专利名称：超声速隔离段风洞试验装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及超然冲压发动机领域，特别地，涉及一种用于超然冲压发动机隔离段的风洞试验的风洞试验装置。
背景技术：
飞行器按飞行速度可以分为:亚声速飞行器(马赫数〈I)、跨声速飞行器(0.8〈马赫数〈1.2)、超声速飞行器(1〈马赫数〈5)、高超声速飞行器(马赫数>5)等。随着飞行速度的提高，常规发动机已经无法胜任高超声速飞行器的需求，这时人们提出了超燃冲压发动机的概念，即在发动机内部氧化剂气体与燃料在超声速的条件下组织燃烧并从飞行器尾部喷出，从而产生巨大推力。作为吸气式高超声速飞行器的主要动力装置，超燃冲压发动机及其相关技术已成为全球各国研究人员竞相争夺的技术前沿阵地。研究表明，当飞行速度达到马赫5以上时.如果仍采用传统的亚燃冲压发动机，将进入发动机的气流减速至亚声速，气流的高总温高总压将给材料的热防护带来极大困难；同时高静温来流会造成燃烧室内燃烧产物发生离解，离解将吸收大量的热能，导致燃烧能量释放效率低下，发动机很难产生正推力。在这种情况下应该让进入燃烧室的气流仍保持超声速，并在超声速条件下组织燃烧，这就是超燃冲压发动机。相对于火箭发动机而言，吸气式高超声速飞行器的一大优点就是自身无需携带氧化剂，而是利用大气中的氧组织燃烧。超燃冲压发动机中的进气道完成的就是“吸气”这项工作。作为超燃冲压发动机的进气装置，进气道的作用是捕获一定流量的气流并对其进行减速增压，然后输送给燃烧室，以保证在燃烧室内顺利的组织燃烧。如上文所述，区别于传统的亚燃冲压发动机，超燃冲压发动机进气道捕获、减速增压、然后提供给燃烧室的空气仍为超声速。由于工作在高超声速条件下，所以通常将超燃冲压发动机的进气道称为高超声速进气道。高超声速进气道性能的优劣对于超燃冲压发动机以及整个飞行器的正常工作都是至关重要的。一个设计良好的高超声速进气道应该具有以下几个特征:结构重量轻、压缩效率高、阻力小、提供给燃烧室的气流具有高品质(主要是指气流均匀度高)、能满足宽马赫数飞行要求(即在一定的马赫数范围内都能具有前面的几个特性)、具有良好的燃烧室匹配特性(在燃烧室不同的工作状态下，进气道能够不受下游的影响)。超燃冲压发动机的组成包括了进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管。进气道的作用是收集气体并对气体进行预压缩，使气体减速、增压。燃烧室是气体与燃料发生超声速燃烧的地方，其内部存在高温高压，燃料的化学能转化为气体的机械能，之后气体经过尾喷管加速后喷出飞行器而产生较大的推力。隔离段是介于进气道和燃烧室之间的一段气体通道，其结构虽然简单，但是发挥着重要作用。气体进入进气道后在隔离段内发生极为复杂的流动现象，包括激波、激波串、激波/边界层相互作用、边界层分离等。其作用是隔离燃烧室内的高温高压环境，防止由此导致的进气道堵塞以及发动机不启动，另外隔离段提供了气体进一步减速、增压的场所，有利于气体和燃料充分混合、燃烧。
从结构上讲，隔离段是一段承接进气道和燃烧室的管道，但是从空气动力学的角度上讲，它是超声速气体发生复杂流动现象的场所。隔离段性能优劣直接影响到超燃冲压发动机的性能，因此隔离段的研究工作，尤其是试验研究备受科研工作者和型号部门的关注。开展隔离段的试验研究必不可少地需要相应的试验设备。从现有的文献资料来看，设计隔离段试验设备的方案通常分为两类:一类是单独设计一个隔离段模型并将其放于大型的常规风洞试验舱中，借助已有的常规风洞来模拟真实情况下隔离段内部的气流速度和流动现象；另一类是设计一个与已有常规风洞试验段两端法兰尺寸相同的隔离段部件，并将该部件替换原有的常规风洞试验段，从而与风洞的其它部件构成一个整体进而用于试验测量。但是这两种方案都存在一定的不足:第一类方案的优势在于模型设计简单、成本低，但是隔离段是一个单独的模型，它脱离进气道的其它组件，其模拟的内部流动与真实情况存在较大差别；第二类方案的优势在于借助已有的风洞能够在一定程度上模拟隔离段上游的进气道对隔离段的影响，与真实情况较为接近，但在这种情况下，隔离段的几何外形受到限制，无法开展大量的多工况、多构型的隔离段试验研究。
