CN109436373B - 一种高超声速力热联合试验舱体 - Google Patents

一种高超声速力热联合试验舱体 Download PDF

Info

Publication number
CN109436373B
CN109436373B CN201811445899.2A CN201811445899A CN109436373B CN 109436373 B CN109436373 B CN 109436373B CN 201811445899 A CN201811445899 A CN 201811445899A CN 109436373 B CN109436373 B CN 109436373B
Authority
CN
China
Prior art keywords
test
cylindrical sleeve
double
layer cylindrical
cabin door
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201811445899.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109436373A (zh
Inventor
张智
欧东斌
高贺
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Original Assignee
China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA filed Critical China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority to CN201811445899.2A priority Critical patent/CN109436373B/zh
Publication of CN109436373A publication Critical patent/CN109436373A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109436373B publication Critical patent/CN109436373B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Testing Resistance To Weather, Investigating Materials By Mechanical Methods (AREA)

Abstract

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。

Description

一种高超声速力热联合试验舱体
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***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***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。
波纹管长200mm，内径100mm，最大伸缩量为±30mm。
本发明与传统试验舱体相比的优点在于：
(1)本发明的结构精巧，整个舱体可通过前后两个冷却环通水冷却，保证试验长时间运行，内封闭的结构形式保证了力热联合试验所需要的真空试验环境。
(2)本发明的前舱门的结构形式为拉力样机提供了充裕的位置空间，方便模型拆装。
(3)本发明的波纹管可有效阻隔试验过程中设备的振动通过拉力机构传导到模型，波纹管上盖为氧分压***、测试***提供了接口。
附图说明
图1为本发明的结构示意图。
具体实施方式
如图1所示，力热联合试验舱体包括双层筒形套1、冷却环2、前法兰3、后法兰4、前舱门5、矩形观察窗口6、拉力加载窗口7、波纹管8、喷管接口9、圆形观察窗口10，双层筒形套1的外套两端与两个冷却环2对接，前法兰3与双层筒形套1内套和冷却环2对接，后法兰与双层筒形套1内套和冷却环2对接；两个矩形观察窗口6位于双层筒形套1左右两侧，两个拉力加载窗口7位于筒形套上下两侧，波纹管8与拉力加载窗口7对接，前舱门5与前法兰3对接，通过铰链和门锁可实现舱门的开启和闭合。
双层筒形套1的内套长520mm，内径490mm，壁厚6mm，外套长406mm，内径508mm，壁厚6mm，冷却环2最大内径570mm，壁厚6mm，均匀分布4个冷却水接口，前后冷却环四进四出。前舱门为直径680mm的圆盘，壁厚15mm，中心位置为喷管接口9，喷管接口9内径140mm，左右距离400mm均匀分布两个圆形观察窗口10，圆形观察窗口10内径150mm，矩形观察窗口6长280mm、宽80mm、向舱外伸出50mm可有效避免长时间试验时窗口上的石英玻璃被烤坏，拐角处圆滑处理释放应力。拉力加载窗口7内径100mm，波纹管8长200mm，内径100mm，最大伸缩量为±30mm。

Claims (8)

