专利名称：超声速轴对称混合层风洞的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种风洞，尤其涉及一种超声速轴对称混合层风洞。
背景技术：
超声速轴对称混合层是指两股流动参数不同的同轴高速气流在自由或受限空间 内混合形成的流场结构，广泛存在于超燃冲压发动机、超声速引射器、高速导弹气幕冷却光 学窗口以及高能激光器的气动窗口等流场中，所涉及的流动稳定性、转捩、涡结构相互作用 和湍流等问题远较不可压缩混合层复杂，相关研究亟待深入开展。风洞是产生超声速轴对称混合层的重要装置。由于存在不稳定性，风洞边界的任 何微小扰动都可能改变混合层的流场结构，导致转捩提前发生，甚至在来流流场品质较差 的风洞中，来流边界层和实验段壁面本身就存在各种频率的扰动，这对于研究混合层流场 结构是十分不利的。超声速轴对称混合层具有三维、非定常和多尺度的特征，定量流动成像 技术是研究这些特征的重要手段，它需要混合层风洞具有良好的光学测量环境，相应的风 洞光学窗口需要针对研究对象的特点进行设计。斯坦福大学的博士 论文 “An experimental investigation of highcompressibility mixing layers. T. Rossmann，2001” 在广泛借鉴已有混合层风洞设 计经验的基础上，提出了基于激波管和高压储气罐驱动的可压缩混合层风洞。该风洞的高 速流动由激波管驱动，低速流动由铝制储气罐供应，是典型的下吹式风洞。为了产生混合 层，风洞喷管段上、下壁面分别为高、低速喷管壁，二者之间利用分隔板隔开从而在喷管出 口产生马赫数不同的气流。喷管无粘壁面曲线采用特征线法设计，边界层的影响采用经验 公式修正。喷管段下游直接连接风洞试验段，其尺寸为IOcm宽、40cm高、1.2m长。由于原 激波管是一座炮风洞的驱动系统，相应的混合层风洞喷管与实验段实际是放置在该炮风洞 的实验段中。AIAAiU ^ "A. D. Cutler, Supersonic Coaxial Jet Experiment forCFD Code Validation, AIAA_99_3588，1999”提出了一种同轴射流实验装置，该装置由内外两层同轴 喷管构成，内外喷管马赫数均为1. 8，但由于内喷管总温较高，相应的流动速度较大。内喷管 直径10. 0mm，外喷管直径60. 47mm，喷管气体直接排到大气中。因此，现有技术中缺少专门研究轴对称混合层的风洞；已知技术中的同轴射流装 置，湍流度高，出口受自由大气影响；在实际的风洞测试中，光学测试环境较差，严重影响了 使用光学非接触测试技术对全流场的观测。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种产生超声速轴对称混合层的风洞，用于研究 展向曲率对超声速混合层流场结构的影响，并且便于光学非接触测试技术的实施。为解决上述技术问题，本发明提供了一种超声速轴对称混合层风洞，包括过渡 段，用于引入气流；稳定段，连接在过渡段的下游，具有第一分隔板，将稳定段的内腔分隔为上腔和下腔，用于将引入的气流分成两股气流；以及喷管实验段，连接在稳定段的下游，并 相对于一旋转轴线呈扇形的轴对称结构，混合实验部的周壁的横截面呈扇形环状，周壁上 形成有透明窗口，周壁包括外周壁、内周壁以及连接外周壁和内周壁的两个侧壁，喷管实验 段形成有喷管部，其中设置有第二分隔板，以将来自上腔和下腔中的两股气流分别加速至 超声速状态，以及混合实验部，设置在喷管部的下游，用于混合超声速状态的两股气流以形 成轴对称混合层。进一步地，超声速轴对称混合层风洞还包括扩压段，具有沿朝向下游方向收缩的 内腔结构。进一步地，上述超声速轴对称混合层风洞还包括中过渡段，连接在稳定段和喷管 实验段之间，其通道的截面形状从与上游端的稳定段对应的截面形状过渡到与下游端的喷 管实验段对应的截面形状，中过渡段中形成有连接在第一分隔板和第二分隔板的第三分隔 板。