发明内容
本发明目的在于提供一种超声速隔离段风洞试验装置，以解决现有的隔离段风洞试验无法真实模拟上游进气道的影响及隔离段模拟的工况受限、试验效率低的技术问题。为实现上述目的，本发明采用的技术方案如下:一种超声速隔离段风洞试验装置，包括:用于收集气体的气体收集器，气体收集器的出口连接用于稳定气体收集器输出气体的气流流场的稳定段，稳定段的出口连接有用于加速气流流速的超声速喷管段，超声速喷管段的出口连接有用于模拟隔离段的隔离段构型的实验段，隔离段构型的实验段内的气流经与隔离段构型的实验段的出口相连的扩压段排出。进一步地，隔离段构型的实验段包括:为带折转的管道结构的主体及几何参数可调的隔离段下板模型，隔离段下板模型包括平板及与平板转动连接的唇口板，唇口板上设有第一旋转导轨组件，平板上相应设有第二旋转导轨组件，第一旋转导轨组件与第二旋转导轨组件的旋转中心在唇口板绕与平板相连的棱面上，唇口板经唇口板支撑螺杆固定至安装板，平板经调节螺杆固定至安装板，安装板用于与主体的底部固定连接并封闭主体的底部。进一步地，主体的侧壁面和/或上壁面上设有用于检测光学实验数据的观察窗，观察窗米用光学玻璃制成。进一步地，主体的后端发有调节尾部节流度的节流度调节装置。进一步地，节流度调节装置包括螺杆，螺杆的一端伸出主体的外部，螺杆的另一端位于主体的内部并连接有节流板，节流板位于平板的上方并与平板相对。进一步地，节流度调节装置还包括设有内腔的盖板，盖板与主体的上壁面密封固定连接，螺杆经位于盖板的内腔顶部的螺纹孔配合延伸进内腔，螺杆位于内腔的端部贯穿有一设有通孔的转接板，节流板与转接板固定连接，转接板上的通孔的内壁面为光滑面，通过旋转螺杆，在不转动转接板及节流板的情形下进而调节节流板的高度。进一步地，气体收集器、稳定段、超声速喷管段及隔离段构型的实验段两两之间均通过法兰密封连接，且法兰的高度可调。进一步地，稳定段包括稳定前段及稳定后段，稳定前段与稳定后段之间通过法兰密封连接，且稳定前段内部设有用于降低来自气体收集器的气体的脉动特性的滤网，稳定后段的内壁面上设有用于测量气体气压的压力传感器探头。进一步地，气体收集器在入口处设有用于控制风洞开闭的蝶阀。进一步地，超声速喷管段的内壁面在水平方向上为平面，在垂直方向上为呈先收缩后扩张的趋势分布的曲面，该曲面是采用基于三次样条曲线配置中心线马赫数及采用特征线方法设计的。本发明具有以下有益效果:本发明超声速隔离段风洞试验装置，通过在隔离段构型的实验段的前方依次设置气体收集器、稳定段及，超声速喷管段，且隔离段构型的实验段采用带折转的结构，从而模拟了隔离段上游的前体压缩的壁面边界层的影响，提高了对应用于超然冲压发动机的隔离段的试验研究水平，且本发明中超声速喷管段可以根据试验要求而替换，从而模拟不同气流流速下隔离段的试验数据。进一步，本发明中采用的隔离段构型的实验段为参数可调的结构，通过调节唇口板的俯仰角、平板的高度、及节流板的高度可以实现对隔离段的唇口角、内部通道高度、尾部节流度的调节，从而更为方便、高效及经济地开展不同工况(不同的隔离段入口、出口条件)下隔离段的流动机理研究。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。