1.一种高超声速力热联合试验舱体，其特征在于：包括双层筒形套(1)、冷却环(2)，前法兰(3)，后法兰(4)，矩形观察窗口(6)、拉力加载窗口(7)、波纹管(8)、前舱门(5)，喷管接口(9)、圆形观察窗口(10)；两个冷却环(2)分别与双层筒形套(1)的外套两端对接，前法兰(3)与双层筒形套(1)内套和一个冷却环(2)对接，后法兰(4)与双层筒形套(1)内套和一个冷却环(2)对接；两个矩形观察窗口(6)分别安装在双层筒形套(1)左、右两侧，两个拉力加载窗口(7)分别安装在筒形套(1)上、下两侧，波纹管(8)与拉力加载窗口(7)对接；前舱门(5)与前法兰(3)对接，通过铰链和门锁实现前舱门(5)的开启和闭合；
所述拉力加载窗口(7)上开有密封槽，与波纹管(8)对接时使用橡胶圈密封；
所述的矩形观察窗口(6)和圆形观察窗口(10)上开有密封槽，密封槽上覆盖石英玻璃后使用橡胶圈密封。
2.根据权利要求1所述的一种高超声速力热联合试验舱体，其特征在于：所述的双层筒形套(1)与冷却环(2)、前法兰(3)、后法兰(4)、矩形观察窗口(6)、拉力加载窗口(7)使用氩弧焊进行焊接。
3.根据权利要求1所述的一种高超声速力热联合试验舱体，其特征在于：所述的前舱门(5)与前法兰(3)间呈子母扣配合安装，前舱门(5)子扣上粘结橡胶密封圈。
4.根据权利要求1所述的一种高超声速力热联合试验舱体，其特征在于：所述双层筒形套(1)的内套长520mm，内径490mm，壁厚6mm，外套长406mm，内径508mm，壁厚6mm。
5.根据权利要求1所述的一种高超声速力热联合试验舱体，其特征在于：所述冷却环(2)最大内径570mm，壁厚6mm；所述冷却环(2)均匀分布4个冷却水接口。
6.根据权利要求1所述的一种高超声速力热联合试验舱体，其特征在于：所述前舱门(3)为直径680mm的圆盘，壁厚15mm，中心位置开有喷管接口(9)。
7.根据权利要求1所述的一种高超声速力热联合试验舱体，其特征在于：所述矩形观察窗口(6)长280mm、宽80mm、向舱外伸出50mm，拐角处圆滑处理释放应力。
8.根据权利要求1所述的一种高超声速力热联合试验舱体，其特征在于：所述喷管接口(9)内径140mm，左、右距离400mm均匀分布两个直径150mm的圆形观察窗口(10)。
CN201811445899.2A 2018-11-29 2018-11-29 一种高超声速力热联合试验舱体 Active CN109436373B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811445899.2A CN109436373B (zh) 2018-11-29 2018-11-29 一种高超声速力热联合试验舱体

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811445899.2A CN109436373B (zh) 2018-11-29 2018-11-29 一种高超声速力热联合试验舱体

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109436373A CN109436373A (zh) 2019-03-08
CN109436373B true CN109436373B (zh) 2024-05-03

Family

ID=65556520

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811445899.2A Active CN109436373B (zh) 2018-11-29 2018-11-29 一种高超声速力热联合试验舱体

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109436373B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112747890B (zh) * 2020-12-29 2023-03-14 中国航天空气动力技术研究院 一种气动热力联合试验***及试验方法

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103048110A (zh) * 2012-12-14 2013-04-17 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种实现推力转向实验装置及其实验技术
CN103063398A (zh) * 2012-12-28 2013-04-24 中国人民解放军国防科学技术大学 高超声速风洞实验舱
CN103234804A (zh) * 2013-04-25 2013-08-07 哈尔滨工业大学 大功率非接触式激光快速加热装置
CN103344777A (zh) * 2013-06-20 2013-10-09 哈尔滨工业大学 热防护材料高温低压离解氧环境试验装置
CN104132813A (zh) * 2014-08-08 2014-11-05 中国航天科技集团公司第四研究院四0一所 一种固冲发动机直联式试验用的可滑动双筒式结构稳压舱
CN104458189A (zh) * 2014-10-17 2015-03-25 北京航天益森风洞工程技术有限公司 常规高超声速风洞工艺布局方法
CN105181317A (zh) * 2015-09-22 2015-12-23 中国航天空气动力技术研究院 舵轴热密封试验装置
CN205826262U (zh) * 2016-07-07 2016-12-21 长沙市天映机械制造有限公司 一种空气炮撞击检测试验件性能参数的真空试验舱
CN106568568A (zh) * 2016-10-19 2017-04-19 北京航天长征飞行器研究所 一种高温燃气流超声速风洞试验***
CN108255207A (zh) * 2018-01-02 2018-07-06 高砂建筑工程(北京)有限公司 风洞用怠速及喷口装置以及其控制方法
CN108534981A (zh) * 2018-02-07 2018-09-14 北京航天长征飞行器研究所 一种高温风洞用收集口喷水降温装置
CN209506126U (zh) * 2018-11-29 2019-10-18 中国航天空气动力技术研究院 一种高超声速力热联合试验舱体