进一步地，上述超声速轴对称混合层风洞的第二分隔板、第一分隔板以及连接在 该二者之间的第三分隔板相延续地形成一体中隔板结构。进一步地，第二分隔板可拆卸地设置在所述喷管实验段中。进一步地，过渡段的横截面从上游端向下游端呈由圆形轮廓向矩形轮廓过渡的变 化形态。进一步地，稳定段的横截面呈矩形。进一步地，外周壁和内周壁中之一形成第一喷管膨胀边，第一喷管膨胀边的壁面 相对旋转轴线的旋转母线为第一喷管型面曲线，外周壁和内周壁中之另一形成喷管非膨胀 边，该喷管非膨胀边的壁面沿旋转轴线方向的旋转母线为直线。进一步地，喷管部中的第二分隔板形成第二喷管膨胀边，该第二喷管膨胀边的壁 面相对于旋转轴线的旋转母线为第二喷管型面曲线。进一步地，喷管非膨胀边的壁面为柱面或锥面。进一步地，喷管实验段的各个周壁一体形成，从而喷管膨胀边的壁面和喷管非膨 胀边的壁面均形成一体的连续壁面。进一步地，喷管实验段的通道横截面的周径比t彡3，其中t按照下式确定t = c’ /r’，其中c’为喷管出口处非膨胀边壁面的周向长度，r’为喷管出口处非膨胀边壁面与 膨胀边壁面之间的空间距离。进一步地，喷管实验段的外周壁和内周壁中的一个或两个上形成有透明窗口，两 个侧壁中的一个或两个上形成有透明窗口。进一步地，透明窗口向前延伸到喷管部的亚声速段所在区域。进一步地，喷管实验段的第二分隔板的下游端形成有斜劈。进一步地，斜劈具有呈弧面或平面状倾斜的过渡表面及由过渡表面形成的尖端边缘。进一步地，稳定段的上腔中设置有总压调节器，总压调节器为双层孔板，通过调整 两孔板的错位程度进行流道的改变和来流总压的调节。进一步地，稳定段中还包括位于总压调节器下游的跨越上腔和下腔的整流装置， 整流装置包括蜂窝器和沙网。
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本发明具有以下技术效果1.环形流道的流场结构很难通过光学非接触测试技术进行观测，本发明通过将风 洞的喷管实验段配置为相对于一旋转轴线(0)呈扇形的轴对称结构，使所述混合实验部的 周壁的横截面呈扇形环状，并且在周壁上形成有透明窗口，这样既可以模拟全环流道的超 场速轴对称流场，又便于实施光学非接触测试技术。2.由于在喷管实验段的喷管部中设置了分隔板，因而可以在喷管部生成两个超声 速气流，从而在混合实验部形成超声速轴对称混合层的流场，以实现对超声速轴对称混合 层的流场特性的研究。3.在所述稳定段2和所述喷管实验段3之间设置截面过渡的中过渡段5，可以使 稳定段的气流平稳地进入喷管实验段，从而有利于生成理想的轴对称混合层流场流态。4.将喷管实验段的周径比设置为大于3，优选大于4，可以有效地消除左右连接侧 壁的边界层对混合层流场的影响，以利于获得理想的流场流态。5.喷管实验段的各个周壁一体形成，从而所述喷管膨胀边的壁面和喷管非膨胀边 的壁面均形成一体的连续壁面，因而整个喷管壁面曲率连续，有利于全流场消波。6.本发明采用扇形截面的喷管实验段，从而通过部分环形流道来模拟全环形流 道，节省了加工经费，降低了风洞流量，节省了试验费用。7.第二分隔板是可拆卸地设置，从而通过更换第二分隔板，可以实现对混合层进 行控制。8.所述喷管实验段的透明窗口从所述混合实验部向上游延伸到所述喷管部的亚 声速区域，更优选地，可以向上游一直延伸到喷管部的入口，这样便于采用光学非接触测试 技术对全流场的观测。9.通过在喷管实验段中的第二分隔板的下游端设置转捩部，可以实现可控制的流 场流态，混合层流场品质好，二维特性好。10.斜劈具有过渡表面及位于下游端的尖端边缘，有利于消除混合层激波。除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。 下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实 施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中图1示出了本发明的超声速轴对称混合层风洞的整体结构示意图；图2为图1中的超声速轴对称混合层风洞的剖视立体结构示意图；图3为图1中的超声速轴对称混合层风洞的喷管实验段的立体结构示意图；图4为喷管实验段的喷管部沿旋转轴线的纵向剖面的6种构型示意图，其中未示 出第二分隔板。
