专利名称：一种改变超声速风洞模型实验马赫数的装置及工作方法
技术领域：
本发明涉及的是一种可改变超声速风洞模型实验马赫数的实验技术，属于超声速进气道技术领域、空气动力学实验技术领域。
背景技术：
风洞，是进行空气动力学实验的主要设备。所谓风洞就是按一定要求专门设计的一种管道，在这个特殊的管道中，采用适当的动力装置在管道中产生可以调节的气流，实验段中能够模拟或基本上模拟实物在大气流场中的情况，用来进行各种类型的空气动力学实验。实验时用支杆或支架把模型固定在实验段内，当气流吹过模型时，模型上的压力参数通过传感器或导管输出到测量仪器上，从而获得模型上的实验数据。按风洞实验段中气流速度或马赫数的大小，风洞可以分为以下几种类型低速风洞( Μ = 0~0.3 )、亚声速风洞 (Μ = 0.3-0.8),跨声速风洞(il& = 0.8~1.5 )、超声速风洞(Mi = 1.5~45 )、高超声速风洞 (Ma = 4.5-10 )、极高速风洞等几类。对于超声速风洞来说，其实验段的气流马赫数是不能调节的，如果需要改变实验段的气流马赫数，则必须更换相应的喷管，每一个喷管对应于一个固定的气流马赫数，如 Mal. 5、MaL 8、Ma2. 0、Ma2. 5等。由于喷管型面数量有限，超声速风洞只能进行有限几个气流马赫数的实验，对于不在风洞实验马赫数范围内的情况，如模型的设计马赫数为Mal. 6, 一般通过Mal. 5和Mal. 8两种实验状态下的参数插值得到。因此，对于设计马赫数不在风洞实验马赫数范围内的情况，通过风洞实验不能获得模型在设计状态的性能参数，无法对设计和数值仿真的结果进行校核，而且通过线性插值得到的性能参数无法验证其准确度。
发明内容
本发明目的是提供一种可改变超声速风洞模型实验马赫数的实验技术，通过一个楔形的激波板产生的激波来改变实验模型前的气流马赫数。该方法可应用于超声速进气道，实验模型可以是全机模型，也可以是只包含前机身/进气道在内的半机模型。本发明可以解决目前超声速风洞无法获知实验模型在某些特定马赫数下的性能参数的问题，可用于飞行器或进气道方案的气动特性研究，从而获得在特定马赫数下的真实性能。本发明为实现上述目的，采用如下技术方案
一种改变超声速风洞模型实验马赫数的装置，包括实验模型以及风洞支撑构件，所述的风洞支撑构件包括支撑底座以及风洞支撑，所述的实验模型通过所述的支撑底座固定在所述的风洞支撑上，其特征在于还包括一激波板，该激波板固定在所述的风洞支撑构件上本发明的实验模型轴线和激波板上表面平行，激波板与风洞来流方向成一攻角I该攻角δ满足
权利要求
1.一种改变超声速风洞模型实验马赫数的装置，包括实验模型(4)以及风洞支撑构件，所述的风洞支撑构件包括支撑底座(6)以及风洞支撑(7)，所述的实验模型(4)通过所述的支撑底座(6)固定在所述的风洞支撑(7)上，其特征在于还包括一激波板(2)，该激波板(2)固定在所述的风洞支撑构件上。
2.根据权利要求I所述的一种改变超声速风洞模型实验马赫数的装置，其特征在于 所述激波板的激波角满足如下关系式
3.根据权利要求I或2所述的一种可改变超声速风洞模型实验马赫数的装置，其特征在于实验模型(4)的轴线和激波板(2)的上表面平行。
4.根据权利要求3所述的一种可改变超声速风洞模型实验马赫数的装置，其特征在于激波板(2)与风洞来流方向成一攻角δ，该攻角δ满足
5.基于权利要求I所述的一种可改变超声速风洞模型实验马赫数的装置的工作方法， 其特征在于包括如下步骤第一步根据风洞实验段气流马赫数(I)和模型需要的马赫数，按照斜激波关系式计算激波板(2)和气流的夹角δ，使得激波板(2)后的气流马赫数等于模型需要的马赫数； 第二步通过风洞攻角调节机构调整激波板(2)与气流的攻角大小为第一步的计算值δ ；第三步按常规风洞实验方法进行风洞实验，获得模型的性能参数。
全文摘要
本发明公开了一种改变超声速风洞模型实验马赫数的装置及工作方法，涉及超声速风洞实验技术领域。本发明包括实验模型以及风洞支撑构件，所述的风洞支撑构件包括支撑底座以及风洞支撑，所述的实验模型通过所述的支撑底座固定在所述的风洞支撑上，还包括一激波板，该激波板固定在所述的风洞支撑构件上。本发明一种可改变超声速风洞模型实验马赫数的装置，解决了现有超声速风洞不能进行某些马赫数下的模型实验的问题，避免了通过大于和小于设计马赫数下两种实验状态下的参数插值带来的误差问题，从而获得实验模型在特定马赫数下的真实气动性能，并减少了一半的风洞实验费用。
文档编号G01M9/08GK102607799SQ20121002916
公开日2012年7月25日 申请日期2012年2月10日 优先权日2012年2月10日
发明者李博, 李航, 郭荣伟 申请人:南京航空航天大学