一种带攻角端头烧蚀外形试验装置的制作方法

1.本实用新型属于飞行器地面模拟气动热试验技术领域，尤其涉及一种带攻角端头烧蚀外形试验装置。


背景技术：

2.高超声速飞行器再入过程中，飞行器端头热环境非常严峻，端头外形由于烧蚀现象变化极为剧烈，对飞行器的气动特性及运动控制特性产生极其重要影响。传统的惯性弹道再入飞行器多采用自旋稳定的控制方法，在弹道飞行中常采用小攻角再入，且在自旋作用下，飞行器表面的烧蚀形貌比较均匀。新型飞行器的再入弹道正在向多样化发展，采用大攻角的机动变轨、滑翔、巡航等多种弹道，更加有利于突防。
3.新型高超声速飞行器弹道的显著特点为长时间带攻角自控制飞行，在带攻角飞行过程中，飞行器本身没有自旋，其迎风面与背风面烧蚀外形变化的不同步严重影响飞行器的气动特性和控制性能，甚至威胁到整个飞行器的安全性和稳定性。
4.边界层转捩严重影响飞行器烧蚀外形变化过程和最终外形，包括模型攻角、壁面温度、壁面粗糙度、边界层外缘马赫数、来流单位雷诺数及速度梯度、压力梯度等在内的十多种潜在影响因素。飞行器外形的不断变化使得边界层转捩问题非常复杂，所以至今尚未形成完整的理论体系，尤其缺乏攻角对端头烧蚀外形的影响研究。
5.电弧加热器作为气动热防护地面模拟试验研究的主力设备，在电弧加热流场中进行带攻角烧蚀外形试验研究和边界层转捩的研究相对较少，因此如何在地面试验过程中充分复现带攻角端头经历的热环境，进一步掌握迎风面和背风面热环境的差异，为端头防热设计提供迎风面和背风面的烧蚀外形试验数据，对于飞行器防热精准化设计有着重要的意义。