具体实施例方式以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由权利要求限定 和覆盖的多种不同方式实施。
本文中所称的外周壁是指风洞结构中相对于喷管实验段的旋转轴线而言位于较 远侧的周壁，内周壁是指风洞结构中相对于该旋转轴线而言位于较近侧的周壁。参见图1，图2，示出了根据本发明的一种超声速轴对称混合层风洞，包括前过渡 段1，用于引入气流，并对气流进行第一级整流，将外界的无规律流动的气流通过前过渡段 1使之形成具有一定流动特性的气流，为其进入稳定段2做好准备；稳定段2，连接在过渡段 1的下游，具有第一分隔板21，将稳定段2的内腔分隔为上腔201和下腔202，用于将引入的 气流分成两股气流，并将分隔后的两股气流送入喷管实验段3中以便进行实验；以及喷管 实验段3，连接在稳定段2的下游，并相对于一旋转轴线0呈扇形的轴对称结构，使本实施例 的超声速轴对称混合层风洞可以模拟全环流道的超声速轴对称流场。喷管实验段3的周壁的横截面呈扇形环状，周壁上形成有透明窗口，周壁包括外 周壁3a、内周壁3b以及连接外周壁3a和内周壁3b的两个侧壁3c，3d，包括喷管部31，其 中设置有第二分隔板33，以将来自上腔201和下腔202中的两股气流分别加速至超声速状 态，可以使风洞混合实验部入口两股气流的速度场均满足超声速气流分布，从而在混合实 验部形成超声速轴对称混合层的流场，以实现对超声速轴对称混合层的流场特性的研究； 以及混合实验部32，用于混合超声速状态的两股气流以形成轴对称混合层，从而在风洞中 可以获得理想的超声速轴对称混合层，以便于对超声速轴对称混合层的流场特性进行研 允。在喷管实验段3的下游设置有扩压段4，具有沿朝向下游方向收缩的内腔结构。扩 压段4可以对进入其中的在喷管实验段3中已经调试好的气流进行扩压节能，以提高风洞 的启动性能，并将处理之后的气流送入下一个阶段。由于喷管实验段3的结构特性，在稳定段2和喷管试验段3之间还设置有中过渡 段5，其通道的截面形状从与上游端的稳定段2对应的截面形状过渡到与下游端的喷管实 验段3对应的截面形状，可以使稳定段2的气流平稳地进入喷管实验段3，从而有利于生成 理想的轴对称混合层流场流态。中过渡段5中还形成有连接在第一分隔板21和第二分隔 板33的第三分隔板51。中过渡段5的这种结构，使稳定段2和喷管实验段3无需设置过渡 段，不用影响原有结构，能够保证实验的稳定进行。中过渡段5又可以单独进行加工，避免 了在稳定段2或者喷管实验段3中设置这一过渡段时具有较复杂的工艺结构，提高了加工 难度，增加了成本等问题的出现，可以使稳定段2的气流平稳地进入喷管实验段3，从而有 利于生成理想的轴对称混合层流场流态。在一个未示出的实施例中，喷管实验段3与扩压 段4之间还设置有后过渡段，该过渡段通道的截面形状从与上游端的喷管实验段3对应的 截面形状过渡到与下游端的扩压段4对应的截面形状，使喷管实验段3与扩压段4的衔接 更加自然，也减少了加工难度，提高了实验精度。本实施例中的超声速轴对称混合层风洞，其第二分隔板33、第一分隔板21以及连 接在该二者之间的第三分隔板51相延续地形成一体中隔板结构，当为了满足不同实验需 要而对中隔板上的相关结构进行调整时，可以很方便地将已安装的中隔板拆除，并换装已 经调整为所需结构的中隔板，能够有效地提高实验效率，节约时间。更进一步地，第二分隔 板33可拆卸地设置在喷管实验段3中，由于第二分隔板33的重要性以及为了满足实验需 要而对其结构上具有特殊要求，因此，单独将第二分隔板33可拆卸地设置，可以实现对混 合层进行控制，在进行加工时，也可以对不同的部件进行加工，简化了加工工艺，节约了加工工时，同时，即使第二分隔板33出现问题，也只需要对其本身进行更换，其它部分仍然可 以沿用。