专利名称：藉热分离器降低总温的低温风洞的制作方法
技术领域：
本发明藉热分离器降低总温的低温风洞属航空地面试验设备。
当代高性能飞机一般都采用各种先进翼型，这些翼型的气动特性对雷诺数都十分敏感，六十年代美国研制大型运输机C141，由于风洞试验雷诺数比实际飞行雷诺数低得多，风洞给出的低头力矩系数较实际飞行值低11%，试飞中险些造成机毁事故。提高风洞试验雷诺数成为当务之急。
提高风洞试验雷诺数可以通过改用重的试验气体，扩大风洞尺寸、提高气流总压或降低试验气流温度来达到。采用重的试验气体，由于比热比与空气不同，激波后压力上升值不同，影响激波位置，实验数据难以处理。扩大风洞尺寸使造价和运转费用急剧上升，一般讲，风洞造价与风洞线性尺寸2.5次方成正比，驱动功率随风洞线性尺寸平方增加，目前，世界上最大的常温运行的跨声速风洞造价已高达数亿美元，驱动功率已高达300，000瓦。藉进一步扩大风洞尺寸来提高试验雷诺数，所需造价和能源均难以承受。提高气流总压，相应要增强风洞结构，动压亦随之增加，模型负荷增大，模型支杆要加粗，支杆干扰和气动弹性干扰难以消除。降低试验气流温度具有许多明显的优点当风洞尺寸和总压一定时，若气流总温由常温运行的322K下降到冷冻温度100K，试验雷诺数可增加5倍。驱动功率可下降45%。因此低温风洞成为高雷诺数跨声速风洞一种最佳方案。
从七十年代初开始研制低温风洞以来，目前美、俄、德、英、法、日和我国已先后建起近二十座低温风洞。驱动功转化的热量和风洞壳壁传入的热量由喷入风洞的液氮的蒸发热来保持试验气流的低温。八十年代中，已有两座大型低温风洞投入正式使用。一座是德国航空研究院的KKK低温低速风洞，最大马赫数0.35;另一座是美国NASA兰利中心的国家跨声速设备(NTF)。这是目前世界上唯一一座满足设计先进飞机试验雷诺数要求的风洞，该风洞试验段截面为2.5m×2.5m，马赫数范围0.2-1.2，工作压力0.1-0.9MPa。最高雷诺数120×106(M＝1.0)，驱动风扇电机功率90，000KW。还有一座规模和性能接近NTF的由法、德、英和荷兰合作建造的欧州跨声速风洞(ETW)在建造中。
低温高雷诺数风洞和其他类型高雷诺数风洞相比，具有突出的优势，并已建成大型生产性风洞。但仍存在有待改进的不足之处，其中最主要的为耗用大量价昂的液氮，造成运转成本高。如美国NTF风洞在最高雷诺数条件下运转，每分钟需用液氮约250吨，按每吨700美元计，每分钟需1.8万美元。高昂的运转费用是目前绝大多数低温风洞仍停留在小尺寸或极低速的发展阶段，而未能推广应用的根本原因。另外大量低温、缺氧的排气直排入大气，不仅对当地气候而且对生态环境极为不利，必须将这种排气先混合大量空气，提高温度和氧含量后才能排出。
为了克服上述不足，本发明提供藉热分离器降低总温的低温风洞。直接采用高压气源，首先通过热交换器利用排气冷量将高压气降温，再通过热分离器进一步将温度降至冷冻温度来保持风洞试验段气流的低温，以代替现有技术利用液氮蒸发热的冷冻作用。
本发明的目的是提供一种运行费用低，能源消耗小，不污染环境的低温风洞。
图1是本发明的直通式低温风洞结构示意图。
图2是本发明的回流式低温风洞结构示意图。
图3为热分离器结构示意图。
图1、图2中，(1)为热分离器，(2)为节流阀，(3)为风洞稳压段，(4)为风洞试验段，(5)为扩压段，(6)为热交换器。图3中，(7)为转动喷嘴，(8)为激波管。图1，2，3中，(A)为进气口，(B)为排气口。整个风洞的特征在于，直接采用高压气体作为致冷气源，它包括，热分离器(1)和与之相连接的稳压段(3)，在稳压段(3)的后部连接试验段(4)，与试验段(4)相连接的扩压段(5)，热交换器(6)与扩压段(5)的尾部相连接，其中在热分离器(1)的出口处还可以串接节流阀(2)。整个风洞的高压气体的压力范围为2-10MPa。
下面结合附图对本发明加以详细介绍。图1是本发明的直通型低温风洞结构示意图，本发明的核心内容是采用高压气体作为致冷能源，在风洞稳压段(3)上游装热分离器(1)，射入的气流从进气口(A)进入，通过节流阀(2)，气流在稳压段(3)内消除扰动平稳后，加速进入试验段(4)，供模型试验用，试验段(4)出口的气流经扩压段(5)减速增压后，并经热交换器(6)后通过排气口(B)排出大气。本技术利用热分离器(1)来降低和保持风洞试验段(4)的气流温度，以代替现有技术中利用，液氮蒸发吸热的冷冻作用，同时减少低温风洞排出大量低温气体污染环境及能源的巨大浪费，本发明还提出在风洞的进气口与排气口之间配置予冷进气热交换器(6)，利用排气所携带的冷量将进入热分离(1)前的高压气体的温度降低下来，通过热交换器(6)的排气温度被提高到接近大气温度将不再污染环境，输入风洞的高压气体的压力范围为2至10MPa。本发明不仅可以用于图1所示的直通式风洞，也可用于图2所示的回流式风洞。
