專利名稱：一種飛行器局部逆向溢流降低熱流率的實驗裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種用于飛行器局部的逆向溢流降低熱流率的實驗裝置。
背景技術(shù)：
最早關(guān)于溢流冷卻的研究是切向的射流來形成膜，以使得熱流降低。最早是在1946年，Wieghardt為解決機翼結(jié)冰而進行了熱空氣除冰的研究。1966年，Goldstein等人最先對Ma = 3的超聲速流動中的切向聲速射流進行了實驗研究。1970年，Parthasarthy和Zakkay對Ma = 6的主流中的不同制冷劑(氦氣、氫氣和氬氣)的近切向噴射進行了實驗研究。1970 1971年，Cary和Hefner對Ma = 6的主流中的平板氣膜冷卻進行了實驗研究，制冷劑為空氣。他們的研究發(fā)現(xiàn)，Ma = 6的超聲速流動中的氣膜冷卻效果明顯高于相同噴射結(jié)構(gòu) 下的亞聲速和Ma < 6的超聲速流動中的氣膜冷卻效果,不同氣體的氣膜冷卻效率可以表示成相同的指數(shù)形式，并且在制冷劑噴口下游，表面摩擦阻力下降。1975年，Eiswirth等人對導(dǎo)彈彈頭處的光學(xué)窗口進行了實驗研究。主流為Ma =6,射流分別為氦氣、氮氣、六氟化硫以及氦氬混合氣體.實驗發(fā)現(xiàn)，制冷劑的比熱和流量對冷卻效果的影響很大，噴縫高度、射流溫度和主流雷諾數(shù)的影響次之。80年代，麥道宇航系統(tǒng)公司的J. A. Majeski在一個全尺寸頭罩模型上，對氣膜冷卻的效果進行了理論與試驗研究。而最早在駐點區(qū)進行射流降低熱流是出現(xiàn)在1995年Shigeru ASO等實驗使用傳統(tǒng)激波風(fēng)洞，通過對鈍頭體的24ο位置進行環(huán)狀開槽，并通過噴出冷空氣的方法，來獲得冷膜覆蓋降低熱流的方式。測試條件是在流場馬赫數(shù)M = 4. 25，PO = O. 45-0. 60MPa時，TO=408K和449雷諾數(shù)=4. 4-5. 4。在實驗中的兩個大規(guī)模的模型表面切線方向和正常的方式進行噴流，并有兩個方向的結(jié)果進行了比較。在兩個方向上的顯著下降表面熱流，同時切向是更有效的熱保護方式。Shigeru Aso并且在1997年對其實驗進行數(shù)值數(shù)值分析，模型為軸對稱全N-S方程求解隱式差分方法。采用LU-SGS和AUSMDV格式，并且加入k_ ε湍流為壓縮性和低Reynolds數(shù)效應(yīng)模型。計算結(jié)果表明與實驗吻合較好，以及通過對邊界層內(nèi)的流動分析表明，邊界層分為兩個子層，而內(nèi)層起著對表面的絕熱壁的作用。2001-2003年J. S. Shang等通過對實驗和數(shù)值計算來對駐點噴流降低熱流以及與頭激波的相互作用進行分析。實驗是分別采用室溫空氣和等離子氣體作為噴流氣體來進行的。實驗結(jié)果得到了當(dāng)噴射的總壓固定時，由于隨著溫度的升高使得質(zhì)量流量的減少的原因，讓等離子氣體產(chǎn)生的阻力大于室溫氣體。而在相同質(zhì)量流量情況下，血等離子氣體產(chǎn)生的阻力小于室溫氣體。雖然能夠?qū)Ρ冗@兩者得相對大小，但是要將其量化仍然遙遙無期。2009年Mahapatra D,在高超聲速激波風(fēng)洞中使用弱離子気等離子體作為噴流氣體，對鈍頭體在不同噴射壓力下的實驗測量。利用高速紋影技術(shù)對試驗?zāi)Ｐ偷牧鲌鲞M行可視化。并且采用加速度天平直接進行力的測量。