[發(fā)明專利]高超聲速變馬赫數(shù)風(fēng)洞噴管

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201210321270.3
• 申請(qǐng)日: 2012-09-03
• 公開（公告）號(hào): CN102788677A
• 公開（公告）日: 2012-11-21
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 李東霞;張新宇;顧洪斌
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 中國(guó)科學(xué)院力學(xué)研究所
• 主分類號(hào): G01M9/04
• 分類號(hào): G01M9/04
• 代理公司: 北京和信華成知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(普通合伙) 11390
• 代理人: 王藝

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及高超聲速試驗(yàn)風(fēng)洞領(lǐng)域，尤其涉及一種高超聲速變馬赫數(shù)風(fēng)洞噴管。

背景技術(shù)

高超聲速風(fēng)洞是高超聲速技術(shù)研究必不可少的地面設(shè)備，其作用是用來模擬高超聲速飛行過程中的氣流環(huán)境，其氣動(dòng)設(shè)計(jì)目標(biāo)是風(fēng)洞噴管實(shí)驗(yàn)段馬赫數(shù)達(dá)到設(shè)計(jì)馬赫數(shù)，實(shí)驗(yàn)段截面馬赫數(shù)分布均勻，噴管出口的氣流方向與風(fēng)洞軸線平行；其方案設(shè)計(jì)還要兼顧噴管的適用性、工藝性和經(jīng)濟(jì)性。

高超聲速變馬赫數(shù)風(fēng)洞是在實(shí)驗(yàn)過程中風(fēng)洞噴管出口實(shí)驗(yàn)氣流馬赫數(shù)和其他狀態(tài)參數(shù)能夠根據(jù)試驗(yàn)需要作連續(xù)變化的高超聲速風(fēng)洞，其作用是提供來流馬赫數(shù)可以連續(xù)變化的高超聲速氣流，其氣動(dòng)設(shè)計(jì)目標(biāo)是在寬范圍馬赫數(shù)條件下，實(shí)現(xiàn)實(shí)驗(yàn)段截面馬赫數(shù)分布均勻，噴管出口的氣流方向與風(fēng)洞軸線平行；其方案設(shè)計(jì)還要兼顧噴管的使用性、工藝性和經(jīng)濟(jì)性。

目前國(guó)內(nèi)外現(xiàn)有的變馬赫數(shù)風(fēng)洞均為超聲速低焓風(fēng)洞，尚沒有建成的高超聲速變馬赫數(shù)風(fēng)洞。

NASA?Langley研究中心的變馬赫數(shù)噴管是常溫風(fēng)洞，采用了柔性壁面，壁面氣動(dòng)型線根據(jù)需要變化保證了噴管出口氣流品質(zhì)良好，但是氣動(dòng)型面控制導(dǎo)致結(jié)構(gòu)復(fù)雜，同時(shí)在高超聲速風(fēng)洞條件下，氣流總溫總壓很高，這種變馬赫數(shù)方法沒有冷卻和高溫密封空間，因此不能用于高超聲速變馬赫數(shù)風(fēng)洞。

日本JAXA的變馬赫數(shù)噴管也采用了常溫氣流，這是一個(gè)出口尺寸為100mm的小型實(shí)驗(yàn)臺(tái)。這種變馬赫數(shù)噴管形式由于直壁面的邊界層作用使得出口氣流偏角變大，出口流場(chǎng)具有非對(duì)稱性，同時(shí)該風(fēng)洞噴管的氣動(dòng)型面設(shè)計(jì)使得即使在低馬赫數(shù)2～4的變化范圍內(nèi)，實(shí)驗(yàn)核心區(qū)也只占到噴管出口尺寸的約50％，達(dá)不到我國(guó)的高速風(fēng)洞流場(chǎng)品質(zhì)軍用標(biāo)準(zhǔn)（GJB?1179-91）。馬赫數(shù)越高，風(fēng)洞噴管喉部尺寸相對(duì)越小，壁面邊界層對(duì)氣流品質(zhì)的影響越大，實(shí)現(xiàn)噴管出口氣流的均勻性和大的實(shí)驗(yàn)核心區(qū)越困難，因此更不適用于高超聲速變馬赫數(shù)風(fēng)洞中。