技术实现要素：

6.本实用新型的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种带攻角端头烧蚀外形试验装置，可满足带攻角烧蚀外形试验模拟需求。
7.为了解决上述技术问题，本实用新型公开了一种带攻角端头烧蚀外形试验装置，包括：电弧加热器、混合室、超声速喷管、试验模型、变攻角装置、摄像测温装置和支架；
8.电弧加热器、混合室和超声速喷管依次连接；
9.变攻角装置安装在支架上；
10.试验模型安装在变攻角装置上，位于超声速喷管出口端；
11.摄像测温装置设置在拍摄到试验模型的位置处。
12.在上述带攻角端头烧蚀外形试验装置中，变攻角装置，包括：水冷模型装置、模型支撑固定装置和气动攻角送进装置；其中，气动攻角送进装置，包括：控制器、步进电机、万向节、气缸和推杆；
13.试验模型通过螺纹与水冷模型装置连接；
14.水冷模型装置一端为圆弧形凸起，模型支撑固定装置上设置有圆弧形凹槽；水冷模型装置安装在模型支撑固定装置上，水冷模型装置的圆弧形凸起位于模型支撑固定装置的圆弧形凹槽内，圆弧形凸起与圆弧形凹槽之间设置有万向节，形成转动副；
15.模型支撑固定装置通过支架固定在地面上；
16.控制器与步进电机连接，步进电机与气缸连接，气缸与推杆连接；其中，试验时，控制器控制步进电机工作，带动气缸做功，推动推杆运动，推杆推动水冷模型装置绕模型支撑固定装置的转动，进而实现对试验模型的攻角调节，使试验模型满足不同攻角的烧蚀外形试验模拟需求；当试验模型的攻角调节到位后，万向节锁定，以支撑水冷模型装置和试验模型，确保整个装置在整个试验加热过程中的稳定。
17.在上述带攻角端头烧蚀外形试验装置中，水冷模型装置通过高压水冷却，起到对试验模型冷却保护的作用。
18.在上述带攻角端头烧蚀外形试验装置中，变攻角装置根据试验要求调整试验模型的端头攻角，电弧加热器加热后的高温高压空气，经过超声速喷管加速，与试验模型发生烧蚀现象，结合超声速自由射流试验，模拟飞行器端头飞行过程中的热环境。
19.在上述带攻角端头烧蚀外形试验装置中，摄像测温装置，用于拍摄测量实验过程中，试验模型的形变及温度，得到形变与温度、时间的变化曲线。
20.本实用新型具有以下优点：
21.本实用新型公开了一种带攻角端头烧蚀外形试验装置，在试验过程中可根据试验要求通过变攻角装置调整试验模型的攻角，以满足带攻角烧蚀外形试验模拟需求；同时，在攻角调整到位后，通过变攻角装置实现对试验模型的支撑，确保整个装置在整个试验加热过程中的稳定。
附图说明
22.图1是本实用新型实施例中一种带攻角端头烧蚀外形试验装置的结构示意图；
23.图2是本实用新型实施例中一种变攻角装置的结构示意图。
具体实施方式
24.为使本实用新型的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本实用新型公开的实施方式作进一步详细描述。
25.本实用新型的核心思想之一在于：以电弧加热器为依托，紧密结合带攻角端头烧蚀外形试验需求，创新的研发带攻角端头烧蚀外形试验装置，基于地面设备(电弧加热器、超声速喷管等)开展变攻角端头烧蚀外形试验研究，具有试验准备周期短、设备精度高、试验组分真实可调等多种优点，可广泛应用于端头防热材料抗烧蚀试验研究。
26.如图1，在本实施例中，该带攻角端头烧蚀外形试验装置，包括：电弧加热器1、混合室2、超声速喷管3、试验模型4、变攻角装置5、摄像测温装置6和支架10。其中，电弧加热器1、混合室2和超声速喷管3依次连接；变攻角装置5安装在支架10上；试验模型4安装在变攻角装置5上，位于超声速喷管3出口端；摄像测温装置6设置在拍摄到试验模型4的位置处。
27.在本实施例中，如图2，变攻角装置5具体可以包括：水冷模型装置7、模型支撑固定装置8和气动攻角送进装置9；气动攻角送进装置9，包括：控制器、步进电机、万向节、气缸11
和推杆12。其中，试验模型4通过螺纹与水冷模型装置7连接。水冷模型装置7一端为圆弧形凸起，模型支撑固定装置8上设置有圆弧形凹槽；水冷模型装置7安装在模型支撑固定装置8上，水冷模型装置7的圆弧形凸起位于模型支撑固定装置8的圆弧形凹槽内，圆弧形凸起与圆弧形凹槽之间设置有万向节，形成转动副。模型支撑固定装置8通过支架10固定在地面上。控制器与步进电机连接，步进电机与气缸11连接，气缸11与推杆12连接；试验时，控制器控制步进电机工作，带动气缸11做功，推动推杆12运动，推杆12推动水冷模型装置7绕模型支撑固定装置8的转动，进而实现对试验模型4的攻角调节，使试验模型4满足不同攻角的烧蚀外形试验模拟需求；当试验模型4的攻角调节到位后，万向节锁定，以支撑水冷模型装置7和试验模型4，确保整个装置在整个试验加热过程中的稳定。
28.优选的，水冷模型装置7通过高压水冷却，起到对试验模型4冷却保护的作用。
29.优选的，变攻角装置5根据试验要求调整试验模型4的端头攻角，电弧加热器1加热后的高温高压空气，经过超声速喷管3加速，与试验模型4发生烧蚀现象，结合超声速自由射流试验，模拟飞行器端头飞行过程中的热环境。
30.优选的，摄像测温装置6，用于拍摄测量实验过程中，试验模型4的形变及温度，得到形变与温度、时间的变化曲线。
31.优选的，试验模型4具体可指端头烧蚀外形模型。
32.在本实施例中，该带攻角端头烧蚀外形试验装置的工作原理如下：根据试验状态要求、试验模型4尺寸，确定超声速喷管3的尺寸，预估电弧加热器1的运行参数。进行烧蚀流场调试，测量试验模型4的迎风面和背风面压力分布和热流分布，并根据测量结果确定电弧加热器1最终的运行参数。安装试验模型4，并通过变攻角装置5调整试验模型4的攻角至试验状态要求。进行变攻角端头烧蚀外形试验，并通过摄像测温装置6测量记录实验过程中试验模型4的形变和温度变化，得到形变与温度、时间的变化曲线。
33.综上所述，本实用新型公开了一种带攻角端头烧蚀外形试验装置，通过电弧加热器产生的高温空气，通过变攻角装置将端头烧蚀外形模型以一定攻角送入高温流场中，对端头烧蚀外形模型进行试验，并对端头烧蚀外形模型的防热性能进行分析研究。在地面电弧加热设备上采用超声速自由射流试验技术，使用高精度变攻角装置，创新研发出带攻角端头烧蚀外形试验技术，获得带攻角端头烧蚀外形试验结果，并为端头防热设计提供试验数据。本实用新型所述的方案可以对飞行器的端头部位进行地面试验考核，能够满足带攻角飞行器端头热环境地面模拟的需求，并为端头防热设计提供试验数据。
34.本实用新型虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本实用新型，任何本领域技术人员在不脱离本实用新型的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本实用新型技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本实用新型技术方案的内容，依据本实用新型的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本实用新型技术方案的保护范围。
35.本实用新型说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