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，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是本发明优选实施例的超声速隔离段风洞试验装置的结构示意图；图2是图1的俯视示意图；图3是本发明优选实施例的超声速隔离段风洞试验装置的另一结构示意图；图4是本发明优选实施例中隔离段下体模型的结构示意图；图5是本发明优选实施例的超声速隔离段风洞试验装置的立体结构示意图；图6是图5中区域A的局部放大示意图；以及图7是本发明优选实施例中节流度调节装置的结构示意图。
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。参照图1和图2，本发明的优选实施例提供了一种超声速隔离段风洞试验装置，包括:用于收集气体的气体收集器10，气体收集器10的出口连接用于稳定气体收集器10输出气体的气流流场的稳定段20，稳定段20的出口连接有用于加速气流流速的超声速喷管段30，超声速喷管段30的出口连接有用于模拟隔离段的隔离段构型的实验段40，隔离段构型的实验段40内的气流经与隔离段构型的实验段40的出口相连的扩压段50排出。其中隔离段构型的实验段40是指具有类似隔离段内部几何特征形式的实验段。本发明风洞试验装置由于采用气体收集器10、稳定段20、超声速喷管段30及隔离段构型的实验段40构造了模拟隔离段上游的进气道结构的上游部件，从而使得隔离段构型的实验段40能够更真实地模拟隔离段的风洞流动机理。较佳地，参照图3和图4，隔离段构型的实验段40包括:为带折转的管道结构的主体41及几何参数可调的隔离段下板模型42，主体41采用带转折的管道结构是为了模拟超然冲压发动机中进气道与隔离道之间的转折，使得主体41更接近于真实情况，隔离段下板模型42包括平板422及与平板422转动连接的唇口板421，较佳地，唇口板421上设有第一旋转导轨组件421a，平板422上与唇口板421相邻的端部设有第二旋转导轨组件422a，第一旋转导轨组件421a与第二旋转导轨组件422a的旋转中心精密地设计并加工在接缝处，即设计在平板422与唇口板421相连接的棱面上。通过第一旋转导轨组件421a与第二旋转导轨组件422a的配合，唇口板421可以绕与平板422相连的棱面上下转动，保证唇口板421与平板422之间在转动时不出现裂缝。唇口板421经唇口板支撑螺杆424固定至安装板423上，平板422经调节螺杆425固定至安装板423，安装板423用于与主体41的底部固定连接并封闭主体41的底部。唇口板支撑螺杆424及调节螺杆425均经螺母426与安装板423固定。这样，通过调节唇口板支撑螺杆424的高度即可实现对唇口板421的俯仰角的控制，以控制进入隔离段内部的唇口角的大小，以模拟飞行器飞行姿态改变时导致隔离段入口唇口角改变的情形；通过调节调节螺杆425的高度即可实现对平板422的高度调节，而平板422与主体41的上壁面412及位于两侧的侧壁面411共同构成类似隔离段内部气流通道的结构，故通过调节平板422的高度即可调节隔离段内部气流通道的高度。较佳地，参照图5和图6，在主体41的尾部还设有一节流度调节装置43，该节流度调节装置43包括螺杆431，螺杆431的一端伸出主体41的外部，螺杆431的另一端位于主体41的内部并连接有节流板432，节流板432位于平板422的上方并与平板422相对。如图6所示，将节流板432推入主体41的内部，与隔离段下板模型42的平板422相对以对流经中间的气流形成节流。气体通道的高度为H，节流板432进入该气体通道的高度为h，则节流度ΛΗ/h在螺杆431的调节下是连续可变的，可以满足不同条件下试验研究对节流度设置的需求。