一种组件易拆装的小型超声速激波风洞试验段

1.本发明属于航空宇航技术领域，具体涉及一种组件易拆装的小型超声速激波风洞试验段。


背景技术：

2.激波风洞是用于验证火箭、导弹或飞机等飞行器的气动外形是否合理的重要试验设备，也是超声速气体动力学试验的主要装置。将实验对象放入试验段中，模拟实验对象真实运行时的流场条件(如保持雷诺数、马赫数或进出口压比等无量纲参数相似)，并测量流场参数和实验对象的力学性能，该装置对先进喷管的性能评估及机理研究具有重要意义。
3.固定马赫数风洞在单次试验中的来流马赫数只能是单一的马赫数，不能满足马赫数变化的实验需求。对于诸如宽空域的多组马赫数的飞行器气动试验，只能通过更换马赫数分别为2、3、4的风洞喷管来实现这三种来流马赫数，每增加一个马赫数条件就需要增加一套实验装置或试验段，不利于实验的经济性；对于多组压比的发动机喷管性能试验，充入压力主要由气源的压力决定，先进喷管的型面各异，但是就二维喷管而言，观察喷管内流场的启动及工作过程是至关重要的，重复设计试验段是不必要的。同时，随着各国航空航天领域的快速发展，先进的推进系统在工作时存在的模态转化问题越来越受到关注，尽管冷流气源的总温与实际发动机的总温偏差较大，但这是先进喷管走向工程应用的第一步试验。传统的大型连续工作风洞常用大直径的钟形喷管进行气流加速，想要得到较高马赫数的均匀气流时，所需要的喷管体积相应的增大，而稳定的背压条件所需的真空罐体积和真空泵功率也成倍增加，并且试验费用极高，教学单位难以承担。
4.在气体动力学教学中，激波与激波干扰的现象类型繁杂且抽象，学生难以从理论联系实际问题，如难以直观掌握高超声速发动机进气道和火箭发动机喷管等相关设计方法(这些部件的型面设计是气体动力学及激波理论的直接应用)；实际试验中，实现特定激波和特定马赫数来流，需要控制入口气体压力与速度，固定的喷管型面只能提供特定的实验条件。


