本发明专利技术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。本发明专利技术包括声速喉道、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。验问题。验问题。
【技术实现步骤摘要】
一种应用于电弧风洞气膜主动冷却前缘试验系统
[0001]本专利技术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。
技术介绍
[0002]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。
[0003]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。
技术实现思路
[0004]本专利技术解决的技术问题是：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。
[0005]本专利技术解决技术的方案是：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，本专利技术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；
[0006]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
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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。
[0007]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。
[0008]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。
[0009]进一步的，所述试验舱内的真空度小于1kPa。
[0010]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。
[0011]进一步的，所述热流测点位置分布为：
[0012](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；
[0013](2)沿着喷管来流，在每个冷却气孔上游位置处的最高热流线上布置一个热流测点，其距离该冷却气孔中心为5～10mm；
[0014](3)相邻两个冷却气孔中间布置一个热流测点。
[0015]进一步的，所述翼前缘的最高热流线位置的确定方法为：定义连接翼前缘圆弧面两端弧线中点的直线为中心线，对于无偏转角的翼前缘，最高热流线位于翼前缘圆弧面的中心线上；对于偏转的翼前缘，最高热流线位于以下公式确定的迎风侧的翼前缘面上，且与翼前缘圆弧面的中心线平行；
[0016][0017]上式中：ε为过最高热流线和圆弧面圆心的平面与过圆弧面中心线和圆弧面圆心的平面之间的夹角，α为偏转角，β为迎风角。
[0018]进一步的，所述热流传感器包含量热块、隔热套和K型热电偶，量热块外部套装有隔热套，量热块轴向底端与K型热电偶连通。
[0019]进一步的，所述电调压阀2控制信号为直流P～Q毫安，控制信号的电流值与阀门的开度呈线性关系，P毫安时阀门关闭，Q毫安时阀门全开，P>1,Q>1,P<Q；
[0020]根据翼前缘5上热流测量值分布情况，通过调节电调压阀2来调整每个冷却支路的压力，具体为：
[0021]若当前冷却气孔周围热流值高于当前冷却气孔与下游相邻冷却气孔中间位置的热流值时，此时当前冷却气孔的进气量大，降低控制信号的电流值，降低进气压力，减小进气量，直至当前冷却气孔周围测点热流值低于、或与两冷却气孔中间的热流值相等为止；
[0022]若当前冷却气孔周围热流值低于当前冷却气孔与下游相邻冷却气孔中间位置的热流值时，此时当前冷却气孔的进气量小，增大控制信号的电流值，增大进气压力，增加进气量，直至当前冷却气孔周围测点热流值高于、或与两冷却气孔中间的热流值相等为止；
[0023]将电流信号转变成相对应的直线位移，通过增加控制信号的电流值，相应地线性增加阀门的开度。
[0024]进一步的，所述冷气源质量计算公式为：
[0025][0026]上式中，m为冷气质量，单位：kg/s；为声速喉道下游出口处面积，单位：m2；p0为大气压，取值为0.1MPa；T0为大气环境温度，单位：K。
[0027]本专利技术与现有技术相比的有益效果是：
[0028](1)本专利技术将大气环境作为冷却气供应源，并联合声速喉道根据空气动力学等熵流动原理直接计算出空气的质量流量，同时，如试验需要，通过更换不同出口直径的声速喉
道可改变冷却气体的质量流量，操作简单方便。
[0029](2)本专利技术在仅靠翼前缘冷却气孔处上游、两侧及下游两冷却气孔中心位置布置热流测点，可以即时监测到翼前缘上重点部位热流均匀度。
[0030](3)本专利技术根据翼前缘上各热流测点测量值分布情况，可通过不同冷气支路上的电压力调节阀调整各个支路的压力，从而进一步改善翼前缘上气膜冷却效果。
附图说明
[0031]图1为本专利技术实施例翼前缘主动气膜冷却测试系统示意图；
[0032]图2为本专利技术实施例声速喉道流道示意图；
[0033]图3为本专利技术实施例气膜冷却翼前缘上热流测点分布示意图；
具体实施方式
[0034]下面结合附图对本专利技术作进一步详细的描述：
[0035]本专利技术提供一种应用于电弧风洞气膜主动冷却翼前缘的试验系统，以大气环境为气源，通过更换不同出口直径的声速喉道1改变冷气质量流量，同时调节各冷气支路内压力，最终找出各支路冷气总压与前缘上静压无量纲比，实现前缘主动气膜较好的冷却效果，为型号应用奠定了基础。
[0036]如图1所示为翼前缘主动气膜冷却测试系统本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一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(5)位于试验舱内喷管出口下游的流场中，其特征在于：包括声速喉道(1)、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(2)、压力传感器(3)、第二电磁开关阀(4)；翼前缘(5)上有N个冷却气孔、4N
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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(1)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(1)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(5)的N个冷却通道；在每个冷却支路上，电调压阀(2)的输出与第二电磁开关阀(4)的输入连接，压力传感器(3)测量电调压阀(2)和第二电磁开关阀(4)之间的压力；根据翼前缘(5)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(2)来调整支路的压力，改善翼前缘(5)气膜冷却效果；N≥1。2.根据权利要求1所述的一种应用于电弧风洞的气膜主动冷却翼前缘试验系统，其特征在于：所述声速喉道(1)为收缩圆形流动通道，大口径端为声速喉道(1)的上游，与大气相通；小口径端为声速喉道(1)的下游。3.根据权利要求1所述的一种应用于电弧风洞的气膜主动冷却翼前缘试验系统，其特征在于：所述电调压阀(2)和第二电磁开关阀(4)均通过密封接头连接到冷却支路上，压力传感器(3)通过三通阀连接到冷却支路上。4.根据权利要求1所述的一种应用于电弧风洞的气膜主动冷却翼前缘试验系统，其特征在于：所述试验舱内的真空度小于1kPa。5.根据权利要求1所述的一种应用于电弧风洞的气膜主动冷却翼前缘试验系统，其特征在于：所述翼前缘(5)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。6.根据权利要求5所述的一种应用于电弧风洞的气膜主动冷却翼...
【专利技术属性】
技术研发人员：许考，闫宪祥，张荣国，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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