一种阵列膜片泄压式风洞实验舱的制作方法
【技术领域】
[0001 ]本发明涉及风洞实验技术领域，特别地，涉及一种风洞实验舱。
【背景技术】
[0002]超燃推进风洞和高超声速风洞广泛的应用于导弹、高超声速飞行器、空天飞机的模型实验，是航空航天领域内非常重要的地面试验设备。超燃推进风洞一般包括加热器、喷管、实验舱、扩压器、引射器(或真空罐)、气源系统、控制系统等，实验舱是实验模型的场所，是风洞的重要部件，要满足不同实验模型、实验任务的需要。
[0003]实验舱上游与喷管相连，下游与扩压器连接，对实验舱的基本要求有以下几个方面:
[0004]1)气动性能好。空气动力学性能要求好，确保高超声速推进风洞的启动性能和实验性能；
[0005]2)足够的空间。保证模型有足够的尺寸，以满足实验雷诺数要求和几何模拟的精确性；
[0006]3)气密性好。风洞正常启动时，实验舱内压力一般情况下接近真空，但出现特殊情况时也有正压力，不能出现气体泄漏现象，否则影响风洞气动和实验性能；
[0007]4)结构强度、刚度好。由于试验过程中，不管是在真空条件或正压，要保证实验舱在不变形、不破坏；
[0008]5)使用方便。如模型的安装和调整，模型姿态的调整，测量，数据采集都要求方便；
[0009]6)不同实验条件下，满足测量、数据采集、流场显示对实验舱的要求。
[0010]对于风洞设备中的实验舱，其基本的原理图如图1所示，实验舱的上游与喷管连接，下游与扩压器连接，实验模型置于喷管出口并且在实验舱中心位置。对于风洞实验舱外形设计，一般有两种，方形实验舱和圆形实验舱，方形实验舱和圆形实验舱各有优缺点，这两种类型的实验舱在风洞设备中均使用过，这里不再详细讨论。
[0011]对于传统的圆形实验舱，结构如图2所示，一般包括实验舱舱体、舱门、支撑件等主要部分，舱门一般都开在实验舱侧面。实验舱的舱门质量都较大，从几十公斤到几百公斤，甚至上吨，主要是用于模型进出实验舱，同时实验人员也需要通过舱门进出实验舱。
[0012]在不同的风洞实验中，有不同形状和尺寸的实验模型进出实验舱，对于大型风洞，模型的尺寸长度可以达到5-7m，直径lm以上，模型重量更是达到几吨；此时由于模型尺寸大、质量大，进出实验舱将非常困难，模型在实验舱内部还需要安装、调整位置，同时实验人员、仪器设备、操作工具等均需要进出实验舱，实验舱将非常不方便试验和操作，显然试验人员的劳动强度大，实验效率低。
[0013]为了克服上述困难，达到大模型进出实验舱的目的，一般的做法，使用图3的实验舱设计方法。该方法有两个主要特点，一是不管多大尺寸、多大质量的模型，包括仪器设备、实验人员等，可以轻松的进入实验舱，基本不需要任何劳动强度;二在不增加建设费用的前提下，实验舱的使用空间不受实验舱尺寸的任何限制，无限的增大了实验舱使用空间。
[0014]由图3原理图可知，对于横截面为圆形的实验舱可以简化为图3所示，对图3所示的圆沿AB线剖开成两个半圆，成1和2两部分，1代表半圆形翻盖，2代表舱体，1通过C点旋转成不同角度，2固定不动，显然1打开后，实验舱的上部空间无限大，对于大尺寸模型可以从上部直接吊装进入实验舱，带模型安装到位后，1关闭，又合成一个完整的圆，形成圆形实验舱。α的大小可以在120度到180度之间变化。
[0015]当然采用图3的设计方法，可以解决实验舱进出大模型的问题，但是实际过程中仍然存在弊端。
[0016]由于设计方法的不合理，现有的圆形实验舱舱门设计存在以下缺陷:
[0017]采用图3半圆开闭式实验舱设计，强度比整体式实验舱差很多，试验过程中，除了实验舱出现接近真空的正常运行情况;也可能实验舱内会产生瞬时高压的非正常情况，据测量可以达到0.3MPa，对于5m直径，长度8m的大型实验舱，内部的正压力则相应达到1200吨，如此大的正压力气流，会造成实验舱舱体或舱门的损坏，甚至将舱门掀开，造成严重的安全事故。