技术实现要素：

5.本发明为了满足气体动力学教学实际需求和火箭发动机喷管及激波动力学等科学研究目标，提供一种组件易拆装的小型超声速激波风洞试验段。
6.本发明所采取的技术方案是：
7.一种组件易拆装的小型超声速激波风洞试验段，包括与激波管相连的第一法兰、与风洞连接的第二法兰；所述第一法兰和第二法兰之间依次连接圆转方刚性段、连接固定段和试验观察段，所述试验观察段内可拆卸安装有喷管。
8.本发明与现有技术相比具有以下有益效果：
9.1.本发明试验段的各固定件与连接件易于组装，喷管刚性段和圆转方段易拆卸，实现更高效的实验流程，做到兼容气体动力学教学实际和科研试验；其次，同时使用纵向观
察窗和侧面观察窗，为喷管启动及工作过程提供更有利的光学条件，可以应用纹影法、荧光油流法和片光层析法等光学观测手段以分析流场机理，为固体火箭发动机的先进喷管的冷流试验提供设备基础。
10.2.本发明为基于功能拆分的易拆装小型试验段降低了重复设计，利用多组小型二维喷管实现多组超声速气流条件，该试验段也将用于先进喷管的冷流试验。其次，反射型激波风洞对圆转方段的直角处要求较低，且低压段工作时间短，无需高精密的密封结构。最后，第二膜片和喷管段的安装与否，将增强学生对激波管和反射型激波风洞的原理认知，从喷管上游开始的侧面观察窗将在教学中更好的展示非定常流场特性。
11.3.本发明具有三个显著的优点：一是试验费用较低，准备时间短，每次仅需民用小型压缩机充入气体，即可满足气压源，低压段工作时间短，密封结构无需高精密设计；二是喷管刚性段和圆转方段易于拆装，根据实验需要来配置设备，实现多组超声速来流条件，强膨胀波的背景也适用于固体火箭发动机先进喷管和激波动力学的科学研究；三是该试验段不仅具有传统的纵向观察窗，还有承力金属结构夹住高透光有机玻璃的侧面观察窗设计，使喷管启动及工作过程的内流场也能被充分观察，便于实验与教学展示。
附图说明
12.图1是本发明整体爆炸图；
13.图2是本发明前半段对称爆炸图；
14.图3是本发明后半段对称爆炸图；
15.图4是本发明金属固定板俯视图；
16.图5是本发明连接固定段轴测图；
17.图6是本发明特制螺栓示意图；
18.图7是本发明特制螺栓示意图；
19.其中：1、第一法兰；2、密封圈一；3、圆转方刚性段；4、连接固定段；5、密封圈二；6、纵向观察窗外壳；7、有机玻璃板二；8、密封圈三；9、纵向观察窗内壳；10、密封圈四；11、金属固定板；12、喷管前平直段；13、喷管刚性收缩扩张段；14、喷管过渡段；16、机玻璃板一；17、条型固定件；18、t型固定块；19、第二法兰；20、密封圈五；21、特制螺栓；22、通孔螺栓；23、抽真空预留孔；24、窗口；25、沉头孔。
具体实施方式
20.为了更好地了解本发明的目的、结构及功能，下面结合附图，对本发明的做进一步详细的描述。
21.激波风洞的基本原理是，在高压段充入气体，膜片破裂后形成激波，该激波冲击第二膜片后反射激波，反射激波后的气体经两次激波压缩作用达到高温高压状态，被用作试验段的气源。本发明以典型激波管装置为已有基础，协同设计了多种型号的喷管及装有喷管的小型试验段，可以根据所需来流马赫数和来流静压进行风洞实验，为固体火箭发动机先进喷管、超声速气体动力学和激波动力学等研究提供试验基础。根据等熵的一维流管理论，喷管出口马赫数决定了喷管的扩张比；根据等熵无旋二维流动原理，喷管收敛段和扩张段的曲面形状决定了喷管出口的流速均匀度。在实际试验中，所需马赫数不同将更换不同
的喷管，这是昂贵的，应用基于功能拆分的创新理念可以解决这一问题，即将圆转方段和喷管段结构拆分出来单独设计。其次，在气体动力学教学和科研中，常使用纹影系统观察试验段的超声速气流现象，使学生直观理解激波现象，而传统设计未能充分展示喷管启动至稳定过程的流场特性。本发明以兼容科研试验和教学实际为目标，提出一种易拆装易密封的试验段方案，侧面使用高透光材料，上下装有观察窗，实现了试验段内流场特性的全方位观察。本发明首先根据试验需要，设计典型喷管收敛段及扩张段型面，减少重复设计和整体拆装的材料损耗，实现提供特定马赫数来流的功能；其次传感器易拆装且充分密封的试验段结构，显著提高了超声速流场测量的实验效率；最后，多方位的透光设计，便于多光源多光谱的补光技术的应用，纹影拍摄、荧光油流技术和片光层析技术的结合将显著提升观察效果。
22.参照图1～图7所示，本发明的一种组件易拆装的小型超声速激波风洞试验段，包括与激波管相连的第一法兰1、与风洞连接的第二法兰19；第一法兰1和第二法兰19之间依次连接圆转方刚性段3、连接固定段4和试验观察段，试验观察段内可拆卸安装有喷管。
23.其中：如图1、图2所示，激波管与试验段的连接方式是通过第一法兰1连接，使用螺栓固定；
