一種陣列膜片泄壓式風洞實驗艙的制作方法
【技術領域】
[0001 ]本發明涉及風洞實驗技術領域，特別地，涉及一種風洞實驗艙。
【背景技術】
[0002]超燃推進風洞和高超聲速風洞廣泛的應用于導彈、高超聲速飛行器、空天飛機的模型實驗，是航空航天領域內非常重要的地面試驗設備。超燃推進風洞一般包括加熱器、噴管、實驗艙、擴壓器、引射器(或真空罐)、氣源系統、控制系統等，實驗艙是實驗模型的場所，是風洞的重要部件，要滿足不同實驗模型、實驗任務的需要。
[0003]實驗艙上游與噴管相連，下游與擴壓器連接，對實驗艙的基本要求有以下幾個方面:
[0004]1)氣動性能好。空氣動力學性能要求好，確保高超聲速推進風洞的啟動性能和實驗性能；
[0005]2)足夠的空間。保證模型有足夠的尺寸，以滿足實驗雷諾數要求和幾何模擬的精確性；
[0006]3)氣密性好。風洞正常啟動時，實驗艙內壓力一般情況下接近真空，但出現特殊情況時也有正壓力，不能出現氣體泄漏現象，否則影響風洞氣動和實驗性能；
[0007]4)結構強度、剛度好。由于試驗過程中，不管是在真空條件或正壓，要保證實驗艙在不變形、不破壞；
[0008]5)使用方便。如模型的安裝和調整，模型姿態的調整，測量，數據采集都要求方便；
[0009]6)不同實驗條件下，滿足測量、數據采集、流場顯示對實驗艙的要求。
[0010]對于風洞設備中的實驗艙，其基本的原理圖如圖1所示，實驗艙的上游與噴管連接，下游與擴壓器連接，實驗模型置于噴管出口并且在實驗艙中心位置。對于風洞實驗艙外形設計，一般有兩種，方形實驗艙和圓形實驗艙，方形實驗艙和圓形實驗艙各有優缺點，這兩種類型的實驗艙在風洞設備中均使用過，這里不再詳細討論。
[0011]對于傳統的圓形實驗艙，結構如圖2所示，一般包括實驗艙艙體、艙門、支撐件等主要部分，艙門一般都開在實驗艙側面。實驗艙的艙門質量都較大，從幾十公斤到幾百公斤，甚至上噸，主要是用于模型進出實驗艙，同時實驗人員也需要通過艙門進出實驗艙。
[0012]在不同的風洞實驗中，有不同形狀和尺寸的實驗模型進出實驗艙，對于大型風洞，模型的尺寸長度可以達到5-7m，直徑lm以上，模型重量更是達到幾噸；此時由于模型尺寸大、質量大，進出實驗艙將非常困難，模型在實驗艙內部還需要安裝、調整位置，同時實驗人員、儀器設備、操作工具等均需要進出實驗艙，實驗艙將非常不方便試驗和操作，顯然試驗人員的勞動強度大，實驗效率低。
[0013]為了克服上述困難，達到大模型進出實驗艙的目的，一般的做法，使用圖3的實驗艙設計方法。該方法有兩個主要特點，一是不管多大尺寸、多大質量的模型，包括儀器設備、實驗人員等，可以輕松的進入實驗艙，基本不需要任何勞動強度;二在不增加建設費用的前提下，實驗艙的使用空間不受實驗艙尺寸的任何限制，無限的增大了實驗艙使用空間。
[0014]由圖3原理圖可知，對于橫截面為圓形的實驗艙可以簡化為圖3所示，對圖3所示的圓沿AB線剖開成兩個半圓，成1和2兩部分，1代表半圓形翻蓋，2代表艙體，1通過C點旋轉成不同角度，2固定不動，顯然1打開后，實驗艙的上部空間無限大，對于大尺寸模型可以從上部直接吊裝進入實驗艙，帶模型安裝到位后，1關閉，又合成一個完整的圓，形成圓形實驗艙。α的大小可以在120度到180度之間變化。
[0015]當然采用圖3的設計方法，可以解決實驗艙進出大模型的問題，但是實際過程中仍然存在弊端。
[0016]由于設計方法的不合理，現有的圓形實驗艙艙門設計存在以下缺陷:
[0017]采用圖3半圓開閉式實驗艙設計，強度比整體式實驗艙差很多，試驗過程中，除了實驗艙出現接近真空的正常運行情況;也可能實驗艙內會產生瞬時高壓的非正常情況，據測量可以達到0.3MPa，對于5m直徑，長度8m的大型實驗艙，內部的正壓力則相應達到1200噸，如此大的正壓力氣流，會造成實驗艙艙體或艙門的損壞，甚至將艙門掀開，造成嚴重的安全事故。