参照图7，在具体实施例中，节流度调节装置43包括设有内腔433a的盖板433，盖板433的底部设有密封槽433c，密封槽433c通过密封垫圈与主体41的上壁面412密封固定连接，螺杆431经位于盖板433的内腔433a顶部的螺纹孔433b配合延伸进内腔433a，螺杆431位于内腔433a的端部贯穿有一转接板434，如图7所示，转接板434上设有一通孔434a,且通孔434a的内壁面为光滑面，螺杆431贯穿通孔434a，螺杆431的底端头部大于通孔434a，节流板432与转接板434通过多个锁紧螺钉435固定连接。节流调节装置43的组装方式如下:先将螺杆431的底端套入转接板434，然后用锁紧螺钉435将节流板432与转接板434固定，再将节流板432及转接板434推入盖板433的内腔433a，螺杆431旋入盖板433上的螺纹孔433b，由于螺杆431仅与盖板433上的螺纹孔433b咬合，通过旋转螺杆431，螺杆431在与螺纹孔433b的配合下将旋转运动转换为上下直线运动，而位于螺杆431下部的转接板434及节流板432则不会随着螺杆431的旋转而旋转，只会在螺杆431的推力下做上下直线运动，盖板433通过在密封槽433c内放置密封垫圈与主体41的上壁面412密封，保证了整个风洞实验的气密性要求。由于隔离段下板模型42模拟了隔离段的内部结构，且几何参数可调，具体包括唇口角、气体通道及尾气节流度的调节，从而为不同工况下高速快捷的进行风洞实验提供了方便；另一方面，为了方便试验过程中检测光学数据，进一步地，主体41的两个侧壁面411上开设有用于安装高品质光学玻璃的观察窗口，由于在实际应用中，主体41为折转的管道，例如在优选实施例中，主体41的折转处与水平方向成16度的夹角，而光学玻璃则难以加工成带16度折转的外形，故主体41的两个侧壁面411的高度要高于上壁面412。较佳地，主体41的上壁面412上亦开设有用于安装不同功能上板的安装窗口，如上壁面412上可安装带壁面测压孔的高透度有机玻璃上板，该有机玻璃上板具有16度折转，同时能够用于测量隔离段内部流场的压力分布。另外，如果将上板更换成高品质的光学玻璃，则能用于透过激光，进而开展NPLS (Nano-tracer Planar Laser Scattering,纳米示踪平面激光散射)试验并获得隔离段流场的精细结构图像。在具体实施例中，参照图1、图3及图5，隔离段构型的实验段40及扩压段50设置在水平支架60上，气体收集器10、稳定段20、超声速喷管段30及隔离段构型的实验段40两两之间均通过法兰密封连接，且位于气体收集器10、稳定段20及超声速喷管段30之间的法兰均通过微调支架62固定在位于水平支架60上带倾斜斜面的斜支架61上，超声速喷管段30通过微调支架62固定在水平支架60上。较佳地，气体收集器10为一段圆转方的管道，入口 11为圆形，出口 12为方形，方形的尺寸与下游的法兰一致，入口 11带碟阀13。气体收集器10主要作用是收集气体以作为下游流动的气源，同时能够控制整个风洞的运行与关闭。较佳地，稳定段20包括稳定前段21及稳定后段22，稳定前段21与稳定后段22之间通过法兰密封连接，且稳定前段21内部设有用于降低来自气体收集器10的气体的脉动特性的滤网，稳定后段22的内壁面上设有用于测量气体气压的压力传感器探头，以检测气体进入喷管段之前的总压大小。两段稳定段虽然长度不长，但相对于气流流动而言，已经足够使气体在内部的运动趋于稳定。较佳地，超声速喷管段30为二维超声速喷管，内壁面在水平方向上为平面，在垂直方向上为呈先收缩后扩张的趋势分布的曲面31。曲面31为采用了基于三次样条曲线配置中轴线马赫数分布的特征线设计方法进行设计的。