24.第一法兰1右侧的母头与圆转方刚性段3的公头紧密配合，内部配有密封圈一2，保证密封性，在第一法兰1右侧凸台外侧铣出的平面上打螺纹孔通孔，圆转方刚性段3也打有螺纹孔，通过螺栓连接，这四个螺栓与第一法兰1上的八个法兰螺栓错开角度，防止螺栓与螺栓干涉，且便于拆装；
25.如图1、图2、图5所示，连接固定段4左端为空心圆柱部与圆转方刚性段3螺栓连接，连接固定段4右端为方形凸台部一与方形的试验观察段连接，目的是让流体冲过的内型面从圆型截面均匀过渡到方形截面；
26.圆转方刚性段3和连接固定段4之间由密封圈二5密封，保证密封性。
27.如图1所示，试验观察段同时使用纵向观察窗和侧面观察窗，压力主要由两条钢板和t型钢块传至金属固定板、连接固定段和与风洞连接的法兰，该构型为耐压的盒式结构。具体为：包括两个金属固定板11、两块有机玻璃板一16；两块有机玻璃板一16和两个金属固定板11交叉且首尾依次连接构成试验观察段的矩形侧壁，两块有机玻璃板一16和两个金属固定板11均通过螺栓可拆卸固定在连接固定段4和第二法兰19之间，两块有机玻璃板一16作为侧面观察窗前后相对设置，金属固定板11上安装纵向观察窗。
28.两个有机玻璃板一16外侧上下两端用条型固定件17加固，两个有机玻璃板一16内侧与两个金属固定板11侧边对应通过螺栓可拆卸连接，且由密封圈六密封，两个有机玻璃板一16左右两端外侧通过t型固定块18压紧，两个有机玻璃板一16左右两端内侧分别固定在连接固定段4的方形凸台部一上和第二法兰19左端设有方形凸台部二上，目的是提供最广视角的观察范围。
29.两个金属固定板11的左右两端分别与连接固定段4的方形凸台部一和第二法兰19的方形凸台部二通过螺栓可拆卸固定连接，两个金属固定板11上均开设窗口24，用于安装纵向观察窗，目的是打入特定光谱的光源或垂直观察试验件(喷管或其他试验件)中的实验现象，可以更好的观察试验件在纵向的实验现象。
30.金属固定板11是主要承力部件，如图1所示，两个有机玻璃板一16可采用中间凸起
四周设有外延的结构，并在方形凸台部一和方形凸台部二开设相应的凹槽，两个金属固定板11采用中间凸起两端带有外延的结构，采用此种结构，当两个有机玻璃板一16和两个金属固定板11安装时，外表面能够衔接在一起，避免试验观察段的外表面出现缝隙或者凸出的部分，同时也能够保证有机玻璃板一16的厚度要求。
31.两个纵向观察窗均包括纵向观察窗外壳6、有机玻璃板二7及纵向观察窗内壳9；有机玻璃板二7由设置在其上下两侧的纵向观察窗外壳6和纵向观察窗内壳9夹持固定，整个纵向观察窗通过纵向观察窗内壳9固定在金属固定板11上。
32.纵向观察窗内壳9和金属固定板11之间由密封圈四10密封，保证气密性；
33.有机玻璃板二7和纵向观察窗内壳9之间由密封圈三8密封，保证气密性；
34.如图4所示，金属固定板11上设有多个带螺纹的沉头孔25，用于固定试验件和安装压力传感器。
35.如图6所示，特制螺栓21的结构为在m16型号螺栓本体尾部加上一端圆柱，通过添加密封圈五20可保证实验过程中密封性完整，特制螺栓21安装在金属固定板11上的沉头孔25上，用于封堵试验观察段保证其密封性。
36.如图7所示，用于连接金属固定板11和压力传感器的通孔螺栓22结构为在m16型号螺栓本体尾部加上一端圆柱，并在中心留有直径4mm的中心孔。
37.喷管或其他试验件与金属固定板11的沉头孔25之间始终通过螺栓连接，如m8螺栓；
38.通孔螺栓22安装在金属固定板11的其中一个沉头孔25上，压力传感器安装在通孔螺栓22的中心孔上，通孔螺栓22的圆柱紧密贴合插入喷管的对应螺纹孔内，与密封垫配合，保证气密性。
39.进行实验时，可用特制螺栓21替换通孔螺栓22，特制螺栓21的圆柱紧密贴合插入喷管的对应螺纹孔内，与密封垫配合，保证实验过程中密封性完整。
40.如图4所示，金属固定板11上还开设有抽真空预留孔23；
41.如图1所示，喷管由依次相接的喷管前平直段12、喷管刚性收缩扩张段13和喷管过渡段14构成，喷管前平直段12、喷管刚性收缩扩张段13和喷管过渡段14均为分体结构由上下相对设置的板体构成，且喷管刚性收缩扩张段13的两相对面采用升高再降低的曲面，模拟实际发动机喷管结构，喷管和其两侧观察窗构成了喷气通道。
42.喷管前平直段12、喷管刚性收缩扩张段13和喷管过渡段14均通过螺栓可拆卸固定在金属固定板11上，可以调整喷管位置，有利于观察喷管喉部实验现象。
43.通过以上结构实现，喷管喉部前的钢块容易更换，喷管位置易于调整，刚性喷管段易拆装更换。
44.可以理解，本发明是通过一些实施例进行描述的，本领域技术人员知悉的，在不脱离本发明的精神和范围的情况下，可以对这些特征和实施例进行各种改变或等效替换。另外，在本发明的教导下，可以对这些特征和实施例进行修改以适应具体的情况及材料而不会脱离本发明的精神和范围。因此，本发明不受此处所公开的具体实施例的限制，所有落入本技术的权利要求范围内的实施例都属于本发明所保护的范围内。