技术特征：
1.一种带攻角端头烧蚀外形试验装置，其特征在于，包括：电弧加热器(1)、混合室(2)、超声速喷管(3)、试验模型(4)、变攻角装置(5)、摄像测温装置(6)和支架(10)；电弧加热器(1)、混合室(2)和超声速喷管(3)依次连接；变攻角装置(5)安装在支架(10)上；试验模型(4)安装在变攻角装置(5)上，位于超声速喷管(3)出口端；摄像测温装置(6)设置在拍摄到试验模型(4)的位置处。2.根据权利要求1所述的带攻角端头烧蚀外形试验装置，其特征在于，变攻角装置(5)，包括：水冷模型装置(7)、模型支撑固定装置(8)和气动攻角送进装置(9)；其中，气动攻角送进装置(9)，包括：控制器、步进电机、万向节、气缸(11)和推杆(12)；试验模型(4)通过螺纹与水冷模型装置(7)连接；水冷模型装置(7)一端为圆弧形凸起，模型支撑固定装置(8)上设置有圆弧形凹槽；水冷模型装置(7)安装在模型支撑固定装置(8)上，水冷模型装置(7)的圆弧形凸起位于模型支撑固定装置(8)的圆弧形凹槽内，圆弧形凸起与圆弧形凹槽之间设置有万向节，形成转动副；模型支撑固定装置(8)通过支架(10)固定在地面上；控制器与步进电机连接，步进电机与气缸(11)连接，气缸(11)与推杆(12)连接；其中，试验时，控制器控制步进电机工作，带动气缸(11)做功，推动推杆(12)运动，推杆(12)推动水冷模型装置(7)绕模型支撑固定装置(8)的转动，进而实现对试验模型(4)的攻角调节，使试验模型(4)满足不同攻角的烧蚀外形试验模拟需求；当试验模型(4)的攻角调节到位后，万向节锁定，以支撑水冷模型装置(7)和试验模型(4)，确保整个装置在整个试验加热过程中的稳定。3.根据权利要求2所述的带攻角端头烧蚀外形试验装置，其特征在于，水冷模型装置(7)通过高压水冷却，起到对试验模型(4)冷却保护的作用。4.根据权利要求1所述的带攻角端头烧蚀外形试验装置，其特征在于，变攻角装置(5)根据试验要求调整试验模型(4)的端头攻角，电弧加热器(1)加热后的高温高压空气，经过超声速喷管(3)加速，与试验模型(4)发生烧蚀现象，结合超声速自由射流试验，模拟飞行器端头飞行过程中的热环境。5.根据权利要求4所述的带攻角端头烧蚀外形试验装置，其特征在于，摄像测温装置(6)，用于拍摄测量实验过程中，试验模型(4)的形变及温度，得到形变与温度、时间的变化曲线。

技术总结
本实用新型公开了一种带攻角端头烧蚀外形试验装置，包括：电弧加热器、混合室、超声速喷管、试验模型、变攻角装置、摄像测温装置和支架；电弧加热器、混合室和超声速喷管依次连接；变攻角装置安装在支架上；试验模型安装在变攻角装置上，位于超声速喷管出口端；摄像测温装置设置在拍摄到试验模型的位置处。本实用新型旨在满足带攻角烧蚀外形试验模拟需求。旨在满足带攻角烧蚀外形试验模拟需求。旨在满足带攻角烧蚀外形试验模拟需求。


技术研发人员：张骞 付建壮 程奂哲 刘雨翔
受保护的技术使用者：中国航天空气动力技术研究院
技术研发日：2022.12.30
技术公布日：2023/4/18