本实施例中，超声速轴对称混合层风洞的过渡段1的横截面从上游端向下游端呈 由圆形轮廓向矩形轮廓过渡的变化形态。入口处圆形轮廓可以方便地与外部送风设备的圆 形出风口相连接。如果外部送风设备的出风口为矩形，则过渡段上游端只需要配置相应的 矩形轮廓即可。过渡段1与稳定段2连接的下游端形成矩形轮廓，可以与稳定段2的矩形 轮廓良好衔接。稳定段2的横截面呈矩形，包括相平行的外周壁和内周壁以及连接外周壁 和内周壁的两个侧壁，可以使从过渡段1进入的气体在其中稳定的流动。在一个未示出的实施例中，过渡段1的内腔中还可以设置有第四分隔板，将所述 过渡段1的内腔分为上腔和下腔。过渡段的上腔和下腔中可以分别用于通入不同介质的气 体，以满足不同的实验要求。喷管实验段3中，外周壁3a和内周壁3b中之一形成第一喷管膨胀边，第一喷管 膨胀边的壁面相对旋转轴线的旋转母线为第一喷管型面曲线Li，外周壁3a和内周壁3b中 之另一形成喷管非膨胀边，该喷管非膨胀边的壁面沿旋转轴线方向的旋转母线为直线L2。 喷管部31中的第二分隔板33形成第二喷管膨胀边，该第二喷管膨胀边的壁面相对于旋转 轴线的旋转母线为第二喷管型面曲线。喷管非膨胀边的壁面为柱面或锥面。喷管实验段3 的各个周壁一体形成，从而喷管膨胀边的壁面和喷管非膨胀边的壁面均形成一体的连续壁 面，因而整个喷管壁面曲率连续，有利于全流场消波。再参见图4，其所示为喷管实验段沿旋转轴线的纵向剖面的6种构型，分别标以 (a)、(b)、(c)、(d)、(e)、(f)，从这种6种构型中可以看到，外周壁3a、以及第二分隔板33 分别由各自母线沿旋转轴线0方向旋转之后形成，内周壁3b为圆柱形或圆锥形，外周壁 3a(或第二分隔板33)形成喷管的喷管型面曲线，或者是内周壁3b(或第二分隔板33)形成 喷管型面曲线，外周壁3a为圆柱形或圆锥形。6种构型(为简洁起见，图中未示出第二分隔 板33)具体说明如下。在第(a)种构型中，相对于旋转轴线0，外周壁3a的母线为喷管型面曲线Li，内周 壁3b的母线为直线Li，且直线Ll相对旋转轴线0平行；在第(b)种构型中，相对于旋转轴线0，外周壁3a的母线为喷管型面曲线Li，内周 壁3b的母线为直线L2，且直线L2相对旋转轴线0以预定夹角倾斜，从上游到下游逐渐远离 旋转轴线0 ；在第(c)种构型中，相对于旋转轴线0，外周壁3a的母线为喷管型面曲线Li，内周 壁3b的母线为直线L2，且直线L2相对旋转轴线0以预定夹角倾斜，从上游到下游逐渐靠近 旋转轴线0 ；在第(d)种构型中，相对于旋转轴线0，外周壁3a的母线为直线L2，内周壁3b的 母线为喷管型面曲线Li，且直线L2相对旋转轴线0平行；在第(e)种构型中，相对于旋转轴线0，外周壁3a的母线为直线L2，内周壁3b的 母线为喷管型面曲线Li，且直线L2相对旋转轴线0以预定夹角倾斜，从上游到下游逐渐靠 近旋转轴线0 ；在第(f)种构型中，相对于旋转轴线0，外周壁3a的母线为直线L2，内周壁3b的 母线为喷管型面曲线Li，且直线L2相对旋转轴线0以预定夹角倾斜，从上游到下游逐渐远离旋转轴线0。另外，为了克服全环形风洞测试困难的问题，本发明的环形实验段中喷管实验段3 的通道横截面的周径比t彡3，其中t按照下式确定t = c’ Iτ,(其中c’为非膨胀边壁面 的周向长度，其中c’为喷管出口处非膨胀边壁面的周向长度，r’为喷管出口处非膨胀边壁 面与膨胀边壁面之间的空间距离。优选地，周径比t ^ 4，可以有效地消除左右连接侧壁的 边界层对目标混合层流场的影响，以利于获得理想的流场流态。喷管实验段3的外周壁3a和内周壁3b中的一个或两个上形成有透明窗口，两个 侧壁3c，3d中的一个或两个上形成有透明窗口，特别是可以在其四个周壁均形成透明窗 口，因而便于光学非接触测试技术实施，便于观察混合层流场结构，能够研究来流边界层流 场结构的影响。