[发明专利]一种高超声速力热联合试验舱体

说明书

一种高超声速力热联合试验舱体，由双层筒形套作为试验舱体结构主体，筒形套内部为力热联合试验提供试验环境，双层筒形套夹层为冷却水流通通道，用于循环冷却试验舱体，舱门位于舱体前端，方便高超声速力热联合试验的拉力样机承力架摆放，便捷试验模型的安装和拆除，舱体上下的波纹管有效阻隔试验过程中外部设备对试验模型的振动传导。本发明的使用保证了高超声速力热联合试验的顺利开展，长时间稳定运行，并且具有结构合理、加工容易、安装便捷、试验操作方便等优点。

技术领域

本发明属于高超声速试验技术，涉及一种适用于高超声速力热联合试验的舱体。

背景技术

高超声速试验，通过利用加热器和喷管加热、加速气流，在试验舱体内模拟高超声速飞行器当地局部热环境，来研究高超声速飞行器的防热材料和结构在气动条件下的防热性能。事实上，高超声速飞行器在飞行过程中还同时承受着气动力载荷、飞行器表面氧化等多种恶劣因素，高超声速力热联合试验是研究新型高超声速飞行器的头锥、翼前缘等部位在长时间高速飞行时高温、应力、氧化等问题的重要地面试验手段之一，对飞行器防热系统设计起到重要的推进作用。试验舱体是电弧风洞试验设备的重要组成部件之一，是拆装试验模型、开展考核试验的重要场地，承担着维持试验环境低压长时间稳定运行的重要使命。

由于力热联合试验需要模拟待测模型力学加载、长时间高超声速气动烧蚀以及氧分压环境，试验舱体的设计需要满足真空、高温、长时运行以及各分系统协同等多种复杂要求，同时还要兼顾模型拆装、试验过程观测、试验数据采集等，以保证试验设备可靠稳定运行，获取真实有效的试验数据。传统的高超声速试验舱体为立方体结构，左右各两个舱门，舱门上各分布一个圆形观察窗，由于试验舱体的前后两端都连接有电弧风洞设备，传统高超声速试验舱体应用于力热联合试验时，用于实现拉力加载的拉力样机的承力架将妨碍舱门开合、影响模型拆装，样机的拉力加载机构也会导致传统舱体发生真空泄露。

发明内容

本发明的技术解决问题：克服传统高超声速试验舱体开展力热联合试验时的不足，提供一套模型拆装便捷、数据采集获取方便、适用于高超声速力热联合试验进行的试验舱体。

本发明的技术解决方案：一种高超声速力热联合试验舱体，包括双层筒形套、冷却环，前法兰，后法兰，矩形观察窗口、拉力加载窗口、波纹管、前舱门，喷管接口、圆形观察窗口；两个冷却环分别与双层筒形套的外套两端对接，前法兰与双层筒形套内套和一个冷却环对接，后法兰与双层筒形套内套和一个冷却环对接；两个矩形观察窗口分别安装在双层筒形套左、右两侧，两个拉力加载窗口分别安装在筒形套上、下两侧，波纹管与拉力加载窗口对接；前舱门与前法兰对接，通过铰链和门锁实现前舱门的开启和闭合。

所述的双层筒形套与冷却环、前法兰、后法兰、矩形观察窗口、拉力加载窗口使用氩弧焊进行焊接。

所述拉力加载窗口上开有密封槽，与波纹管对接时使用橡胶圈密封。

所述的矩形观察窗口和圆形观察窗口上开有密封槽，密封槽上覆盖石英玻璃后使用橡胶圈密封。

所述的前舱门与前法兰间呈子母扣配合安装，前舱门子扣上粘结橡胶密封圈。

所述双层筒形套的内套长520mm，内径490mm，壁厚6mm，外套长406mm，内径508mm，壁厚6mm。

所述冷却环最大内径570mm，壁厚6mm。

所述冷却环均匀分布4个冷却水接口。

前舱门为直径680mm的圆盘，壁厚15mm，中心位置开有喷管接口。

所述喷管接口内径140mm，左、右距离400mm均匀分布两个直径150mm圆形观察窗口。

矩形观察窗口长280mm、宽80mm、向舱外伸出50mm，拐角处圆滑处理释放应力。

拉力加载窗口内径100mm。