本发明涉及风洞实验领域，特别地，涉及一种实现双流体混合扰动的超声速喷流装置。
背景技术：
对于超声速或高超声速飞行的航空航天飞行器，有时为了调整飞行器的飞行姿态或飞行轨迹，一般在飞行器内安装有超声速喷流装置，通过超声速喷流产生的推力来改变飞行器的飞行姿态。此时，主流流动是超声速或高超声速，喷流流动是超声速气流，两股高速气流混合流动，显然，研究超声速混合喷流扰动试验在航空航天领域具有重要的科研及工程应用价值。
以上实验可以在风洞内实现，风洞实验是指在一个按一定要求设计的管道内，使用动力装置驱动一股可控制的气流，将实验模型固定在管道的试验区内，根据运动的相对性和相似性原理进行各种空气动力实验，以模拟空中各种飞行状态，获取模型实验数据。
目前的超声速风洞或高超声速风洞，一般都是单喷管流动，单喷管流动可能是圆形，也可能是方形喷管，在一次运行试验中，模拟一种马赫数来流，但并不能模拟双马赫数混合层流动，研究双喷管的流动特点在航空航天领域具有重要的意义。但是由于实际需要，要研究双喷管混合层流动，就必须设计制造双喷管风洞，但是双喷管风洞的设计、建设、维修、保养等是巨大的成本投入。
超声速喷流装置，用于在(高)超声速风洞中进行试验，以实现高速双喷管流动。一般超声速喷流出口是方形结构，对于超声速喷流装置，要得到喷流出口气流品质较好的超声速喷流，一般要以下几个部件：气体稳定腔、收缩部、喷管喉道、扩张部、进气口。如图1中所示，由于现有的超声速喷流装置其整体大致呈方形的结构，这种结构在风洞实验时，风洞内(高)超声速主流在风洞喷管1’出口、超声速喷流装置2’的入口位置容易形成正激波3’(弓形正激波)，由于正激波3’的存在，造成正激波3’后的压力与(高)超声速来流压力不同，影响到了风洞气流压力对高空压力的模拟准确性，会影响实验结果的准确性。
技术实现要素：
本发明提供了一种实现双流体混合扰动的超声速喷流装置，以解决现有超声速喷流装置实验时入口位置容易出现正激波导致实验结果不准确的技术问题。
本发明采用的技术方案如下：
一种实现双流体混合扰动的超声速喷流装置，用于置于风洞内，超声速喷流装置包括支撑体和设置于所述支撑体上方的喷流结构，支撑体外部设有气体接头，内部设有与气体接头连通的气流通道，支撑体上设有用于与支撑装置连接固定的固定部；喷流结构的内部设有与气流通道连通的气体稳定腔、位于气体稳定腔之后的喷管，喷管包括依序衔接的收缩部、喉部、扩张部，扩张部的出口呈方形，喷流结构还包括位于气体稳定腔前端、用于正对风洞喷管的出口的尖劈前体，尖劈前体的尖锐端位于超声速喷流装置的最前端。
进一步地，尖锐端的夹角的取值范围为10°～30°。
可选地，超声速喷流装置还包括用于固定至喷流结构上表面的角度板；角度板的前部的夹角与尖锐端的夹角一致，角度板的尾部的夹角与预设攻角对应。
进一步地，尖劈前体的上表面向下凹设有固定孔；角度板上下贯穿设置有与固定孔对应的内埋孔，角度板通过埋置于内埋孔和固定孔内的螺丝固定于喷流结构的上表面。
进一步地，尖劈前体的上表面向下贯穿设置有用于安装第一测压管的第一测压孔；尖劈前体沿前后方向的长度为L，第一测压孔距离尖锐端的前缘的长度为L1，L1为L的80％～90％。
进一步地，喷流结构与支撑体一体制造成型或者通过焊接连接为一体。
可选地，气体稳定腔的顶壁内表面设置有内加强筋。
进一步地，气体稳定腔包括前稳定腔和后稳定腔；前稳定腔的下部与气流通道连通；后稳定腔位于前稳定腔和收缩部之间并由气体稳定腔的底壁自前稳定腔朝收缩部收缩过渡形成。
进一步地，后稳定腔包括位于收缩部起始点之前的平直段，底壁于平直段的位置贯穿设置有用于安装第二测压管的第二测压孔。
进一步地，扩张部的下壁贯穿设置有用于安装第三测压管的第三测压孔。
本发明的实现双流体混合扰动的超声速喷流装置，对于目前单喷管为主的超声速风洞，只要配上本发明的超声速喷流装置，即可实现双喷管剪切流动，不需要对来流喷管和风洞进行改造；本发明通过将喷流结构前端设置尖劈前体，尖劈前体的尖锐端位于所述超声速喷流装置的最前端，风洞实验时尖劈前体正对风洞喷管的出口，可避免来流出现正激波，确保来流压力准确，以提高实验的准确性。