虽然图1和2中示出透明窗口是设置在混合实验部32，可以知道，喷管实验 段3的透明窗口还可以从混合实验部32向上游延伸到喷管部31的亚声速区域，优选地，可 以向上游一直延伸到喷管部31的入口，这样便于采用光学非接触测试技术对全流场进行 观测。喷管实验段3的第二分隔板33的下游端形成有斜劈331，斜劈331具有呈弧面或 平面状向下游内侧倾斜的过渡表面及位于下游端的尖端边缘，有利于消除混合层激波，可 以控制气体流态，使其满足风洞流场品质的要求。为了控制混合层来流的流态，分隔板表面 采用超精细技工技术控制其纹理，用于诱发上游边界层不稳定波，实现下游混合层的流动 控制。为了便于对流入气体的压力进行调节，使进入的气体具有不同的流态，在低马赫 数一侧装有总压调节器23，用以调整低马赫数气流总压，从而可以使喷管实验段3的喷管 部31的上腔和下腔的出口的静压相等。在本实施例中，是在稳定段2的上腔201中设置总 压调节器23，可调节流过其内的气流总压。总压调节器23为双层孔板，可以通过调整两孔 板的错位程度进行流道的改变和来流总压的调节。稳定段2中还包括位于总压调节器23 下游的分别设置在上腔201和下腔202的整流装置22，该整流装置22包括蜂窝器和沙网。 总压调节器23利用气体粘性耗散效应调节来流总压，实现混合层的压力匹配，而蜂窝器可 有效的抑制来流的横向脉动，沙网可使大尺度旋涡碎裂为小尺度旋涡。二者的层数和排列 方式可根据流场的均勻度进行组合。喷管实验段型面整体设计整体加工，以优化喷管曲线， 减小喷管边界层厚度，抑制杂波产生。其周壁整体加工，中部不需要法兰连接，从而克服了 法兰连接产生激波的问题。由上述描述可知，根据本发明的超声速轴对称混合层风洞，既可以模拟全环流道 的超声速轴对称流场，又便于实施光学非接触测试技术，在混合实验部形成超声速轴对称 混合层的流场，可以实现对超声速轴对称混合层的流场特性的研究，可以有效地消除左右 连接侧壁的边界层对目标混合层流场的影响，以利于获得理想的流场流态，可以实现可控 制的流场流态，混合层流场品质好，二维特性好，并有利于全流场消波。以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技 术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修 改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
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权利要求
一种超声速轴对称混合层风洞，其特征在于，包括过渡段(1)，用于引入气流；稳定段(2)，连接在所述过渡段(1)的下游，具有第一分隔板(21)，将稳定段的内腔分隔为上腔(201)和下腔(202)，用于将引入的气流分成两股气流；以及喷管实验段(3)，连接在所述稳定段(2)的下游，并相对于一旋转轴线(O)呈扇形的轴对称结构，所述喷管实验段(3)的周壁的横截面呈扇形环状，所述周壁上形成有透明窗口，所述周壁包括外周壁(3a)、内周壁(3b)以及连接所述外周壁(3a)和内周壁(3b)的两个侧壁(3c，3d)，所述喷管实验段(3)形成有喷管部(31)，其中设置有第二分隔板(33)，以将来自所述上腔(201)和下腔(202)中的两股气流分别加速至超声速状态，以及混合实验部(32)，设置在所述喷管部(31)的下游，用于混合超声速状态的所述两股气流以形成轴对称混合层。
2.根据权利要求1所述的超声速轴对称混合层风洞，其特征在于，还包括扩压段(4)， 具有沿朝向下游方向收缩的内腔结构。
3.根据权利要求1所述的超声速轴对称混合层风洞，其特征在于，还包括中过渡段 (5)，连接在所述稳定段(2)和所述喷管实验段(3)之间，其通道的截面形状从与上游端的 所述稳定段(2)对应的截面形状过渡到与下游端的所述喷管实验段(3)对应的截面形状， 所述中过渡段(5)中形成有连接在所述第一分隔板(21)和第二分隔板(33)的第三分隔板 (51)。