[0018]因此需要设计一种新型实验舱，确保实验舱的在真空和气体正压运行下安全无事故。
【发明内容】
[0019]本发明的目的在于:提供一种阵列膜片泄压式风洞实验舱，确保实验舱的在真空和气体正压运行下安全无事故。
[0020]为达到上述目的，本发明采用的技术方案如下:
[0021]—种阵列膜片泄压式风洞实验舱，包括实验舱舱体，所述实验舱舱体上开设有舱门，所述实验舱舱体沿纵向的截面为圆形，所述舱门为与所述实验舱舱体活动连接的圆弧形翻盖，当所述实验舱舱体处于闭合状态时所述舱门的截面圆弧的圆心在所述实验舱舱体沿轴向的中心线上，实验舱舱体沿轴向的两端分别经蝶形封头与位于上游的喷管及位于下游的扩压器连接，其特征在于:所述舱门采用格栅式舱门骨架，所述格栅式舱门骨架是一种窗户空心型结构，由若干个面积相等、弧度相等的大格栅构成;每个大格栅由8个小格栅组成，每个小格栅为空心结构;所述大格栅外表面的四周和对称轴上开有螺纹孔，所述螺纹孔垂直于大格栅外表面;在格栅式舱门骨架的大格栅上蒙上圆弧型泄压膜片，并通过可断裂螺栓固定在格栅式舱门骨架上大格栅外表面的螺纹孔内；舱门下端固连两个旋转活页，使舱门围绕实验舱舱体上的旋转轴旋转。
[0022]进一步，所述圆弧型泄压膜片的四周和对称轴处设置通孔，并在其外侧开有左右对称的一对十字型泄压槽，所述通孔用于可断裂螺栓穿过该孔将圆弧型泄压膜片固定在格栅式舱门骨架上大格栅外表面的对应螺纹孔内。
[0023]进一步，所述圆弧型泄压膜片材料选用塑料、有机玻璃或聚四氟乙烯中的一种。
[0024]进一步，所述格栅式舱门骨架中的大格栅的数量为2的倍数。
[0025]进一步，所述大格栅由四个边框、两个中心框和两个用于加强大格栅刚度的加强筋组成，边框的厚度是中心框的两倍，中心框的厚度是加强筋的两倍。
[0026]进一步，所述舱门包括沿轴向分布的多个所述格栅式舱门骨架。
[0027]本发明的有益效果如下:本发明风洞实验舱舱门采用格栅式舱门骨架，并在舱门骨架的大格栅上蒙上带有泄压槽的圆弧型泄压膜片;在实验舱内压为负压时，试验正常进行，实验舱内压为正压时，圆弧型泄压膜片向外破碎，实验舱舱体内的正压气体通过舱门骨架的大格栅泄压，从而保护实验舱舱体和舱体内模型设备的安全。
【附图说明】
[0028]构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中:
[0029]图1:现有技术中高超声速风洞实验舱的剖面结构示意图；
[0030]图2:现有技术中高超声速风洞实验舱的主视示意图；
[0031]图3:图2的侧面不意图；
[0032]图4:本发明优选实施例高超声速风洞实验舱的舱门原理示意图；
[0033]图5:图4中舱门处于打开状态的原理示意图；
[0034]图6:本发明优选实施例阵列膜片泄压式风洞实验舱的立体结构示意图；
[0035]图7:本发明优选实施例阵列膜片泄压式风洞实验舱的另一立体结构示意图；
[0036]图8:图7中舱门打开状态的立体结构示意图；
[0037]图9:图7中阵列膜片式泄压舱门示意图；
[0038]图10:格栅式舱门骨架示意图；
[0039]图11:圆弧型泄压膜片示意图。
【具体实施方式】
[0040]以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由权利要求限定和覆盖多种不同方式实施。
[0041]参见图6，本发明的优选实施例提供了一种阵列膜片泄压式风洞实验舱，该阵列膜片泄压式风洞实验舱包括