[發明專利]一種提高管風洞試驗雷諾數的喉道結構

有效

• 申請號: 201611122785.5
• 申請日: 2016-12-08
• 公開（公告）號: CN108168832B
• 公開（公告）日: 2019-11-15
• 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;F15D1/02
• 代理公司: 11008 中國航空專利中心
• 代理人: 杜永保<國際申請>=<國際公布>=<進入

本發明涉及一種提高管風洞試驗雷諾數的喉道結構，上游段，過渡段和下游段自左至右構成所述喉道結構，上游段，過渡段和下游段之間由法蘭固定，所述喉道結構放置于風洞試驗的管風洞驅動段和實驗段之間，上游段的喉道結構為亞聲速膨脹段的錐形結構形式，過渡段中部含多喉道并聯噴管結構，下游段中部為收縮的下游噴管，右端為超聲速膨脹段。本發明的喉道結構，僅需對管風洞做局部改造，靠氣動原理來滿足要求，結構簡單、可靠，通過在過渡段中增加整流裝置，還能夠進一步縮短風洞啟動時間以及提高試驗段流場品質。

技術領域

本發明涉及到管風洞設備領域，具體而言，涉及一種提高管風洞試驗雷諾數的喉道結構。

背景技術

管風洞是高Ma數脈沖型地面試驗設備的一種，洞體由一根長的等直徑管子，一端密封、另一端裝有膜片或快速閥，下游接噴管、試驗段和真空罐組成。管風洞的有效試驗時間取決于管體的長度和內徑，當膜片破裂或閥門開啟后，等直段中的高壓氣體將向噴管下游的真空球膨脹，產生一束膨脹波，在膨脹波之后會有一段均勻氣流，可供模型試驗及測量用。

由于管風洞建設及使用成本較低、參數調節方便、流場品質高等優點，已經在亞聲速、跨聲速領域得到了應用，近年來在超聲速及高超聲速領域也得到了發展，體現出了在寬速域范圍內的應用潛力。

在風洞驅動段管徑確定的情況下，考慮風洞流量對驅動管內流速的影響，噴管出口尺寸隨運行Ma數增加而減小，但是允許的模型堵塞比隨運行Ma數增加卻成相反的變化趨勢。因此在低Ma數運行條件下，由于運行總壓相對較低、模型尺寸小，使得試驗雷諾數較小。試驗雷諾數反應了粘性影響的程度，對試驗模型的氣動力/熱特性有較大的影響，因此試驗雷諾數范圍是衡量風洞性能的一項重要指標。

目前提高風洞試驗雷諾數主要有以下幾種措施：一種最常用的手段是增加運行總壓，從而在相同運行Ma數下，試驗段壓力升高、密度增加；另一種是增大穩定段的結構尺寸，提高試驗段有效試驗區面積，使得允許的模型尺寸加大。對管風洞而言，提升驅動段壓力對管體承壓設計提出了更高的要求，使得管壁厚度及結構重量進一步增加，增大驅動段管徑會帶來洞體尺寸的增加。因此如何在不改變驅動段結構尺寸條件下，提升低運行Ma數下的試驗雷諾數成為研究重點。

發明內容

本發明提出一種提高管風洞試驗雷諾數的喉道結構，以解決現有技術在寬Ma數管風洞設計中難以兼顧低Ma數運行時試驗雷諾數較低的問題。

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：

一種提高管風洞試驗雷諾數的喉道結構，為一種雙膨脹-多喉道結構，包括上游段，過渡段和下游段，其中上游段，過渡段和下游段自左至右構成所述喉道結構，上游段，過渡段和下游段之間由法蘭固定，所述喉道結構放置于風洞試驗的管風洞驅動段和實驗段之間，上游段左端與管風洞驅動段固定連接，連接處設有膜片，下游段的右端與實驗段固定連接，上游段的喉道結構為亞聲速膨脹段的錐形結構形式，左端喉道截面積小，右端喉道截面積大，過渡段中部含多喉道并聯噴管結構，所述多喉道并聯噴管結構具有多個并聯的錐形噴管，用于在多喉道并聯噴管結構入口產生聲速線，下游段中部為收縮的下游噴管，右端為超聲速膨脹段，所述超聲速膨脹段也是一種錐形結構形式，左端喉道連接下游噴管，截面積小，右端喉道連接實驗段，截面積大，錐形壁面為曲面。

其特征在于，所述喉道結構的工作介質是空氣，或除空氣外的其他氣態介質。

其特征在于，所述喉道結構的流道截面形狀為矩形或圓形。

其特征在于，所述多喉道并聯噴管結構內部設有整流裝置，用于整合流體，提高流場品質，所述整流裝置為阻尼網或蜂窩器。

其特征在于，過渡段內多喉道并聯噴管結構為整個內流通道的限流結構，下游噴管的截面積應大于多喉道并聯噴管結構入口截面積之和，同時還應小于下游噴管允許的極限取用面積，該面積是滿足所述喉道結構正常工作的最小面積。

有益效果：