[发明专利]高速飞行器前缘激波干扰电弧风洞考核试验模型及方法

说明书

本发明提出一种高速飞行器前缘激波干扰电弧风洞考核试验模型及方法，该试验模型在试验件的一侧设置制造激波工装，用于产生满足干扰区热环境要求的激波，该试验方法通过试验模型参数设计、试验状态参数设计及覆盖性计算，获得满足考核要求的试验模型和试验状态。本发明解决了由于风洞能力限制导致传统的前缘电弧风洞考核试验对于飞行条件覆盖性不足问题，利用制造激波的方式实现了高速飞行器前缘干扰区的电弧风洞考核。使用本试验方法，实现了对高速飞行器前缘干扰区高热流、高压力和大温度梯度的考核，为飞行器结构方案提供支撑。

技术领域

本发明属于电弧风洞试验技术领域，具体涉及一种利用制造激波的方式进行前缘电弧风洞试验模型及方法。

背景技术

现代高速飞行器外形越来越复杂，产生了非常复杂的激波干扰流动现象。飞行器高速飞行时，前体激波与发动机唇口前缘或翼舵前缘产生的弓形激波发生强烈的相互作用，存在复杂的三维激波/激波干扰，在作用附近壁面区域形成高温高压区域，对飞行器产生严重的烧蚀影响。

发动机唇口前缘、翼舵前缘等部位是飞行器受热最严酷的部位，温度梯度大，热应力影响大。对于高温及大温度梯度的前缘，由于受到激波干扰的影响，局部干扰区的热流和压力都非常严酷。现有前缘类电弧风洞试验，直接将试验件置于电弧风洞模拟的流场中，由于风洞试验受功率、弧室压力等能力制约，不能提供满足前缘干扰区试验要求的热环境，因此，传统的前缘类电弧风洞试验无法模拟前缘干扰区的热环境。因此，如何综合考虑模拟耐高温性、抗氧化性和抗冲刷性等因素，实现前缘干扰区材料的合理考核，给地面试验研究提出了新的挑战。

发明内容

针对现有技术中存在的问题，本发明提供了一种利用激波/激波干扰进行电弧风洞考核试验模型及方法，克服了由于电弧风洞能力限制导致的传统前缘电弧风洞考核试验覆盖性不足问题，实现了飞行条件下前缘干扰区高压力、热流和剪切力的考核，实现高速飞行器干扰区前缘电弧风洞考核的真实性和覆盖性。

本发明解决上述技术问题采用的技术方案如下：

本发明提供了一种高速飞行器前缘激波干扰电弧风洞考核试验模型，包括制造激波工装、试验件和连接机构，制造激波工装为尖楔结构，设置在试验件的一侧，制造激波工装和试验件通过连接机构固定在风洞中。

进一步的，所述制造激波工装前缘半径R的范围为5mm≤R≤30mm，半楔角θ的范围为10°≤θ≤40°，制造激波工装前缘与试验件前缘的距离L的范围为5mm≤L≤50mm。

本发明还提供了一种高速飞行器前缘激波干扰电弧风洞考核试验方法，包括如下步骤：

S1、设计制造激波干扰的试验模型：

试验件前缘半径与弹体局部外形相同，设定一组制造激波工装外形参数，包括前缘半径R、半楔角θ、以及制造激波工装前缘与试验件的距离L，计算在制造激波工装作用下试验件前缘激波干扰区的热流峰值；

S2、设计制造激波干扰的电弧风洞试验状态：

S2.1、确定喷管出口马赫数

S2.2、确定试验条件状态参数

确定试验台阶数目：根据飞行条件的热环境特点确定台阶的数目和每个台阶的时间；

确定试验状态参数：初步设定一组试验条件状态参数，包括加热时间、来流总焓、驻点压力；

S2.3、验证试验状态的覆盖性

将S1中获得的试验模型按照S2.1、S2.2确定的试验状态，采用数值方法计算试验件的热环境，判断试验件气动热是否满足飞行条件的覆盖性要求，满足覆盖性要求，则转入S3，若不满足覆盖性要求，则转入S1，重新设定制造激波工装参数、试验状态参数；

S3、根据S2确定的电弧风洞试验状态进行电弧风洞试验。