气体进入超声速喷管段30内部时，由于在垂直方向上的上、下壁面呈先收缩后扩张的趋势，气体从亚声速不断被加速至超声速而喷出该段。决定气体喷出速度的关键是该段出口高度与喉部(中间、收缩到最小的地方)的比值，决定气体喷出后流场的均匀性、稳定性等的因素是上、下壁面的设计方法。采用本方法设计的上、下壁面能够保证气体喷出后的流场非常均匀、实际马赫数(表征气体速度的无量纲物理量)达到设计马赫数99%。并且通过更换不同的喷管段就能产生不同速度的气流，以满足试验需要。另外，气体在喷管段壁面形成边界层并向下游实验段运动和发展，可以模拟真实的超燃冲压发动机进气道的前体压缩面边界层，使该试验台更接近真实情况。本发明超声速隔离段风洞试验装置的工作流程如下:a.气体经气体收集器10进入试验风洞；
b.经气体收集器10输出的气体在流经稳定前段21及稳定后段22时，气体的压力、速度、密度等参数的脉动减小，气体更为稳定，有利于产生稳定的流程用于试验研究；c.经稳定段20输出的气体进入超声速喷管段30，由于超声速喷管段30的内壁在垂直方向上的上下壁面具有先收缩后扩张的型面，气体在流经此段时剧烈加速至超声速，并且在具体试验中，此超声速喷管段30可以替换，通过替换喷管段使气流加速到不同的速度；d.经加速后的超声速气流进入隔离段构型的实验段40，由于此段采用隔离段构型，所以超声速气流在此段的通道内会出现与真实的超燃冲压发动机隔离段内部类似的流场结构；e.通过调节唇口角、隔离段内通道高度、尾部节流度可以得到不同特性的隔离段流场，以满足试验研究的需求；f.最后气体经过风洞尾部的扩压段50排出。本发明超声速隔离段风洞试验装置，通过在隔离段构型的实验段40的前方依次设置气体收集器10、稳定段20及超声速喷管段30，且隔离段构型的实验段40采用带折转的结构，从而模拟了隔离段上游的前体压缩的壁面边界层的影响，提高了对应用于超然冲压发动机的隔离段的试验研究水平，且本发明中超声速喷管段30可以根据试验要求而替换，从而模拟不同气流流速下隔离段的试验数据。进一步，本发明中采用的隔离段构型的实验段40为参数可调的结构，通过调节唇口板421的俯仰角、平板422的高度、及节流板432的高度可以实现对隔离段的唇口角、内部通道高度、尾部节流度的调节，从而更为方便、高效及经济地开展不同工况下隔离段的流动机理研究。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。
权利要求
1.一种超声速隔离段风洞试验装置，其特征在于，包括:用于收集气体的气体收集器(10)，所述气体收集器(10)的出口连接用于稳定所述气体收集器(10)输出气体的气流流场的稳定段(20)，所述稳定段(20)的出口连接有用于加速气流流速的超声速喷管段(30)，所述超声速喷管段(30)的出口连接有用于模拟隔离段的隔离段构型的实验段(40)，所述隔离段构型的实验段(40)内的气流经与所述隔离段构型的实验段(40)的出口相连的扩压段(50)排出。
2.根据权利要求1所述的超声速隔离段风洞试验装置，其特征在于: 所述隔离段构型的实验段(40)包括:为带折转的管道结构的主体(41)及几何参数可调的隔离段下板模型(42)，所述隔离段下板模型(42)包括平板(422)及与所述平板(422)转动连接的唇口板(421)，所述唇口板(421)上设有第一旋转导轨组件(421a)，所述平板(422)上相应设有第二旋转导轨组件(422a)，所述第旋转导轨组件(421a)与所述第二旋转导轨组件(422a)的旋转中心在所述唇口板(421)绕与所述平板(422)相连的棱面上，所述唇口板(421)经唇口板支撑螺杆(424)固定至安装板(423)，所述平板(422)经调节螺杆(425)固定至安装板(423)，所述安装板(423)用于与所述主体(41)的底部固定连接并封闭所述主体(41)的底部。
