[發明專利]一種模擬飛行器外流的引射噴管實驗裝置的設計方法

有效

• 申請號: 202010847794.0
• 申請日: 2020-08-21
• 公開（公告）號: CN112035952B
• 公開（公告）日: 2021-07-27
• 發明（設計）人: 黃河峽;魯世杰;李子杰;秦源;譚慧俊;林正康;馬志明
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/28;G06F111/04;G06F111/10;G06F113/08;G06F113/28
• 代理公司: 南京蘇高專利商標事務所(普通合伙) 32204
• 代理人: 張弛

本發明公開了一種模擬飛行器外流的引射噴管實驗裝置的設計方法。該方法采用特征線法設計出特定飛行馬赫數下外流噴管子午面的初始型線，然后通過調整外流道對稱因子G和喉道高度h得到符合要求的外流道非對稱噴管子午面型線，并進一步得到外流道三維模型，最后設計外流穩壓段和周向分布式進氣段。本設計方法利用特征線法設計出外流通道，可以較大程度上利用原有實驗組件，方法簡單、程序易于實現，可設計不同馬赫數下的外流道型面。采用本設計方法產生的超聲速氣流不存在膨脹波和激波，且流動參數均勻，能夠在保證經濟性的前提下準確模擬出飛行器的外流環境，為開展飛行器高空飛行工況的內外流耦合機理研究提供了一種切實可行的實驗裝置設計方法。

技術領域

本發明涉及飛行器氣動實驗領域，尤其是一種可模擬外流實驗裝置的設計方法。

背景技術

TBCC尾噴管由于在很大的落壓比范圍內工作，且通過的質量流量變化幅度也較大，其擴張比從起飛狀態下的2變化至超聲速巡航狀態時的15-20，需要采用變幾何的方法來調節喉道和擴張角度，而這增加了噴管構型的復雜程度和附加阻力。因此需要通過氣動方法設計包含多流路流體的噴管，在構型上容易實現且又不帶來附加阻力。應用于超聲速飛行器的引射噴管將來自進氣道邊界層的溢流或來自冷卻流路、外涵道的氣體(次流)引射，與流出主噴管的氣體(主流)進行剪切及動能的摻混，從而提高次流流體的動能，主次流流體共同流出引射噴管以提高推力。

由于實際引射噴管在工作過程中不可避免將受到飛行器外流的影響，特別是在低速與跨聲速飛行狀態下，引射噴管第三流路輔助進氣門打開，此時外流氣流直接被吸入到引射噴管內，外流條件將直接影響到引射噴管的工作性能。

常用的模擬方法是開展高速風洞實驗，通過風洞噴管來模擬高速氣流(BresnabanD.L,Performance of an Aerodynamically positioned Auxiliary Inlet EjectorNozzle at Mach numbers from 0to 2.0,NASA TM-X-2023)。這種設計方法非常復雜，需要專門設計支撐系統，通過支撐給引射噴管主次流供氣，并且為了消除引射噴管上游型面對流場的干擾，還需專門設計整流罩。

另一種常用噴管實驗通常在噴管入口處設置一高壓氣源以模擬上游邊界條件，噴管出口則連接低壓氣源或大氣以模擬下游條件。這種方法能夠在難度較小、經濟性較好的前提下模擬出噴管的工作狀態，但無法準確模擬外流情況，尤其是外流和主流之間相互耦合并進一步對主流流場產生影響。

為此，需要尋找一種模擬飛行器外流的引射噴管實驗裝置的實際方法，在保證經濟性的前提下模擬飛行器外流，從而更好得研究飛行器在高空實際飛行狀態下的工作情況。

發明內容

本發明提供了一種模擬飛行器外流實驗裝置的設計方法，能夠在不開展高速風洞實驗的前提下模擬出飛行器外的超聲速氣流。

為達到上述目的，本發明的設計方法可采用如下技術方案：

一種模擬飛行器外流的引射噴管實驗裝置的設計方法，包括以下步驟：

(1)提供飛行器飛行馬赫數及引射噴管實驗裝置原型，該實驗裝置原型包含包括圓轉圓法蘭段(1)、與圓轉圓法蘭段后端同軸連接的主噴管段(2)、圍繞主噴管段的次流噴管段(9)、外流噴管段(8)；外流噴管段(8)包括圍繞次流噴管段(9)的中心體(14)、圍繞中心體的外罩(15)；中心體面對外罩的內表面自前向后逐漸向次流噴管段一側靠近而形成擴張型面；所述外罩面對中心體的內表面自前向后逐漸向外擴張，且外罩的內表面向后延伸的長度超過中心體的內表面向后延伸的長度；

(2)基于提供的飛行馬赫數，確定外流噴管(8)擴張比，并通過特征線法得到外流噴管子午面的初始型線(11)，若該型線滿足已有實驗裝置的幾何約束和流量約束，則進行步驟(6)，若不滿足，則進行步驟(3)；