[發明專利]一種脈沖型風洞串列噴管

在審

• 申請號: 201611122140.1
• 申請日: 2016-12-08
• 公開（公告）號: CN108195544A
• 公開（公告）日: 2018-06-22
• 發明（設計）人: 高亮杰;錢占森;王璐
• 申請（專利權）人: 中國航空工業集團公司沈陽空氣動力研究所
• 主分類號: G01M9/04
• 分類號: G01M9/04
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 杜永保

本發明涉及一種脈沖型風洞串列噴管，包括上游噴管、等直連接段和下游噴管，上游噴管和下游噴管為兩個馬赫數不同的固塊型面噴管，上游噴管和下游噴管流道中部各具有一個收縮喉道，上游噴管的收縮喉道截面積小于下游噴管的收縮喉道截面積，使上游噴管成為風洞串列噴管的幾何喉道，等直連接段的流道內部設有整流裝置，用于整合流體，提高流場品質。本發明的噴管沒有復雜的作動控制機構，在工程實際應用中具有可操作性，結構簡單、可靠，還能夠進一步縮短噴管的啟動時間以及提高試驗段流場品質。

技術領域

本發明屬于脈沖型風洞試驗領域，具體而言，涉及一種脈沖型風洞串列噴管。

背景技術

脈沖型風洞是高Ma數地面試驗設備的一種，目的就是要盡可能復現飛行器的飛行環境，并結合測試技術，獲得飛行器模型在這種環境下的氣動參數。脈沖型風洞是由激波管發展起來的，根據運行方式的不同，有反射型激波風洞、炮風洞、自由活塞激波風洞、路德維希管風洞以及激波膨脹管風洞等多種類型。

噴管是脈沖型風洞的核心部件，作用就是為試驗段模型提供滿足要求的氣流參數。其流場品質對設備的性能有重要的影響，因此氣動設計的目的就是根據一定的理論基礎獲得滿足設計要求的具有收縮-擴張形式的壁面型線。

目前國內外脈沖型風洞試驗Ma數基本都在6.0以上：一方面基于激波管原理發展起來的脈沖型風洞由于存在“大喉道效應”(被驅動管徑與噴管喉道尺寸不匹配)，使得設備很難應用到Ma數5以下；另一方面以路德維希管原理運行的脈沖型風洞雖然可以實現Ma數5以下運行，但是要求驅動段管徑尺寸較大，難以做到寬Ma數運行下多噴管尺寸的統一。

傳統的超/高超聲速風洞噴管由亞聲速收縮段、喉道段以及超聲速擴張段組成。收縮段通常采用三次或五次光順曲線；喉道段以跨聲速流場解作為初值線；超聲速擴張段以特征線理論為基礎(結合附面層修正技術)，設計方法可歸為兩類：

一類是基于泉流假設的部分特征線設計法，如Foelsch方法、Crown方法。總的思路是利用前段多次曲線將喉部處的聲速流變成轉折點處的超聲速泉流。這種方法的缺點是在轉折點壁面曲線不可導，表現為流場內部有擾動，對噴管整體性能具有較大影響。為了提高噴管壁面的光順性，在以上方法的基礎上產生了具有連續曲率的改進設計方法，如Kenney通過在轉折點后預先給定一段壁面型線來光滑過渡噴管型線。雖然改進方法在一定程度上改善了噴管流場品質，但都是采用了泉流假設，使得轉折點前型線設計缺乏理論依據。

另一類是完全的特征線法，又可進一步分為直接特征線法和逆向特征線法。直接特征線法通過指定緊鄰喉道后膨脹段曲線形式(如圓弧)，根據噴管設計Ma數確定邊界特征線參數及位置。逆向特征線法通過給的軸向流動參數的分布(如軸向Ma數或速度分布)，結合流線追蹤技術即可得到無粘邊界。相比較而言，完全特征線法取消了泉流區假設，增強了噴管設計的理論基礎，因此可能得到的流場品質更好。

從目前資料來看，隨著高超聲速飛行器研制需求的增加，脈沖型風洞急需向較低Ma數段擴展，如美國CUBRC LENS II激波風洞改造后Ma數范圍為3.5-8.0，但是這種基于傳統噴管的改造方案均以犧牲設備有效運行時間及流場品質為代價。因此如何在保證脈沖型風洞性能的前提下擴大Ma數運行范圍，實現不同Ma數下的尺寸匹配成為研究重點。

發明內容

本發明提出一種脈沖型風洞串列噴管，以解決現有技術中難以在保證設備性能前提下實現寬Ma數范圍內尺寸匹配的問題。

考慮到現有技術的上述問題，根據本發明公開的一個方面，本發明采用以下技術方案：