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。下面将参照附图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
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是传统超声速喷流装置的在风洞喷管出口形成弓形激波的示意图；
图2是本发明优选实施例的实现双流体混合扰动的超声速喷流装置的立体结构图；
图3是图1中实现双流体混合扰动的超声速喷流装置的主视图；
图4是本发明优选实施例的尖劈前体的结构示意图；
图5是本发明优选实施例的实现双流体混合扰动的超声速喷流装置在风洞实验时风洞喷管出口截面的示意图；
图6是(高)超声速风洞菱形实验区域划分的示意图；
图7是本发明优选实施例的喷流结构的示意图；
图8是本发明优选实施例的角度板的示意图；
图9是图8中角度板的主视图；
图10是图8中角度板固定于喷流结构上表面的示意图。
附图标号说明：
1、支撑体；10、气体接头；11、气流通道；12、固定部；
2、喷流结构；20、气体稳定腔；200、内加强筋；201、前稳定腔；202、后稳定腔；2020、第二测压孔；21、收缩部；22、喉部；23、扩张部；230、第三测压孔；24、尖劈前体；240、尖锐端；241、固定孔；242、第一测压孔；25、侧板；
3、角度板；30、内埋孔；
4、螺丝；5、第一测压管；6、第二测压管；7、第三测压管；8、风洞喷管。
具体实施方式
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
参照图2和图3，本发明的优选实施例提供了一种实现双流体混合扰动的超声速喷流装置，用于置于风洞内，超声速喷流装置包括支撑体1和设置于所述支撑体1上方的喷流结构2，支撑体1外部设有气体接头10，内部设有与气体接头10连通的气流通道11，支撑体1上设有用于与支撑装置(未图示)连接固定的固定部12；喷流结构2的内部设有与气流通道11连通的气体稳定腔20、位于气体稳定腔20之后的喷管，喷管包括依序衔接的收缩部21、喉部22、扩张部23，扩张部23的出口呈方形，喷流结构2还包括位于气体稳定腔20前端、用于正对风洞喷管8的出口的尖劈前体24，尖劈前体24的尖锐端240位于超声速喷流装置的最前端。
参照图3和4，尖劈前体24的尖锐端240位于超声速喷流装置的最前端。尖劈前体24在整个装置最前部，也是最早接触到(高)超声速气流的部分。其尖锐端240的夹角设计成Φ角度，以避免来流出现正激波，确保来流压力准确，以提(高)实验的准确性。优选地，Φ的取值范围10°～30°。若Φ小于10°容易导致尖劈前体24太长，增加了整个装置的长度，不利于装置在在最佳实验区域进行实验；如果Φ大于30°，则角度过大，斜激波强度大，并且容易形成弓形正激波。
进一步地，尖劈前体24的上表面向下贯穿设置有用于安装第一测压管5的第一测压孔242。第一测压管5用于测量(高)超声速风洞来流压力。为保证压力测量的准确性，第一测压孔242的直径的取值范围为0.5mm～0.8mm。尖劈前体24沿前后方向的长度为L，第一测压孔242距离尖锐端240的前缘的长度为L1，优选地，L1为L的80％～90％，可保证压力测量的准确性。
参照图2和图3，支撑体1用于支撑喷流结构2，并通过固定部12与支撑装置(未图示)连接并固定。本实施例中，支撑体1整体呈倾斜设置。气流通道11设置于支撑体1的前侧，固定部12则设置于气流通道11的后侧，且固定部12的截面小于的其前侧部分的截面。支撑体1的前缘在前后方向上位于尖劈前体24的后方。固定部12上开设有的多个通孔，用于与支撑装置连接固定，固定部12的设置使得本发明的超声速喷流装置在风洞内的安装容易，拆卸方便。气体接头10可通过螺纹连接的方式与外界气体供应装置相连，用于往气流通道11内供入气体。
进一步地，喷流结构2与支撑体1和一体制造成型或者通过焊接连接为一体。
