本發(fā)明公開一種用于高焓條件下的亞聲速包罩燒蝕試驗裝置，包括包罩噴管、喉道支桿、轉(zhuǎn)接法蘭、轉(zhuǎn)接段和模型支架。包罩噴管和模型支架固定于轉(zhuǎn)接法蘭上。喉道支桿經(jīng)過轉(zhuǎn)接段與模型支架連接，喉道支桿的喉道部分位于包罩噴管的內(nèi)部。喉道支桿和轉(zhuǎn)接段的連接保證與包罩噴管的中心軸線重合。試驗進行時，試驗模型安裝在喉道支桿上，試驗模型外表面與包罩噴管內(nèi)表面之間的環(huán)形通道為高焓氣流通道，氣流在包罩噴管內(nèi)的流動為亞聲速流動。本發(fā)明可以應用于高焓氣流狀態(tài)下航空航天氣動熱防護地面模擬試驗。

技術(shù)領域

本發(fā)明涉及一種用于高焓條件下的亞聲速包罩燒蝕試驗裝置，屬于航空航天飛行器氣動熱地面模擬試驗裝置領域。

技術(shù)背景

在地面模擬試驗中，采用亞聲速包罩燒蝕試驗技術(shù)研究模型表面防熱材料的燒蝕性能是一個比較好的技術(shù)途徑。其最大特點是能夠?qū)⒂邢弈芰康母邷貧怏w限制在模型表面，從而能夠用較小質(zhì)量流量的高溫氣體模擬較大尺寸試驗模型的飛行環(huán)境。

當前，隨著大功率高焓加熱設備的建成以及投入使用，飛行器的研制對氣動熱地面模擬試驗提出了更高的要求。現(xiàn)有的包罩燒蝕試驗技術(shù)只能適應氣流總焓10MJ/kg以下的試驗，不能滿足氣流總焓更高條件下的試驗要求。因此需要以大功率高焓加熱設備為依托，緊密圍繞高焓條件下大尺寸模型亞聲速包罩的特殊試驗需求，對試驗裝置進行全新設計。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題：克服現(xiàn)有技術(shù)存在的問題，提出了一種用于高焓條件下的亞聲速包罩燒蝕試驗裝置，在高焓條件下的亞聲速包罩燒蝕試驗中，試驗流場的溫度和壓力與當前試驗條件相比有較大提升，需要確保整套試驗設備在高焓流場環(huán)境下不會出現(xiàn)故障或損壞。

本發(fā)明的技術(shù)方案：

一種用于高焓條件下的亞聲速包罩燒蝕試驗裝置，包括包罩噴管、喉道支桿、轉(zhuǎn)接法蘭、轉(zhuǎn)接段和模型支架；

包罩噴管和模型支架固定于轉(zhuǎn)接法蘭上，喉道支桿經(jīng)過轉(zhuǎn)接段安裝在模型支架上，喉道支桿、轉(zhuǎn)接段以及包罩噴管三者的中心軸線重合，喉道支桿的喉道部分位于包罩噴管的內(nèi)部；

試驗進行時，試驗模型安裝在喉道支桿上，試驗模型外表面與包罩噴管內(nèi)表面之間的環(huán)形通道為高焓氣流通道；經(jīng)過加熱、壓縮的高焓空氣以亞聲速流經(jīng)試驗模型表面后，在喉道支桿的喉道處達到聲速，最后流過模型支架；在試驗過程中，包罩噴管、喉道支桿、轉(zhuǎn)接段和模型支架內(nèi)均通入高壓水進行冷卻。

進一步的，所述喉道支桿包括喉道外殼、模型連接塊、連接筒和連接桿，其中：

模型連接塊的前端用于安裝試驗模型，喉道外殼安裝在模型連接塊的外側(cè)，用于與試驗噴管之間形成音速喉道，連接筒和連接桿同心地安裝在模型連接塊的后端，連接筒處于連接桿外側(cè)，且短于連接桿；所述喉道外殼、模型連接塊、連接筒和連接桿具有一體化水冷結(jié)構(gòu)；該一體化水冷結(jié)構(gòu)包括設置在連接桿內(nèi)部的冷卻水入水通道，該通道與設置在模型連接塊內(nèi)的蓄水槽連通，模型連接塊外側(cè)與喉道外殼之間留有縫隙且在模型連接塊的外側(cè)設置環(huán)形水槽，該水槽兩側(cè)均設置均布的徑向冷卻水通道，其中一側(cè)冷卻水通道與所述的蓄水槽連通，另一側(cè)冷卻水通道與連接筒與連接桿之間的間隙連通。

進一步的，所述的與蓄水槽連通的冷卻水通道出口為一斜面，該斜面與連接桿軸后端軸線之間的夾角范圍30-60°；連接筒與連接桿之間的間隙截面積大于模型連接塊外側(cè)與喉道外殼之間縫隙的最小截面積；所述環(huán)形水槽徑向截面積不大于蓄水槽徑向截面積，蓄水槽徑向截面積大于連接桿入水通道徑向截面積。