膨胀波的非定常膨胀作用继续加速向下游运动，在喷管内通过定常膨胀作用进一步提速，喷管出口安置在试验及卸压段内部，喷管出口试验气体经过上述三重加速作用可以达到再入速度条件，真空系统将加速段至试验及卸压段整体抽至高真空状态。
[0008]进一步的，所述气源系统由高压氢气瓶和高压氧气瓶组成，通过调压阀调整压力，远程通过电磁阀控制气动阀进行充气。
[0009]进一步的，所述爆轰段采用正向爆轰驱动，并带有环形扩容腔结构，使用射流方式引爆管点火，对充入内部的氢氧混合物进行引爆，初始状态下，爆轰段内充气压力为N1，N1＝0.1～2.0MPa。
[0010]进一步的，所述一道膜为钢制膜片，中心铣有十字凹槽控制膜片破裂形态。
[0011]进一步的，所述激波管需要抽真空后充入所需试验气体，充气压力为N2，N2＝100～10000Pa，根据试验需要可以充入不同类型的试验气体，沿管体布置有压力传感器及电离测速探针，用来监测激波管压力及主激波速度。
[0012]进一步的，所述二道膜为涤纶膜，厚度为25～90μm，可以在满足试验承压需求的同时尽可能减少破膜对试验气流的干扰。
[0013]进一步的，所述加速段需要抽至高真空状态，真空度为N3，N3＝1～100Pa，沿管体布置有压力传感器及电离测速探针，用来监测加速段压力及第二道入射激波速度。
[0014]进一步的，所述喷管为锥形喷管，也可为型面喷管，超声速试验气体可以在内部通过定常膨胀作用加速。
[0015]进一步的，所述试验及卸压段两侧有光学观察窗口，内部安装试验模型及模型支架，试验后超高速再入试验气体在下游末端减速并恢复压力。
[0016]进一步的，所述真空系统由两级真空泵组成，一级真空泵为旋片式机械真空泵，启动后将试验段整体压力抽至小于1000Pa，二级真空泵为磁悬浮涡轮分子泵，最大转速30000r/m，理论抽速1500L/s，启动后可以试验段整体压力抽至10Pa以下。
[0017]本专利技术与现有技术相比的优点如下：
[0018](1)本专利技术提供了一种超高速再入试验气流模拟地面试验装置，试验气流速度可以达到近、超轨道速度，从而模拟飞行器超高速再入飞行时面临的高焓流动环境，可以开展该领域的气动力、热试验。
[0019](2)本专利技术提供了一种爆轰驱动试验技术，通过氢氧混合物引爆后产生爆轰波，爆轰波后的高温、高压气体作为驱动气体，具有驱动能力强、运行成本低、结构简单易于维护、实验重复性好等优点。
[0020](3)本专利技术可提供不同的试验气体成分，根据飞行器再入飞行环境选择空气、二氧化碳、氮气等作为试验气体，来模拟地球、火星、土星等星体大气环境。
[0021](4)本专利技术可提供不同充气及真空压力条件，且连续可调，可以模拟大范围不同速度试验气流，试验气流速度范围为3.0～10.2km/s。
附图说明
[0022]图1为本专利技术的试验装置布局示意图。
具体实施方式
[0023]下面结合附图和实施例对本专利技术作进一步详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本专利技术，而非对本专利技术的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本专利技术相关的部分而非全部结构。
[0024]图1为本专利技术实施例中的超高速再入试验气流模拟试验装置，包括：气源系统1、爆轰段2、一道膜3、激波管4、二道膜5、加速段6、喷管7、试验段及卸压段8、真空系统9；
[0025]气源系统1通过输气管与爆轰段2一端相连；爆轰段2另一端与激波管4一端相连，爆轰段2与激波管4之间设置一道膜3；激波管4另一端连接加速段6一端，加速段6与激波管4之间设置二道膜5；加速段6另一端连接喷管7，喷管7出口安装在试验及卸压段8内部，真空系统9连接试验及卸压段8；试验及卸压段8内部安装试验模型；
[0026]气源系统1通过调压阀调至所需压力，远程通过电磁阀控制气动阀经输气管路将氢气及氧气充入爆轰段2内，氢氧混合物通过射流方式点火技术进行引爆，引爆后形成的爆轰波会冲破一道膜3，在激波管4内形成第一道主激波和中心膨胀波，激波管4中的试验气体被主激波压缩并加速，根据试验模拟需求选取不同成分的试验气体，主激波在试验气体中向下游传播至二道膜5并将其冲破，随后在加速段6形成第二道入射激波和中心膨胀波，试验气体通过第二道中心膨胀波的非定常膨胀作用继续加速向下游运动，在喷管7内通过定常膨胀作用进一步提速，喷管7本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种超高速再入试验气流地面模拟试验装置，其特征在于，包括气源系统(1)、爆轰段(2)、一道膜(3)、激波管(4)、二道膜(5)、加速段(6)、喷管(7)、试验及卸压段(8)、真空系统(9)；气源系统(1)通过输气管与爆轰段(2)一端相连；爆轰段(2)另一端与激波管(4)一端相连，爆轰段(2)与激波管(4)之间设置一道膜(3)；激波管(4)另一端连接加速段(6)一端，加速段(6)与激波管(4)之间设置二道膜(5)；加速段(6)另一端连接喷管(7)，喷管(7)出口安装在试验及卸压段(8)内部，真空系统(9)连接试验及卸压段(8)；试验及卸压段(8)内部安装试验模型；气源系统(1)通过输气管路将氢气及氧气充入爆轰段(2)内，氢氧混合物引爆后形成爆轰波，爆轰波冲破一道膜(3)，在激波管(4)内形成第一道主激波和中心膨胀波，激波管(4)中的试验气体被主激波压缩并加速，主激波在试验气体中向下游传播至二道膜(5)并将其冲破，随后在加速段(6)形成第二道入射激波和中心膨胀波，试验气体通过第二道中心膨胀波的非定常膨胀作用继续加速向下游运动，在喷管(7)内通过定常膨胀作用提速，喷管(7)出口试验气体经过上述加速作用达到再入速度条件；真空系统(9)将加速段(6)至试验及卸压段(8)抽至真空状态。2.根据权利要求1所述的一种超高速再入试验气流地面模拟试验装置，其特征在于：所述气源系统(1)包括氢气瓶和氧气瓶，通过调压阀调整压力，远程通过电磁阀控制气动阀进行充气。3.根据权利要求1或2所述的一种超高速再入试验气流地面模拟试验装置，其特征在于：所述爆轰段(2)采用正向爆轰驱动，并带有环形扩容腔结构，使用射流方式引爆管点火，对充入内部的氢氧混合物进行引爆；初始状态下，爆轰段(2)内充入的气体充气压力...
【专利技术属性】
技术研发人员：周凯，胡宗民，刘云峰，姜宗林，欧东斌，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：发明
国别省市：
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