热分离器(1)的结构示意图如图3，当高压气体通过空心轴进入转动喷嘴(7)并依次射入紧密排列在转动喷嘴(7)外园周上的各激波管(8)，(一般为24至48根)射入激波管(8)中气体，压缩原在激波管中的低压气体，并在其中形成向前传播的激波。激波掠过之处，气体被压缩，加速并加热。当转动喷嘴(7)移开后，激波管(8)与低压排气口接通。射入激波管(8)的气体经膨胀波反向流出，并由排气口(8)排出。由于射入气体对原在激波管(8)中的气体作功，温度因之下降。原在激波管(8)中被加热的气体通过管壁散热。每一激波管(8)从射入气体时开始至排气终止为一工作循环，流出气体是间歇性的，由于多根激波管(8)依次并大部分时间重叠排气，热分离器(1)出口处(B)流动参数可维持定常数。
高压气体通过热分离器(1)降压的同时，总温亦降低，目前热分离(1)的冷冻效率已达80%，工程应用中容易保持70%，当冷冻效率别为80%和70%时，作为风洞工作介质的空气或氮气从300K降至100K，分别要求入口处压力较出口处压力高出500倍和4.2万倍，要求如此高的压力在技术上和经济上都是行不通的。
本发明提出配置一台热交换器(6)，以利用排气所携带的冷量将进入热分离器(1)前的高压气体的温度降低下来，热交换器(6)效率可根据造价，尺寸和有关参数选定，若热分离器(1)效率为70%，则热交换器(5)效率只要大于55%，利用普通风洞的高压气源(P≈10MPa)即可将风洞试验气流总温降至100K。
在低温特别是接近临界状态下，节流降温效率较高，由于节流降温设备十分简单，较少非理想损失，可在热分离器(1)后串接节流阀以减少热分离器(1)的级数(如果热交换器(6)效率达到80%以上，有可能只用节流阀来降温)，还可在节流级产生部分液化气体，适宜应用于回流循环式风洞。
本发明采用高压气体代替现有技术中的液氨作为致冷的能源，避免了装备费用和运行成本昂贵的液氮生产装置，使低温风洞的运行费用和建造费用明显降低。对于那些已有高压气源的单位，只需添加热分离器(1)和热交换器(6)。本发明的效果更加突出，高压气源的运行维护技术，空气动力试验部门早已熟练掌握，而液氮生产贮存运输则需培训操作人员，液氮喷射雾化是一项关键技术，雾化不完善导致气化不完全，风洞将不能正常工作，本发明无这方面要求。
由于更换试验模型和改变试验条件需停车，更由于降低总功率，一般大型风洞多采用贮能暂冲式工作。贮存液氮，较贮存压缩气体技术要求要复杂得多，代价亦较高。更加突出的是采用热分离器方案便于回收利用排气冷量，可节省大量能源耗费，且不污染环境，而液氮方案则难以做到。
有效实现本发明方案的关键技术为研制高效率的热分离器(1)和热交换器(6)，如高压气源气体为室温(300K)，风洞试验气流总温为100K，若热分离器(1)和热交换器(6)的效率均为70%，则热分离器(1)入口与出口压力比为14.7，若两者效率均为65%，则入口与出口压力比升为33.5，考虑热分换器(6)与管路流动损失和风洞直排大气需要，高压气源压力分别为2MPa和5MPa，可满足要求。根据计算，若高压气源压力为10MPa，则热分离器(1)和热交换器(6)的平均效率高于62.5%就可满足需要。
权利要求
1.一种藉热分离器降低总温的低温风洞，其特征在于，直接采用高压气体作为致冷气源，它包括，热分离器(1)和与之相连接的稳压段(3)，在稳压段(3)的后部连接试验段(4)，与试验段(4)相连接的扩压段(5)，热交换器(6)与扩压段(5)的尾部相连接。
2.按权利要求1所述的低温风洞，其特征在于，热分离器(1)装在进气口(A)与风洞稳压段(3)之间。
3.按权利要求1所述的低温风洞，其特征在于，热交换器(6)装在扩压段(5)与排气口(B)之间。
4.按权利要求1所述的低温风洞，其特征在于，高压气体的压力范围在20-100个大气压。
5.按权利要求1所述的低温风洞，其特征在于，风洞为直流式风洞。
6.按权利要求1所述的低温风洞，其特征在于，风洞为回流式风洞。
7.按权利要求1所述的低温风洞，其特征在于，热分离器(1)的出口处还可以串接节流阀(2)。
全文摘要
本发明藉热分离器降低总温的低温风洞属航空地面试验设备。它由热分离器、风洞稳压段、风洞试验段、扩压段和热交换器组成，本发明的核心内容是采用高压气体作为致冷能源，在风洞稳压段上游装热分离器，射入的气流通过节流阀，气流在稳压段内消除扰动平稳后，加速进入试验段，供试验用，气流经扩压段减速后经热交换器排出大气。本发明克服了现有技术的造价昂贵等缺点，具有运行费用低、能源消耗小和不污染环境等优点。
文档编号G01M9/02GK1083587SQ93117590
公开日1994年3月9日 申请日期1993年9月20日 优先权日1993年9月20日
发明者俞鸿儒 申请人:中国科学院力学研究所