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103048110A (zh) * 2012-12-14 2013-04-17 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种实现推力转向实验装置及其实验技术
CN103063398A (zh) * 2012-12-28 2013-04-24 中国人民解放军国防科学技术大学 高超声速风洞实验舱
CN103234804A (zh) * 2013-04-25 2013-08-07 哈尔滨工业大学 大功率非接触式激光快速加热装置
CN103344777A (zh) * 2013-06-20 2013-10-09 哈尔滨工业大学 热防护材料高温低压离解氧环境试验装置
CN104132813A (zh) * 2014-08-08 2014-11-05 中国航天科技集团公司第四研究院四0一所 一种固冲发动机直联式试验用的可滑动双筒式结构稳压舱
CN104458189A (zh) * 2014-10-17 2015-03-25 北京航天益森风洞工程技术有限公司 常规高超声速风洞工艺布局方法
CN105181317A (zh) * 2015-09-22 2015-12-23 中国航天空气动力技术研究院 舵轴热密封试验装置
CN205826262U (zh) * 2016-07-07 2016-12-21 长沙市天映机械制造有限公司 一种空气炮撞击检测试验件性能参数的真空试验舱
CN106568568A (zh) * 2016-10-19 2017-04-19 北京航天长征飞行器研究所 一种高温燃气流超声速风洞试验***
CN108255207A (zh) * 2018-01-02 2018-07-06 高砂建筑工程(北京)有限公司 风洞用怠速及喷口装置以及其控制方法
CN108534981A (zh) * 2018-02-07 2018-09-14 北京航天长征飞行器研究所 一种高温风洞用收集口喷水降温装置
CN209506126U (zh) * 2018-11-29 2019-10-18 中国航天空气动力技术研究院 一种高超声速力热联合试验舱体

Also Published As

Publication number Publication date
CN109436373A (zh) 2019-03-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US20100242428A1 (en) Air intake structure to be mounted upstream of a nacelle middle structure for aircraft engine, and nacelle equipped with such air intake structure
CN104458189B (zh) 常规高超声速风洞工艺布局方法
US8777164B2 (en) Air intake structure for an aircraft nacelle
EP3109170A1 (en) Installing or removing aircraft engines
WO2015054233A1 (en) Hybrid inner fixed structure with metallic and composite construction
EP3287771B1 (en) Apparatus for insertion into a cavity of an object
CN103091065B (zh) 一种高超音速飞行器地面模拟试验用激波隧道
CN109436373B (zh) 一种高超声速力热联合试验舱体
CN109250149A (zh) 用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置
US7721524B2 (en) Integrated airbreathing and non-airbreathing engine system
EP3165449B1 (en) Nacelle fluid drain
EP3617061B1 (en) Mechanically-distributed propulsion drivetrain and architecture
RU2618831C2 (ru) Способ и летательный аппарат для перемещения в атмосфере планет со скоростями выше первой космической и высокоинтегрированный гиперзвуковой летательный аппарат (варианты) для осуществления способа
CN112747890B (zh) 一种气动热力联合试验***及试验方法
US10400632B2 (en) Unducted propeller turboshaft engine provided with a reinforcing shell integrating pipe segments
FR2931799A1 (fr) Avion a reacteurs arrieres.
CN109100110B (zh) 一种应用于双喉道推力矢量喷管通气支臂装置
CN103063398B (zh) 高超声速风洞实验舱
CN106679923B (zh) 一种用于高速喷流影响测力模型的压力解耦装置
CN113833926B (zh) 一种飞机高低温试验用推拉式保温密封装置
US9932846B2 (en) Aeroengine sealing arrangement
CN208947639U (zh) 用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置
FR3009029A1 (fr) Tuyere d'ejection de gaz de combustion d'un moteur fusee pourvue d'un dispositif d'etancheite entre une partie fixe et une partie mobile de la tuyere
CN203178060U (zh) 一种高超音速飞行器地面模拟试验用激波隧道
CN106289787B (zh) 用于发动机试车台排气***的尾室

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant