一种高超声速风洞测温结构的制作方法
【技术领域】
[0001]本实用新型涉及风洞测温技术领域，特别是指一种高超声速风洞测温结构。
【背景技术】
[0002]高超声速飞行器的研制离不开地面风洞实验。风洞实验能提供飞行器在大气层中飞行时经常面临高温、高压、高焓离解的工作环境，模拟飞行器周围气体的流动情况，并获得实验数据。风洞高温高压气流由燃烧室产生，经过拉瓦尔喷管，形成符合模拟条件的高超声速气流，最后到达放置着飞行器模型的实验舱。这种方法应用于研究高超声速飞行器气动力和气动热规律。
[0003]在风洞实验中，飞行器模型表面温度一般由热电偶测得。模型结构设计一般是在表面打上一定数量的盲孔，然后将热电偶布置于盲孔中，通过热电偶获得信号，同时转换为所需温度数据，并通过数据线传到计算机端口，经由分析得出飞行器整体气动性能和局部流动规律。
[0004]然而，飞行器模型是根据相似理论按一定缩尺比制造的实验模型，有的实验模型因风洞尺寸限制做得较小，要设计一定尺寸的盲孔以及布置传感器都比较困难。因此，急需一种能够更好放置热传感器的结构来解决这一问题。
【实用新型内容】
[0005]本实用新型要解决的技术问题是提供一种高超声速风洞测温结构，保证在实验顺利进行的前提下，能够很容易获得飞行器表面温度数据，从而进行下一步分析。
[0006]该测温结构包括锥头、锥体和盲孔，结构为回转体(即锥头和锥体为圆锥状)时，锥头通过螺纹与锥体连接，盲孔分布在锥头和锥体上，盲孔底部放置导热剂。其中，盲孔在锥头和锥体上沿周向布置，每组周向布置若干盲孔(每组周向盲孔个数为偶数)。
[0007]该锥头能在高温高热流恶劣环境下工作，起到保护结构的作用；锥头和锥体内部中空，锥体内部放置测量用的探针和数据线等设备，为测量实验的进行提供一个较好的环境。
[0008]盲孔位于锥头和锥体内部，盲孔底部距离锥头和锥体表面0.2?5mm。且盲孔中心轴线垂直于外表面。
[0009]本实用新型的上述技术方案的有益效果如下:
[0010]上述方案中，锥头和锥体采用螺纹连接，拆卸方便，盲孔的设置方便热电偶的放置，能够更为方便的获得飞行器表面温度数据，结构简单，使用方便。
【附图说明】
[0011]图1为本实用新型的高超声速风洞测温结构的结构示意图；
[0012]图2为本实用新型的高超声速风洞测温结构的盲孔设计示意图。
[0013]其中:1_锥头；2-锥体；3-盲孔。
【具体实施方式】
[0014]为使本实用新型要解决的技术问题、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图及具体实施例进行详细描述。
[0015]本实用新型针对现有的飞行器风洞实验测温不方便等问题，提供一种高超声速风洞测温结构。
[0016]如图1所示，该测温结构包括锥头1、锥体2和盲孔3。锥头1为钝锥，锥头1和锥体2内部中空，锥头1和锥体2通过螺纹连接在一起，在锥头1和锥头2上布置若干组周向布置的盲孔3，每组周向布置若干盲孔3，如图2所示，盲孔位于锥头1和锥体2内部，盲孔底部距离锥头1和锥体2表面0.2?5mm。
[0017]该结构的测温原理是:测温盲孔3开在锥头1和锥体2的薄壁上，而盲孔3的直径则按照热电偶尺寸设计，稍微比热电偶尺寸大一点，以方便热电偶装入盲孔3中。由于温度可以间接测量，即可以不直接和流体接触，这样盲孔3的设计就可以简化，采用一般孔型设计即可。为防止结构对流场产生影响，盲孔3距外表面留有一定余量b，b的取值范围依据测温结构薄壁尺寸而定，可以是0.2mm?5_，如图2所示。
[0018]测温结构上盲孔3和结构外表面是不打通的，这样就使得热电偶测量的温度和结构外表面的温度有偏差，为了解决这个问题，可以在盲孔3底部放置适量导热剂。其作用有两个，一是填充盲孔与热电偶之间的空隙，二是使表面的热量更易传导到盲孔3内。
[0019]图1中可以看到盲孔3中心轴线垂直于外表面，使得热电偶更容易放进盲孔3中。
[0020]这样，把热电偶放置在测温盲孔3里，由数据线连接出来，主体结构锥头1和锥体2由螺纹连接，最后把它们拧紧。其中，锥头1由耐烧蚀材料制成，测量用的探针和数据线等设备放置在锥头1和锥体2内部。
[0021]以上所述是本实用新型的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型所述原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本实用新型的保护范围。
【主权项】
1.一种高超声速风洞测温结构，其特征在于:包括锥头(1)、锥体(2)和盲孔(3)，锥头(1)与锥体(2)连接，盲孔(3)分布在锥头(1)和锥体(2)上，盲孔(3)底部放置导热剂。2.根据权利要求1所述的一种高超声速风洞测温结构，其特征在于:所述盲孔(3)在锥头(1)和锥体(2)上沿周向布置，每组周向布置偶数个盲孔(3)，数量为2?16。3.根据权利要求1所述的一种高超声速风洞测温结构，其特征在于:所述锥头(1)和锥体⑵为回转体时，锥头⑴和锥体⑵通过螺纹连接。4.根据权利要求1所述的一种高超声速风洞测温结构，其特征在于:所述锥头(1)和锥体⑵内部中空。5.根据权利要求1所述的一种高超声速风洞测温结构，其特征在于:所述盲孔(3)不打通，位于锥头⑴和锥体⑵内部，盲孔⑶底部距离锥头⑴和锥体⑵表面0.2?5mm ο6.根据权利要求1所述的一种高超声速风洞测温结构，其特征在于:所述盲孔(3)中心轴线垂直于外表面。
【专利摘要】本实用新型提供一种高超声速风洞测温结构，属于风洞温度测量技术领域。该测温结构包括锥头、锥体和若干组周向均布的盲孔。其中，锥头和锥体由螺纹连接，锥头和锥体上分布有设计好的盲孔，盲孔呈周向均匀分布。用于测温的热电偶置于盲孔中，盲孔尺寸大于热电偶尺寸。盲孔底部放置导热剂。该测温结构方便热电偶的放置，能够很好的获得飞行器表面温度数据，且结构简单，使用方便。
【IPC分类】G01M9/06
【公开号】CN205067051
【申请号】CN201520859468
【发明人】杨海波, 何宁, 孙冬柏
【申请人】北京科技大学
【公开日】2016年3月2日
【申请日】2015年10月30日