發(fā)現(xiàn)等離子體噴射壓力比在一定情況下，雖然動量小于冷流噴射，但是減阻效果卻要比其大不少。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于提供一種操作簡單方便且效果好的飛行器局部逆向溢流降低熱流率的實驗裝置。本發(fā)明的一種飛行器局部逆向溢流降低熱流率的實驗裝置包括模擬飛行器的殼體；開孔，所述開孔為一個上，并開設(shè)在所述殼體的預(yù)測的高熱流區(qū)域的表面；導(dǎo)管，一端與所述開孔相連通；注液裝置，與所述導(dǎo)管的另一端相連，用于向所述導(dǎo)管注射液體；
控制裝置，用于控制所述注液裝置在預(yù)定時間注射預(yù)定流量的液體。優(yōu)選地，所述注液裝置包括注液筒，注液筒的一端與所述導(dǎo)管相連通，另一端插裝有可沿所述注液筒長度方向移動的活塞推桿，所述活塞推桿的一端安裝有套設(shè)在所述注液筒內(nèi)的活塞頭，另一端安裝有可驅(qū)動所述活塞推桿移動的驅(qū)動裝置。優(yōu)選地，所述驅(qū)動裝置包括電機、渦輪和渦桿，渦輪套設(shè)在渦桿上，并固定在所述活塞推桿上，渦桿的一端安裝在所述電機的動力輸出端。優(yōu)選地，在所述導(dǎo)管的連接在所述開孔的端部還設(shè)置有電磁閥門。優(yōu)選地，所述液體為水。優(yōu)選地，所述殼體的高熱流區(qū)域的是指模擬升阻比較大的飛行器的尖錐體的頭部。本發(fā)明通過在模擬在飛行器殼體的局部高熱流區(qū)域的表面持續(xù)溢流出常溫液體，飛行器在高速飛行的情況下，液體就會在局部高熱流區(qū)域的表面形成一層薄層，一方面，由于溢流出的液體的流量很少，形成在表面的薄層面積小，主要是覆蓋住局部高熱流區(qū)域，因此對飛行器的主流幾乎不存在干擾，而且持續(xù)的溢流能夠起到很好的降低局部高熱流區(qū)域的熱流的作用。本發(fā)明尤其適合用在模擬升阻比大的飛行器的尖錐體的頭部。


圖I為本發(fā)明模擬的飛行器的結(jié)構(gòu)示意圖。
圖2為本發(fā)明溢流降熱實驗結(jié)果圖。
具體實施例方式本發(fā)明的逆向溢流是一種主動冷卻防熱的方法，是從飛行器的駐點或是預(yù)測到的高熱流區(qū)域的表面溢流出常溫液體，比如水，使其在這些區(qū)域形成薄層，并覆蓋在高熱流區(qū)域，從而大大降低物體表面的熱流率。由于保護區(qū)狹小，用液量很少，因此對主流幾乎不存在干擾。以升阻比大的飛行器(這樣的飛行器通常具有尖錐體的頭部)為例進行說明。如圖I所示，本發(fā)明的實驗裝置包括模擬的飛行器殼體1，殼體I具有尖錐體頭部2，對于像這樣具有尖錐體頭部2的飛行器，頭部2位置屬于高熱流的區(qū)域。尖錐體頭部2的頂尖開設(shè)開孔3，然后將導(dǎo)管4的一端連通開孔3，另一端連接一個可持續(xù)注射液體的注液裝置5，該注液裝置5通過控制裝置6可以按照預(yù)定的流量和時間向開孔3注射液體。在本發(fā)明中，注射的液體為水。
通過注液裝置5在預(yù)定的時間持續(xù)地對開孔3注射預(yù)定流量的水，飛行器I在高速飛行中，水就會在頂尖位置的區(qū)域形成一層薄層，并將高熱流的區(qū)域覆蓋住。這種情況下，由于溢流出來并形成在飛行器I局部表面的是常溫水，并且是持續(xù)不斷地溢流，因此能夠起到對高熱流區(qū)域很好的降溫效果，從而保護頂尖部區(qū)域。