3.根据权利要求2所述的超声速隔离段风洞试验装置，其特征在于: 所述主体(41)的侧壁面(411)和/或上壁面(412)上设有用于检测光学实验数据的观察窗，所述观察窗米用光学玻璃制成。
4.根据权利要求2所述的超声速隔离段风洞试验装置，其特征在于: 所述主体(41)的后端设有调节尾部节流度的节流度调节装置(43)。
5.根据权利要求4所述的超声速隔离段风洞试验装置，其特征在于: 所述节流度调节装置(43)包括螺杆(431)，所述螺杆(431)的一端伸出所述主体(41)的外部，所述螺杆(431)的另一端位于所述主体(41)的内部并连接有节流板(432)，所述节流板(432)位于所述平板(422)的上方并与所述平板(422)相对。
6.根据权利要求5所述的超声速隔离段风洞试验装置，其特征在于: 所述节流度调节装置(43)还包括设有内腔(433a)的盖板(433)，所述盖板(433)与所述主体(41)的上壁面(412)密封固定连接，所述螺杆(431)经位于所述盖板(433)的所述内腔(433a)顶部的螺纹孔(433b)配合延伸进所述内腔(433a)，所述螺杆(431)位于所述内腔(433a)的端部贯穿有一设有通孔(434a)的转接板(434)，所述节流板(432)与所述转接板(434)固定连接，所述转接板(434)上的所述通孔(434a)的内壁面为光滑面，通过旋转所述螺杆(431)，在不转动所述转接板(434)及所述节流板(432)的情形下进而调节所述节流板(432)的高度。
7.根据权利要求1所述的超声速隔离段风洞试验装置，其特征在于: 所述气体收集器(10 )、稳定段(20)、超声速喷管段(30)及隔离段构型的实验段(40)两两之间均通过法兰密封连接，且所述法兰的高度可调。
8.根据权利要求1所述的超声速隔离段风洞试验装置，其特征在于: 所述稳定段(20)包括稳定前段(21)及稳定后段(22)，所述稳定前段(21)与所述稳定后段(22)之间通过法兰密封连接，且所述稳定前段(21)内部设有用于降低来自所述气体收集器(10)的气体的脉动特性的滤网，所述稳定后段(22)的内壁面上设有用于测量气体气压的压力传感器探头。
9.根据权利要求1所述的超声速隔离段风洞试验装置，其特征在于: 所述气体收集器(10)在入口处设有用于控制风洞开闭的蝶阀(13)。
10.根据权利要求1所述的超声速隔离段风洞试验装置，其特征在于: 所述超声速喷管段(30)的内壁面在水平方向上为平面，在垂直方向上为呈先收缩后扩张的趋势分布的曲面(31)，该曲面(31)是采用基于三次样条曲线配置中心线马赫数及采用特征线方法设计 的。
全文摘要
本发明公开了一种超声速隔离段风洞试验装置，该装置包括用于收集气体的气体收集器，气体收集器的出口连接用于稳定气体收集器输出气体的气流流场的稳定段，稳定段的出口连接有用于加速气流流速的超声速喷管段，超声速喷管段的出口连接有用于模拟隔离段的隔离段构型的实验段，隔离段构型的实验段内的气流经与隔离段构型的实验段的出口相连的扩压段排出。本发明通过在隔离段构型的实验段的前方依次设置气体收集器、稳定段及超声速喷管段，且隔离段构型的实验段采用带折转的结构，从而模拟了隔离段上游的前体压缩的壁面边界层的影响，且本发明通过唇口角、内部通道高度、尾部节流度的调节，从而模拟不同工况下隔离段的流动机理研究。
文档编号G01M9/06GK103149009SQ20131005701
公开日2013年6月12日 申请日期2013年2月22日 优先权日2013年2月22日
发明者陈植, 易仕和, 武宇, 冈敦殿, 朱杨柱, 葛勇 申请人:中国人民解放军国防科学技术大学