美國(guó)國(guó)防部計(jì)劃發(fā)展連續(xù)變馬赫數(shù)高焓試驗(yàn)?zāi)芰Γ葾rnold工程發(fā)展中心（AEDC）具體實(shí)施。馬赫數(shù)2～5的變馬赫數(shù)能力建設(shè)2006年預(yù)計(jì)到2011年完成，2010年預(yù)計(jì)到2016年完成。這一階段完成后，還計(jì)劃發(fā)展變馬赫數(shù)范圍在5～8的風(fēng)洞。就目前看到的資料，美國(guó)關(guān)于高超聲速變馬赫數(shù)方案已經(jīng)進(jìn)行了較多的探討研究：

①ATK-GASL的FAST(the?Flight?Acceleration?Simulation?Test，飛行加速度模擬試驗(yàn))方案（改變噴管傾斜角），這種方式通過轉(zhuǎn)動(dòng)噴管，在噴管出口形成膨脹波或壓縮波，波后的區(qū)域即是實(shí)驗(yàn)區(qū)，通過改變噴管傾斜角實(shí)現(xiàn)變馬赫數(shù)流場(chǎng)。這種方式的缺點(diǎn)是馬赫數(shù)變化范圍有限，馬赫數(shù)4～7范圍需要3到4個(gè)噴管系統(tǒng)共同完成，并且系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，造價(jià)高。

②采用半柔性二維噴管方案能夠盡量保證風(fēng)洞流場(chǎng)的均勻，馬赫數(shù)變化范圍寬，但是氣動(dòng)型面控制導(dǎo)致噴管結(jié)構(gòu)和控制過程很復(fù)雜。

③軸對(duì)稱噴管塞錐(plug?nozzle)方案，這種方式能夠?qū)崿F(xiàn)很大的馬赫數(shù)變化范圍，但是中心錐邊界層的存在對(duì)噴管出口流場(chǎng)品質(zhì)的影響很大，導(dǎo)致流場(chǎng)非常不均勻。

④噴管擴(kuò)張段通過微波技術(shù)添加能量從而控制馬赫數(shù)和焓值的方法，但是噴管材料，微波能量控制等技術(shù)還在研究過程中，實(shí)現(xiàn)技術(shù)還很不成熟。

從目前的資料來看，雖然經(jīng)過幾年的論證，美國(guó)最終采用的可行的高超聲速變馬赫數(shù)方法還在研究中。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明針對(duì)上述現(xiàn)有技術(shù)還沒有可行的高超聲速變馬赫數(shù)風(fēng)洞噴管的問題，提出一種高超聲速變馬赫數(shù)風(fēng)洞噴管，以實(shí)現(xiàn)寬?cǎi)R赫數(shù)變化范圍的風(fēng)洞噴管。

為了解決上述問題，本發(fā)明提供一種高超聲速變馬赫數(shù)風(fēng)洞噴管，包括兩兩相對(duì)的兩塊氣動(dòng)型面板和兩塊側(cè)面直板，所述氣動(dòng)型面板和側(cè)面直板組成二維收縮-擴(kuò)張通道,兩塊或其中一塊氣動(dòng)型面板能夠以其出口端為軸轉(zhuǎn)動(dòng)。

優(yōu)選地，上述高超聲速變馬赫數(shù)風(fēng)洞噴管還具有以下特點(diǎn)：

所述收縮-擴(kuò)張通道的截面均為矩形。

優(yōu)選地，上述高超聲速變馬赫數(shù)風(fēng)洞噴管還具有以下特點(diǎn)：

所述兩塊氣動(dòng)型面板和兩塊側(cè)面直板均具有足夠的厚度以留出冷卻結(jié)構(gòu)和密封結(jié)構(gòu)的空間。

優(yōu)選地，上述高超聲速變馬赫數(shù)風(fēng)洞噴管還具有以下特點(diǎn)：

所述氣動(dòng)型面板的氣動(dòng)型面滿足如下要求：