技术特征：
1.一种组件易拆装的小型超声速激波风洞试验段，包括与激波管相连的第一法兰(1)、与风洞连接的第二法兰(19)；其特征在于：所述第一法兰(1)和第二法兰(19)之间依次连接圆转方刚性段(3)、连接固定段(4)和试验观察段，所述试验观察段内可拆卸安装有喷管。2.根据权利要求1所述的一种组件易拆装的小型超声速激波风洞试验段，其特征在于：所述连接固定段(4)左端为空心圆柱部与圆转方刚性段(3)螺栓连接，连接固定段(4)右端为方形凸台部一与方形的试验观察段连接。3.根据权利要求2所述的一种组件易拆装的小型超声速激波风洞试验段，其特征在于：所述试验观察段采用盒式结构，包括两个金属固定板(11)及两块有机玻璃板一(16)；两块所述有机玻璃板一(16)和两个金属固定板(11)交叉且首尾依次连接构成试验观察段的矩形侧壁，两块有机玻璃板一(16)和两个金属固定板(11)均可拆卸固定在连接固定段(4)和第二法兰(19)之间，两块有机玻璃板一(16)作为侧面观察窗前后相对设置，金属固定板(11)上安装纵向观察窗。4.根据权利要求3所述的一种组件易拆装的小型超声速激波风洞试验段，其特征在于：所述喷管由依次相接的喷管前平直段(12)、喷管刚性收缩扩张段(13)和喷管过渡段(14)构成，喷管前平直段(12)、喷管刚性收缩扩张段(13)和喷管过渡段(14)均为分体结构由上下相对设置的板体构成，且喷管刚性收缩扩张段(13)的两相对面采用升高再降低的曲面，模拟实际发动机喷管结构，喷管和其两侧观察窗构成了喷气通道。5.根据权利要求4所述的一种组件易拆装的小型超声速激波风洞试验段，其特征在于：所述喷管前平直段(12)、喷管刚性收缩扩张段(13)和喷管过渡段(14)均通过螺栓可拆卸固定在金属固定板(11)上。6.根据权利要求3所述的一种组件易拆装的小型超声速激波风洞试验段，其特征在于：两个所述有机玻璃板一(16)外侧上下两端用条型固定件(17)加固，两个有机玻璃板一(16)内侧与两个金属固定板(11)侧边对应可拆卸连接，两个所述有机玻璃板一(16)左右两端外侧通过t型固定块(18)压紧，两个所述有机玻璃板一(16)左右两端内侧分别固定在连接固定段(4)的方形凸台部一上和第二法兰(19)左端设有方形凸台部二上。7.根据权利要求6所述的一种组件易拆装的小型超声速激波风洞试验段，其特征在于：两个所述金属固定板(11)的左右两端分别与连接固定段(4)的方形凸台部一和第二法兰(19)的方形凸台部二可拆卸固定连接，两个金属固定板(11)上均开设窗口(24)，用于安装纵向观察窗。8.根据权利要求7所述的一种组件易拆装的小型超声速激波风洞试验段，其特征在于：两个所述纵向观察窗均包括纵向观察窗外壳(6)、有机玻璃板二(7)及纵向观察窗内壳(9)；所述有机玻璃板二(7)由设置在其上下两侧的纵向观察窗外壳(6)和纵向观察窗内壳(9)夹持固定，整个纵向观察窗通过纵向观察窗内壳(9)固定在金属固定板(11)上。9.根据权利要求7所述的一种组件易拆装的小型超声速激波风洞试验段，其特征在于：所述金属固定板(11)上设有多个带螺纹的沉头孔(25)，用于固定试验件和安装压力传感器。10.根据权利要求7所述的一种组件易拆装的小型超声速激波风洞试验段，其特征在于：所述组件易拆装的小型超声速激波风洞试验段还包括特制螺栓(21)及通孔螺栓(22)；所述特制螺栓(21)的结构为在螺栓本体尾部加上一端圆柱，安装在金属固定板(11)的
沉头孔(25)上，与密封圈五(20)配合用于密封试验观察段；所述通孔螺栓(22)结构为在螺栓本体尾部加上一端圆柱，并在中心留有中心孔，该中心孔用于安装压力传感器，通孔螺栓(22)与特制螺栓(21)替换使用。

技术总结
一种组件易拆装的小型超声速激波风洞试验段，属于航空宇航技术领域。包括与激波管相连的第一法兰、与风洞连接的第二法兰；第一法兰和第二法兰之间依次连接圆转方刚性段、连接固定段和试验观察段，试验观察段内可拆卸安装有喷管。本发明试验段的各固定件与连接件易于组装，喷管刚性段和圆转方段易拆卸，实现更高效的实验流程，做到兼容气体动力学教学实际和科研试验；其次，同时使用纵向观察窗和侧面观察窗，为喷管启动及工作过程提供更有利的光学条件，可以应用纹影法、荧光油流法和片光层析法等光学观测手段以分析流场机理，为固体火箭发动机的先进喷管的冷流试验提供设备基础。发动机的先进喷管的冷流试验提供设备基础。发动机的先进喷管的冷流试验提供设备基础。


技术研发人员：关奔 柴拉根 李德坚 申勇鹏 王革 杨海威 韩秀杰
受保护的技术使用者：哈尔滨工程大学
技术研发日：2023.06.25
技术公布日：2023/8/9