如圖I所示，本 發(fā)明注液裝置5包括注液筒51，注液筒51的一端與導(dǎo)管4相連通，另一端插裝有可沿注液筒51長度方向移動的活塞推桿52,活塞推桿52的一端安裝有套設(shè)在注液筒51內(nèi)的活塞頭53，另一端安裝有可驅(qū)動活塞推桿52移動的驅(qū)動裝置54。在本發(fā)明實施例中，驅(qū)動裝置54包括電機541、渦輪542和渦桿543，渦輪542套設(shè)在渦桿543上，并固定在活塞推桿52上,潤桿543的一端安裝在電機541的動力輸出端。使用時，本發(fā)明放置在實驗風(fēng)洞中，控制裝置控制電機541轉(zhuǎn)動，并驅(qū)動活塞推桿52移動，將注液筒51內(nèi)的液體注入到導(dǎo)管4中，最后從開孔3中逆向溢流出。就會在尖錐體頭部2的高熱流的區(qū)域形成薄層，從而起到降低這個區(qū)域熱流率的作用。另外，為了便于在真空狀態(tài)下實驗，導(dǎo)管2的連接在開孔3的端部還設(shè)置有電磁閥門21，防止在不注射液體的時候液體被抽出。當(dāng)然，本發(fā)明可以模擬飛行器其它局部高熱流區(qū)域的表面。布置的點可以是一個，也可以是多個。表一溢流降熱實驗結(jié)果數(shù)據(jù)表
權(quán)利要求
1.一種飛行器局部逆向溢流降低熱流率的實驗裝置，其特征在于，包括 模擬飛行器的殼體； 開孔，所述開孔為一個上，并開設(shè)在所述殼體的預(yù)測的高熱流區(qū)域的表面； 導(dǎo)管，一端與所述開孔相連通； 注液裝置，與所述導(dǎo)管的另一端相連，用于向所述導(dǎo)管注射液體； 控制裝置，用于控制所述注液裝置 在預(yù)定時間注射預(yù)定流量的液體。
2.如權(quán)利要求I所述的裝置，其特征在于，所述注液裝置包括注液筒，注液筒的一端與所述導(dǎo)管相連通，另一端插裝有可沿所述注液筒長度方向移動的活塞推桿，所述活塞推桿的一端安裝有套設(shè)在所述注液筒內(nèi)的活塞頭，另一端安裝有可驅(qū)動所述活塞推桿移動的驅(qū)動裝置。
3.如權(quán)利要求I所述的裝置，其特征在于，所述驅(qū)動裝置包括電機、渦輪和渦桿，渦輪套設(shè)在渦桿上，并固定在所述活塞推桿上，渦桿的一端安裝在所述電機的動力輸出端。
4.如權(quán)利要求I所述的裝置，其特征在于，在所述導(dǎo)管的連接在所述開孔的端部還設(shè)置有電磁閥門。
5.如權(quán)利要求I至4任一所述的裝置，其特征在于，所述液體為水。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種飛行器局部逆向溢流降低熱流率的實驗裝置，包括模擬飛行器的殼體；開孔，所述開孔為一個上，并開設(shè)在所述殼體的預(yù)測的高熱流區(qū)域的表面；導(dǎo)管，一端與所述開孔相連通；注液裝置，與所述導(dǎo)管的另一端相連，用于向所述導(dǎo)管注射液體；控制裝置，用于控制所述注液裝置在預(yù)定時間注射預(yù)定流量的液體。本發(fā)明通過在模擬在飛行器殼體的局部高熱流區(qū)域的表面持續(xù)溢流出常溫液體，飛行器在高速飛行的情況下，液體就會在局部高熱流區(qū)域的表面形成一層薄層，一方面，由于溢流出的液體的流量很少，形成在表面的薄層面積小，主要是覆蓋住局部高熱流區(qū)域，因此對飛行器的主流幾乎不存在干擾。
文檔編號G01M9/00GK102928189SQ201210166498
公開日2013年2月13日 申請日期2012年5月25日 優(yōu)先權(quán)日2012年5月25日
發(fā)明者陳宏 , 陳兵, 張仕忠 申請人:中國科學(xué)院力學(xué)研究所