[发明专利]一种爆轰驱动激波风洞的双向爆轰驱动方法

说明书

本发明公开一种爆轰驱动激波风洞的双向爆轰驱动技术，将激波风洞的两端分别设为中焓试验舱和高焓试验舱，向爆轰舱内充入可燃气体点燃后形成的高温高压爆轰燃烧产物向右冲破膜片后形成右行入射激波，经过激波压缩加热后形成中焓气体施加至试验体上；向左冲破膜片后形成左行入射激波，经过加热加速后最终形成高焓气体进入高焓试验舱内并施加至试验体上；通过一次爆轰波同时完成中焓和高焓两种试验。本发明在激波风洞爆轰时，利用反向爆轰驱动的优点实现了中焓试验气流，同时利用正向爆轰驱动优点实现高焓试验气流，避免了冲击破坏和气体浪费，增强了试验过程的安全性并节约了运行成本。

技术领域

本发明涉及风洞试验领域，具体涉及一种能够在一次高焓激波风洞试验中同时产生中焓与高焓两种高超声速试验气流的双向爆轰驱动技术。

背景技术

高焓激波风洞是产生高速高温气流的试验设备，用于高超声速飞行器性能试验。爆轰驱动激波风洞是高焓激波风洞的一种，它利用可燃气体的受控爆轰燃烧来驱动和压缩试验气体，并通过喷管膨胀产生高焓试验气流。

根据爆轰波起始位置的不同，爆轰驱动可分为正向爆轰驱动(FDD)及反向爆轰驱动(BDD)两种方式。正向爆轰驱动(FDD)一般在驱动段的上游末端起爆，其利用爆轰波高速运动的高温高压阵面(DF)作为驱动端，驱动能力强，适合产生高焓试验气流。但是受Taylor稀疏波的干扰，驱动能力随时间衰减；同时，爆轰波尾部静止的平稳端被浪费掉。

反向驱动方式(BDD)一般在驱动段的下游末端起爆，其利用爆轰波尾部静止的平稳端作为驱动端，适用于产生中焓试验气流。但是，爆轰波正向阵面(DF)的强驱动能力不但被浪费掉，而且由于爆轰波传播到驱动段上游末端后，其反射形成的超高压高温环境会给风洞运行带来不安全因素，因此需要在到驱动段上游末端添加卸爆管，以减缓冲击。

除了FDD和BDD两种主要的爆轰驱动模式，还有双爆轰驱动模式，即用两套爆轰驱动段驱动同一段试验气体，一般有正向+正向爆轰驱动(F+FDD)或反向+正向爆轰驱动(B+FDD)。双爆轰驱动模式可以增强驱动能力或平稳性，但都是只利用爆轰波的一部分气体——正向阵面或者尾部平稳端，而另一部分气体被浪费掉，而且B+FDD驱动模式的爆轰波反射冲击更为严重。

发明内容

本文发明的目的是提供一种能够在一次高焓激波风洞试验中同时产生中焓与高焓两种高超声速试验气流的双向爆轰驱动技术。

具体地，本发明提供一种爆轰驱动激波风洞的双向爆轰驱动技术，包括如下步骤：

步骤100，将激波风洞的两端分别设为中焓试验舱和高焓试验舱，中间的连接管道由中焓试验舱向高焓试验舱方向，依次利用膜片间隔密封形成气舱A、爆轰舱、气舱B和加速舱；

步骤200，在气舱A、气舱B和加速舱内分别充入指定的试验气体，向爆轰舱内充入可燃气体；并在中焓试验舱和高焓试验舱内分别布置相应的试验体；

步骤300，点燃爆轰舱内的可燃气体，形成的高温高压爆轰燃烧产物向右冲破膜片后进入气舱A，形成右行入射激波，气舱A内的试验气体经过激波压缩加热后形成中焓气体，并进入中焓试验舱后施加至试验体上；

向左冲破膜片后进入气舱B，形成左行入射激波，气舱B内的试验气体经过激波加热加速后，再冲破左侧的膜片后进入加速舱，形成第二道左行入射激波，试验气体经过第二道左行入射激波的非定常膨胀加速后，形成高焓气体进入高焓试验舱内并施加至试验体上；

步骤400，控制中焓气体到达中焓试验舱的速度或者到达气舱A末端的温度，及高焓气体到达高焓试验舱时的速度，即可通过一次爆轰波同时完成中焓和高焓两种试验。

在本发明的一个实施方式中，所述中焓气体的焓值取值范围为4.5～12.5MJ/kg，对应试验气流的速度范围为3000～5000m/s；所述高焓气体的焓值的取值范围为12.5～50MJ/kg，对应气流速度范围为5000～10000m/s。