[發明專利]一種來流參數寬范圍可調的亞-超剪切層研究實驗裝置

有效

• 申請號: 201810515945.5
• 申請日: 2018-05-25
• 公開（公告）號: CN108709715B
• 公開（公告）日: 2019-04-19
• 發明（設計）人: 李江;馬凱;呂雪陽;李強;劉洋;陳錚夏;尚帥
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: G01M10/00
• 分類號: G01M10/00
• 代理公司: 陜西增瑞律師事務所 61219
• 代理人: 劉艷霞

本發明公開了一種來流參數寬范圍可調的亞?超剪切層研究實驗裝置，包括相連接且內部連通的試驗段腔體和觀察段腔體，試驗段腔體的前端用于與亞聲速氣流裝置相連通；試驗段腔體內沿軸向安裝有超聲速噴管，超聲速噴管與高溫氣流相連通，超其內內用于高溫氣流貫穿通過，變為超聲速氣流；超聲速噴管與試驗段腔體的走向相一致，其后端穿出試驗段腔體的后端；超聲速噴管的寬度與試驗段腔體的寬度相一致，安裝超聲速噴管后，將試驗段腔體內分成上下兩個獨立的流道，使進入的亞聲速氣流分成對應的兩路，由該兩個流道貫穿通行，超聲速氣流與亞聲速氣流由對應的出口進入觀察段腔體內，進入的同時，兩種氣流進行剪切混合。能夠滿足來流參數寬范圍可調節的亞?超剪切層發展特性研究。

技術領域

本發明屬于內嵌火箭沖壓組合發動機技術領域，具體涉及一種來流參數寬范圍可調的亞-超剪切層研究實驗裝置。

背景技術

內嵌火箭沖壓組合發動機以其能夠兼顧火箭發動機的大推力性能以及沖壓發動機的高比沖性能而被廣泛關注，自然其工作過程中所涉及的流動燃燒問題的研究則具有重要意義。超聲速火箭尾流與亞聲速沖壓氣流之間的混合流動過程對于燃燒室的高效燃燒及發動機性能具有直接影響關系。因此，對于亞-超剪切層一類的可壓縮剪切層研究十分必要。相比于一般可壓縮剪切混合流動而言，火箭尾氣與沖壓氣流之間形成的剪切層具有速度梯度大、溫度梯度大、發展空間受限等特點，從而導致剪切混合流可壓縮性更強，流場結構更加復雜。而目前，對于亞-超剪切層的實驗研究多針對相對較小的速度梯度以及溫度梯度工況展開。例如，比較典型的Stanford大學高溫氣動實驗室(Journal of FluidMechanical,1995)的可壓縮剪切層實驗裝置為二維平面亞-超剪切，主要包括增壓段、試驗段、擴張段等，其中增壓段內由超聲速噴管和亞聲速噴管組成，中間由隔板隔開；而亞聲速和超聲速氣流均是經過空壓機壓縮進入一定規格的儲箱，并分別在各自控制閥的作用下提供來流條件。該裝置實驗過程中速度范圍為110～508m/s,溫度為常溫；后期經過改進(Tobias Rossmann的博士論文)，溫度最高可達700K。國內國防科學技術大學的超聲速混合層風洞(趙玉新博士論文)為真空抽吸式結構，主要用于研究超-超氣流之間的剪切作用，實驗溫度為常溫，速度范圍為400～670m/s。綜合國內外的研究發現，目前亞-超剪切層研究的實驗裝置大多針對對流馬赫數Mc<1，的情況開展研究，Mc＝(u1-u2)/(c1+c2),其中u為氣流速度，c為氣流的當地聲速，而對于更高的Mc狀態相應的實驗研究則較少。因此，一種來流參數大梯度寬范圍可調節的亞-超剪切層研究實驗裝置的設計尤為重要。

發明內容

本發明所要解決的技術問題在于針對上述現有技術的不足，提供一種來流參數寬范圍可調的亞-超剪切層研究實驗裝置，能夠滿足來流參數寬范圍可調節的亞-超剪切層發展特性研究。

為解決上述技術問題，本發明采用的技術方案是，一種來流參數寬范圍可調的亞-超剪切層研究實驗裝置，包括相連接且內部連通的試驗段腔體和觀察段腔體，試驗段腔體的前端用于與亞聲速氣流裝置相連通；試驗段腔體內沿軸向安裝有超聲速噴管，超聲速噴管與高溫氣流相連通，其內用于高溫氣流貫穿通過，變為超聲速氣流；超聲速噴管與試驗段腔體的走向相一致，其后端穿出試驗段腔體的后端；超聲速噴管的寬度與試驗段腔體的寬度相一致，安裝超聲速噴管后，將試驗段腔體內分成上下兩個獨立的流道，使進入的亞聲速氣流分成對應的兩路，由該兩個流道貫穿通行，超聲速氣流與亞聲速氣流由對應的出口進入觀察段腔體內，進入的同時，兩種氣流進行剪切混合。

進一步地，還包括燃氣發生器，燃氣發生器與超聲速噴管相連通，其內用于不同當量比的乙烯與空氣混合燃燒，以提供不同溫度的高溫氣流。

進一步地，該聲速噴管沿氣流流向上包括依次相連接的支板、燃氣整流段和拉法爾噴管段；支板沿氣流流向包括一體連接的實心楔形段和等直段，等直段與燃氣整流段的進口端一體密封連接；燃氣整流段和拉法爾噴管段一體連接、且相連通，形成貫通的腔體，且在沿氣流方向上，拉法爾噴管段的內型面為拉法爾結構；燃氣整流段上、且位于其前端開設有連通外部與腔體的通孔。