例如，本发明的实现双流体混合扰动的超声速喷流装置，可以通过一体铸造成型的方式制成，采用液体金属直接浇铸出一体化的支撑体1和喷流结构2，支撑体1内的气体通道、喷流结构2内的腔室和通道在浇铸时直接成型。或者，也可以通过单独成型出支撑体1和喷流结构2，再采用焊接方式将各部件固定连接为一体式的整体结构，无需额外的连接件。通过制造工艺连接成整体，相互干扰少，装置的加工、维修、维护方便，外形简洁。
本发明通过将支撑体1和喷流结构2设计为一体化的整体结构，本发明的超声速喷流装置不是单独零件，不拆卸，可对应不同的马赫数喷流做成单独的喷流模型，例如马赫数2是一个单独装置，马赫数3又是一个单独装置，马赫数4又是一个单独装置。由于不同的马赫数只是喷流喉道不同，其它部分尺寸均不变，便于超声速喷流装置与其它接口替换。本发明的实现双流体混合扰动的超声速喷流装置独立性强，结构简单，维修、维护方便，外形简洁，安装方便、使用容易，没有复杂的控制单元，故障率低。
对于(高)超声速风洞，实验截面也就是风洞喷管8的出口截面面积，都相对较小，即圆面积S1。S2是超声速喷流装置的面积，包括超声速喷流装置出口截面和支撑截面，如图5中所示。对于不同马赫数，超声速喷流装置所占的截面面积S2/风洞喷管8出口截面积S1，有一定的要求，否则风洞喷管8不能启动，即不能形成超声速或(高)超声速流动，实验失败。传统的超声速喷流装置由于气体稳定腔和喷管收缩部用法兰连接，甚至喷管的各部分也通过法兰连接，这样虽然可以降低加工难度，但是由于法兰的存在，会使整个的面积S2变大，造成风洞的堵塞。而本发明由于是一体化的整体式结构，在保证喷流品质的前提下，本发明的超声速喷流装置尺寸上可以做成更小，因而实验模型所占的截面面积S2可以更小，S2/S1的值可降低，从而满足(高)超声速风洞堵塞度的要求。
此外，传统的方法由于超声速喷流装置要集成气体稳定腔、法兰、喷管收缩部、喷管喉道、喷管扩张部、气流入口等部件，整个模型的长度过长，很有可能超出如图6中所示风洞喷管8的实验最佳菱形efgh区域，导致实验无法进行。而本发明的实现双流体混合扰动的超声速喷流装置由于是一体化的整体式结构，在保证喷流品质的前提下，长度上可以更短，从而满足尾部模型必须放置于(高)超声速风洞实验的菱形efgh区域的要求。
参照图2和图3，本优选实施例中，喷流结构2由金属材料将内部掏空形成依序连通的气体稳定腔20、收缩部21、喉部22和扩张部23的轮廓，并在顶壁和底壁之间的两侧分别焊接连接侧板25，以将气体稳定腔20和喷管两侧面密封，形成一个不能泄露气体的、只能从扩张部23流出的方形腔室。
可选地，气体稳定腔20的顶壁内表面设置有内加强筋200。气体稳定腔20用于气体稳定，因为对于喷流流动，气体稳定腔20的来流压力必须稳定，这是一个基本要求。
如图7中所示，本优选实施例中，气体稳定腔20的顶壁内表面设置有多个内加强筋200。由于气体稳定腔20承受气体压力，在其顶壁内表面设置内加强筋200，可以在减少气体稳定腔20壁厚以减轻结构重量的基础上，保证气体稳定腔20的强度和刚度，确保气体稳定腔20的安全。
气体稳定腔20包括前稳定腔201和后稳定腔202。前稳定腔201的下部与气流通道11连通。前稳定腔201类似于一个气体储罐，容积较大，相当于超声速喷流的气源，但是气体压力有较大的波动性。因此为了保持收缩部21入口气体压力的稳定，本发明在前稳定腔201和收缩部21之间又设置了一个后稳定腔202。后稳定腔202位于前稳定腔201和收缩部21之间并由气体稳定腔20的底壁自前稳定腔201朝收缩部21收缩过渡形成。后稳定腔202包括位于收缩部21起始点之前的平直段，底壁于平直段的位置贯穿设置有用于安装第二测压管6的第二测压孔2020。
如图7中所示，前稳定腔201的长度W1，高度h1。后稳定腔202的长度W2，入口高度h1，出口高度h2，h1明显大于h2。后稳定腔202与前稳定腔201的过渡夹角为β，β取值范围110°～140°，即图7中示AB线与水平线的夹角。前稳定腔201通过AB斜线收缩到C点，C点是喷管的收缩部21的起始点。在BC平直段中间设置第二测压孔2020，通过第二测压管6测量该位置处气体压力。优选地，第二测压孔2020的直径为0.3mm～0.6mm。