[0018]因此需要設計一種新型實驗艙，確保實驗艙的在真空和氣體正壓運行下安全無事故。
【發明內容】
[0019]本發明的目的在于:提供一種陣列膜片泄壓式風洞實驗艙，確保實驗艙的在真空和氣體正壓運行下安全無事故。
[0020]為達到上述目的，本發明采用的技術方案如下:
[0021]—種陣列膜片泄壓式風洞實驗艙，包括實驗艙艙體，所述實驗艙艙體上開設有艙門，所述實驗艙艙體沿縱向的截面為圓形，所述艙門為與所述實驗艙艙體活動連接的圓弧形翻蓋，當所述實驗艙艙體處于閉合狀態時所述艙門的截面圓弧的圓心在所述實驗艙艙體沿軸向的中心線上，實驗艙艙體沿軸向的兩端分別經蝶形封頭與位于上游的噴管及位于下游的擴壓器連接，其特征在于:所述艙門采用格柵式艙門骨架，所述格柵式艙門骨架是一種窗戶空心型結構，由若干個面積相等、弧度相等的大格柵構成;每個大格柵由8個小格柵組成，每個小格柵為空心結構;所述大格柵外表面的四周和對稱軸上開有螺紋孔，所述螺紋孔垂直于大格柵外表面;在格柵式艙門骨架的大格柵上蒙上圓弧型泄壓膜片，并通過可斷裂螺栓固定在格柵式艙門骨架上大格柵外表面的螺紋孔內；艙門下端固連兩個旋轉活頁，使艙門圍繞實驗艙艙體上的旋轉軸旋轉。
[0022]進一步，所述圓弧型泄壓膜片的四周和對稱軸處設置通孔，并在其外側開有左右對稱的一對十字型泄壓槽，所述通孔用于可斷裂螺栓穿過該孔將圓弧型泄壓膜片固定在格柵式艙門骨架上大格柵外表面的對應螺紋孔內。
[0023]進一步，所述圓弧型泄壓膜片材料選用塑料、有機玻璃或聚四氟乙烯中的一種。
[0024]進一步，所述格柵式艙門骨架中的大格柵的數量為2的倍數。
[0025]進一步，所述大格柵由四個邊框、兩個中心框和兩個用于加強大格柵剛度的加強筋組成，邊框的厚度是中心框的兩倍，中心框的厚度是加強筋的兩倍。
[0026]進一步，所述艙門包括沿軸向分布的多個所述格柵式艙門骨架。
[0027]本發明的有益效果如下:本發明風洞實驗艙艙門采用格柵式艙門骨架，并在艙門骨架的大格柵上蒙上帶有泄壓槽的圓弧型泄壓膜片;在實驗艙內壓為負壓時，試驗正常進行，實驗艙內壓為正壓時，圓弧型泄壓膜片向外破碎，實驗艙艙體內的正壓氣體通過艙門骨架的大格柵泄壓，從而保護實驗艙艙體和艙體內模型設備的安全。
【附圖說明】
[0028]構成本申請的一部分的附圖用來提供對本發明的進一步理解，本發明的示意性實施例及其說明用于解釋本發明，并不構成對本發明的不當限定。在附圖中:
[0029]圖1:現有技術中高超聲速風洞實驗艙的剖面結構示意圖；
[0030]圖2:現有技術中高超聲速風洞實驗艙的主視示意圖；
[0031]圖3:圖2的側面不意圖；
[0032]圖4:本發明優選實施例高超聲速風洞實驗艙的艙門原理示意圖；
[0033]圖5:圖4中艙門處于打開狀態的原理示意圖；
[0034]圖6:本發明優選實施例陣列膜片泄壓式風洞實驗艙的立體結構示意圖；
[0035]圖7:本發明優選實施例陣列膜片泄壓式風洞實驗艙的另一立體結構示意圖；
[0036]圖8:圖7中艙門打開狀態的立體結構示意圖；
[0037]圖9:圖7中陣列膜片式泄壓艙門示意圖；
[0038]圖10:格柵式艙門骨架示意圖；
[0039]圖11:圓弧型泄壓膜片示意圖。
【具體實施方式】
[0040]以下結合附圖對本發明的實施例進行詳細說明，但是本發明可以由權利要求限定和覆蓋多種不同方式實施。
[0041]參見圖6，本發明的優選實施例提供了一種陣列膜片泄壓式風洞實驗艙，該陣列膜片泄壓式風洞實驗艙包括