[发明专利]连续式跨声速风洞喷液氮降温试验运行方法

说明书

本发明提出一种连续式跨声速风洞喷液氮降温试验运行方法，包括准备、运行和结束三个阶段工作。准备工作包括液氮准备，挤推气制备，配气台准备，风洞准备，测控系统准备，液氮输送管路准备，储罐预增压和风洞内气体置换；运行阶段工作包括风洞清洗，气流降温，参数过渡和稳参数试验；结束阶段包括停止记录数据；停止向洞体内注入液氮；通过排气系统对风洞泄压；压缩机继续在设定的工况下运转，压缩机释放的热量将气流和风洞洞体加热至设定温度或至常温后压缩机停止运行。采用本发明的方法，能够将喷液氮降温系统的运行与风洞的运行整合为一体，确保在连续式跨声速风洞内安全有效地进行喷液氮降温试验。

技术领域

本发明涉及风洞技术领域，具体为一种连续式跨声速风洞喷液氮降温试验运行方法。

背景技术

雷诺数是风洞实验模拟飞行器实际飞行能力的重要相似参数。从理论上来讲，要使风洞实验能完全模拟真实的飞行状态，就必须使风洞实验和实际飞行的雷诺数保持一致。然而，由于受到模型尺寸、风洞动力设备、能源系统等因素的限制，目前的风洞实验雷诺数还难以达到实际的飞行雷诺数。实验雷诺数与飞行雷诺数的不同会导致实验所得边界层转捩、分离位置、激波位置、强度等气动特性与实际飞行状态形成明显差异，结果使实验数据的工程应用价值大大降低，在某些情况下甚至无法使用。因此，研制高(变)雷诺数风洞对我国航空工业和国防科技的发展具有重要战略意义和工程应用价值。

连续式跨声速风洞是由轴流压缩机驱动的可连续长时间运行的回流式高速空气动力学实验平台，其流场品质和实验效率远高于常规暂冲式风洞。但由于连续式高速风洞由大功率电机驱动，受能源系统的限制，其实验段雷诺数与实际飞行雷诺数仍有一定差距，不能很好地满足战斗机和大型高速民机模型实验的需求。雷诺数由流体密度、温度、速度和模型尺寸决定，流体速度和模型尺寸受风洞固有条件的制约不易改变，降温可增大流体密度，减小粘性系数，是一种提高实验雷诺数有效途径。因此，为了进一步拓宽该风洞的实验雷诺数范围，针对连续式高速风洞的结构特点和运行模式，在不改变实验段尺寸、流体介质及压力的情况下，通过喷洒液氮的方式，利用液氮的气化吸热效应，可实现连续式高速风洞的降温运行，从而达到提高实验雷诺数的目的。

NF-6风洞是我国第一座连续式高速风洞，也是国内目前唯一一座投入运行的连续式高速风洞。该风洞的总体性能达到国内领先、国际先进水平。通过配合喷液氮降温系统，能够实现拓展NF-6风洞的试验雷诺数范围的目的，通过向风洞内喷入液氮，能够实现稳定段最低气体温度约-20℃。新配置的降温运行系统需要配套测量与控制系统以维持系统的正常运转与必要的参数测量，同时降温系统的运行测量控制还需与整个风洞的测控系统相融合，以实现对风洞马赫数、总压、总温的多参数复合控制，保证风洞流场性能。因此，需要设计完整详细的在连续式跨声速风洞内安全有效进行喷液氮降温试验的运行方法。

发明内容

喷液氮降温系统的运行须与风洞的运行整合为一体，为此，本发明提出一种连续式跨声速风洞喷液氮降温试验运行方法，采取“先降温，后稳压，再调速”的原则进行，试验过程分为准备、运行和结束三个阶段。

本发明的技术方案为：

所述一种连续式跨声速风洞喷液氮降温试验运行方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤1：准备工作：包括

液氮准备：在试验前一周时间内完成液氮的订购、运输和转储；

挤推气制备：在试验前三天内完成挤推气制备，通过液氮泵、汽化器对高压气瓶组增压；

配气台准备：配气台用于为后续气动阀启闭操作提供驱动力；调节配气台的手动阀和减压阀，使各路减压阀输出压力值达到预先设定的范围；

风洞准备：完成风洞常温运行的各项准备工作；并排空换热器管道内的残留水，降温运行时冷却器不工作；