收缩部21、喉部22和扩张部23这三部分形成一个小型整体式超声速方形喷管，也叫小型型面喷管，让气体从0加速到超声速。收缩部21与后稳定腔202连接，光滑过渡，扩张部23的出口高度为h3。喷管长度根据喷管设计方法确定，希望长度小一点好。进一步地，扩张部23的下壁贯穿设置有用于安装第三测压管7的第三测压孔230，通过第三测压管7测量该处气体静压压力。优选地，第三测压孔230的直径为0.3mm～0.6mm。第三测压孔230的中心到出口边缘的距离越小越好，考虑到制造和加工难度，本发明的第三测压孔230的中心到出口边缘的距离取值为3mm～5mm。
本发明中，扩张部23出口高度h3优选为5mm～20mm。若h3小于5mm，则装置太小，导致加工难度大；若h3大于20mm，则使得装置太大，容易造成风洞堵塞。后稳定腔202的出口高度h2取值为2～3倍h3。后稳定腔202的入口高度h1取值为h2的3～5倍。后稳定腔202的长度W2取值为h1的1.5～2倍。前稳定腔201的长度W1取值为h1的4～6倍。
参照图8，可选地，为便于进行攻角实验，本发明的超声速喷流装置还包括用于固定至喷流结构2上表面的角度板3。角度板3的前部的夹角与尖锐端240的夹角一致，角度板3的尾部的夹角与预设攻角对应。
如图2、图8至图10中，进一步地，尖劈前体24的上表面向下凹设有固定孔241。角度板3上下贯穿设置有与固定孔241对应的内埋孔30，角度板3通过埋置于内埋孔30和固定孔241内的螺丝4固定于喷流结构2的上表面。
本发明的角度板3是事先加工好的具有不同角度的薄片。角度板3的前部角度为Φ，与尖劈前体24的尖锐端240的夹角一致。尾部角度为a，与预设攻角对应。当本发明的的超声速喷流装置进行攻角试验时，如图10所示，喷流出口气流速度V2与(高)超声速主流速度V1有一个夹角a，将角度板3安装在喷流结构2上，角度板3的下表面与喷流结构2的上表面紧密贴合，尾部角度a确保整个装置的上表面为水平，以保证实验结果可靠。内埋式螺丝4将角度板3固定在喷流结构2上，为防止对主流V1的扰动，内埋式螺丝4全部埋入内埋孔30内。当需要进行不同角度的攻角实验，例如攻角1°、2°、3°、4°……，只需要试验前加工不同尾部角度的角度板3即可解决以上问题。
本发明的实现双流体混合扰动的超声速喷流装置中，第一测压管5用于测量(高)超声速风洞来流压力，第二测压管6用于测量气体稳定腔20内的气体压力，第三测压管7用于测量扩张部23出口位置的气体压力。一般要求第一测压管5测量的压力与第二测压管6测量压力比较接近，以保证主流和喷流压力相同，才有比较好的实验效果。
第二测压管6测定的是喷流总压，设为P2。第三测压管7测量的是喷流出口的气体静压，设为P3。通过以下公式：
Ma喷流出口马赫数，γ来流气体比热比对于常温空气可以取1.4。
通过以上公式既可以验证马赫数设计是否正确，又可以让测量的P3和P2进行对比，实验时，要求压力能够匹配，即P3＝P2，如果不相等，那必须调节(高)超声速风洞来流压力，从而调节P2的值，或者调节P1的值实现P3的改变。因此P1、P2、P3的值必须测量，缺一不可。
本发明的实现双流体混合扰动的超声速喷流装置，其气体流向基本如下：
外界气体通过气体接头10进入气流通道11，然后进入气体稳定腔20，由于气体稳定腔20的体积远远大于喉部22及扩张部23，因此气体稳定腔20内的气体压力将非常平稳，不会出现气体波动、脉动。此时通过第二测压管6外接压力传感器测量气体稳定腔20的气体压力，作为喷流来流总压。稳定后的气体进入喷管的收缩部21，在收缩部21作用下加速，至喉部22达到声速，喉部22是喷流装置最小部分，通过喉部22后的气体在扩张部23的作用下进一步加速成超声速气流，并从扩张部23的出口喷出。扩张部23喷出的超声速气流与前方来流主流混合剪切，形成双喷管流动。
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。