4.根据权利要求3所述的超声速轴对称混合层风洞，其特征在于，所述第二分隔板 (33)、所述第一分隔板(21)以及连接在该二者之间的第三分隔板(51)相延续地形成一体 中隔板结构。
5.根据权利要求1所述的超声速轴对称混合层风洞，其特征在于，所述第二分隔板 (33)可拆卸地设置在所述喷管实验段(3)中。
6.根据权利要求1所述的超声速轴对称混合层风洞，其特征在于，所述过渡段(1)的横 截面从上游端向下游端呈由圆形轮廓向矩形轮廓过渡的变化形态。
7 .根据权利要求1所述的超声速轴对称混合层风洞，其特征在于，所述稳定段(2)的横 截面呈矩形。
8.根据权利要求1所述的超声速轴对称混合层风洞，其特征在于，所述外周壁(3a)和 内周壁(3b)中之一形成第一喷管膨胀边，所述第一喷管膨胀边的壁面相对所述旋转轴线 的旋转母线为第一喷管型面曲线，所述外周壁(3a)和内周壁(3b)中之另一形成喷管非膨 胀边，该喷管非膨胀边的壁面沿所述旋转轴线方向的旋转母线为直线。
9.根据权利要求8所述的超声速轴对称混合层风洞，其特征在于，所述喷管部(31)中 的所述第二分隔板(33)形成第二喷管膨胀边，该第二喷管膨胀边的壁面相对于所述旋转 轴线的旋转母线为第二喷管型面曲线。
10.根据权利要求8所述的超声速轴对称混合层风洞，其特征在于，所述喷管非膨胀边 的壁面为柱面或锥面。
11.根据权利要求1所述的超声速轴对称混合层风洞，其特征在于，所述喷管实验段 (3)的各个周壁一体形成，从而所述喷管膨胀边的壁面和喷管非膨胀边的壁面均形成一体的连续壁面。
12.根据权利要求8所述的超声速轴对称混合层风洞，其特征在于，所述喷管实验段 (3)的通道横截面的周径比t彡3，其中t按照下式确定t = c，/r，，其中c’为喷管出口处非膨胀边壁面的周向长度，r’为喷管出口处非膨胀边壁面与膨 胀边壁面之间的空间距离。
13.根据权利要求1所述的超声速轴对称混合层风洞，其特征在于，所述喷管实验段 (3)的外周壁(3a)和内周壁(3b)中的一个或两个上形成有透明窗口，两个侧壁(3c，3d)中 的一个或两个上形成有透明窗口。
14.根据权利要求13所述的超声速轴对称混合层风洞，其特征在于，所述透明窗口向 前延伸到所述喷管部(31)的亚声速段所在区域。
15.根据权利要求8所述的超声速轴对称混合层风洞，其特征在于，所述喷管实验段 (3)的所述第二分隔板(33)的下游端形成有斜劈(331)。
16.根据权利要求15所述的超声速轴对称混合层风洞，其特征在于，所述斜劈(331)具 有呈弧面或平面状倾斜的过渡表面及由所述过渡表面形成的尖端边缘。
17.根据权利要求1所述的超声速轴对称混合层风洞，其特征在于，所述稳定段(2)的 上腔中设置有总压调节器(23)，所述总压调节器为双层孔板，通过调整两孔板的错位程度 进行流道的改变和来流总压的调节。
18.根据权利要求13所述的超声速轴对称混合层风洞，其特征在于，所述稳定段(2)的 上腔(201)和下腔(202)中分别包括位于所述总压调节器(23)下游的整流装置(22)，所述 整流装置(22)包括蜂窝器和沙网。
全文摘要
本发明提供了一种超声速轴对称混合层风洞，其特征在于，包括过渡段(1)，用于引入气流；稳定段(2)，具有第一分隔板(21)，将引入的气流分成两股气流；以及喷管实验段(3)，连接在稳定段(2)的下游，并相对于一旋转轴线(O)呈扇形的轴对称结构，喷管实验段(3)的周壁的横截面呈扇形环状，周壁上形成有透明窗口，喷管实验段(3)形成有喷管部(31)，其中设置有第二分隔板(33)，以及混合实验部(32)，用于形成轴对称混合层。根据本发明的超声速轴对称混合层风洞，既可以模拟全环流道的超声速轴对称混合层流场，又便于实施光学非接触测试技术。
文档编号G01M9/02GK101975653SQ20101055145
公开日2011年2月16日 申请日期2010年11月18日 优先权日2010年11月18日
发明者刘卫东, 易仕和, 王振国, 赵玉新 申请人:中国人民解放军国防科学技术大学