一种单对超声速流向旋涡发生装置的制作方法

本发明涉及超燃冲压发动机气动实验领域，尤其是一种超声速旋涡发生装置。

背景技术：

超声速流向旋涡是一种广泛存在于超燃冲压发动机内的流动现象，如二元进气道/隔离段、内转式进气道/隔离段和侧压式进气道/隔离段。上述流向旋涡的尺度普遍很大，基本能达到整个管道横截面的40％～50％左右，是进气道/隔离段内的主要流动特征。超声速流向旋涡的存在将为发动机性能带来诸多不利影响：首先，其将增强气流的掺混，增大总压损失，从而影响发动机的有效推力；其次，流向旋涡会显著增加隔离段内气流的畸变程度，在局部形成低总压流体的堆积，而这部分低能流体对反压最为敏感，抵抗逆压梯度的能力最为薄弱，因此会使隔离段的耐反压能力显著下降，降低发动机的稳定工作范围；此外，旋涡内大范围的低速区为激波串内扰动的传播提供了天然的“绿色通道”，有可能会加剧激波串的自激振荡；最后，由于流向旋涡具有一定的非定常特性，甚至会形成横向摆动，有可能在几何对称的管道内形成非对称的流向旋涡/激波串干扰结构，使得隔离段需要承受额外的交变横向载荷。因此，开展超声速流向涡/激波串相干研究对于指导实际的超燃冲压发动机设计、性能分析、流动控制等至关重要。

对于激波串，其试验模拟方法相对简单，只需要在流道出口设计一堵锥/块，对流道形成壅塞即可；然而，对于超声速流向旋涡的试验模拟方法，目前没有合适的设备，尽管目前有一些超声速流向旋涡生成方法，但普遍存在一定的问题，如涡流发生器(何天喜等，涡流发生器对bump进气道性能影响数值研究，航空动力学报，第33卷，10期，2018；张悦等，基于记忆合金的可变形涡流发生器控制唇罩激波/边界层干扰研究，第39卷，第12期，2018)、利用对称尖鳍产生旋涡(n.narayanswami,etc.crossingshockwave-turbulentboundarylayerinteractions.aiaa-1991-649)等。尽管这两种发生装置确实可以产生超声速流向旋涡，但是产生旋涡的同时又会产生附加的背景波系。黄河峡等的(高超声速进气道/隔离段内流特性研究进展，推进技术，第39卷，10期，2018)研究表明，背景波系将显著影响激波串特性。因此，如果只研究流向旋涡和激波串的干扰问题，必须要避免管道产生背景波系现象，防止背景波系污染超声速来流。其次，上述旋涡生成方法的设计初衷也有所不同：增加涡流发生器主要是为开展流动控制，通过旋涡对边界层内的动量进行补充，抑制激波诱导的边界层分离；对于利用对称尖鳍产生的旋涡，其主要功能是使超声速气流减速增压。因此这两种方法并非是为超燃冲压发动机内的流向旋涡和下游激波串相干研究而设计的。最后，上述两种流向旋涡生成方法，由于均需占用一定的流道面积，因此将直接制约直连试验台的有效试验范围。

为此，需要设计专门的无背景波系的超声速流向旋涡模拟装置，以便能够深入探究上游大尺度流向旋涡结构和下游激波串的相干机制，为超燃冲压发动机研制提供重要的实验条件保障。

技术实现要素：

为解决上述问题，本发明提供了一种无背景波系的单对超声速流向旋涡发生装置。

为了达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：

一种单对超声速流向旋涡发生装置，包括依次连接的拉瓦尔喷管、过渡段、旋涡发生段、试验窗口；所述旋涡发生段为一段弯曲的管道，且旋涡发生段的横截面为矩形，横截面积沿流向逐渐增加。

上述技术方案的工作原理为：当拉瓦尔喷管和过渡段产生的均匀超声速气流流过旋涡发生段时，在离心力作用下，形成自下壁面往上壁面的径向压力梯度。借助该径向压力梯度驱动旋涡发生段侧壁边界层不断往上壁面方向移动；当侧壁边界层抵达上壁面时，其会和主流形成强剪切，从而形成超声速流向旋涡结构。为了避免旋涡发生段产生不必要的背景波系，防止背景波系污染超声速核心流，通过消波设计，可在试验窗口产生均匀的超声速核心流。基于前述设计可产生无背景波系的充分发展的单对超声速流向旋涡。

有益效果：

相对于现有技术，本发明提供的旋涡发生装置充分利用气动原理、结构简单、便于流场显示和工程实现。通过消波设计，有效避免了背景波系对流场的污染，在试验窗口处得到较优的流场品质，超声速主流内不存在任何的激波或膨胀波(即背景波系)，且流动参数均匀，为开展超燃冲压发动机内激波串和超声速流向旋涡的干扰机理研究提供了一种切实可行的试验方案。

附图说明

图1是无背景波系的单对超声速流向旋涡发生装置示意图。

图2是旋涡发生段内径向压力梯度示意图。

图3是旋涡发生段内侧壁边界层流体流动示意图。

图4是通过数值仿真得到的隔离段出口流场结构图。

具体实施方式

请参阅图1所示，本发明提供了一种无背景波系的单对超声速流向旋涡发生装置，包括拉瓦尔喷管1、过渡段2、旋涡发生段3以及试验窗口4。所述旋涡发生段3是一段弯曲的管道，旋涡发生段3的上壁面型线8为一半径为r的圆弧，旋涡发生段3的下壁面7为一弯曲型线。上壁面起始点a的当地切向和下壁面7起始点的切向一致，上壁面终止点b的切向和下壁面7终止点的切向一致。旋涡发生段3内部存在一系列自管道上壁面形成的连续右行膨胀波5，右行膨胀波5第一个波节位于旋涡发生段3上壁面起始点a，最后一个波节位于上壁面终止点b。所述旋涡发生段3的下壁面7弯曲的曲率中心始终位于上壁面一侧，下壁面7的型线通过消波设计得到。所述旋涡发生段3管道横截面为矩形，且该横截面积沿流向逐渐增加。所述右行膨胀波5入射在管道下壁面7时，其不产生任何的反射膨胀波，也不会诱导产生斜激波，即不产生背景波系。所述大尺度流向旋涡6位于试验窗口4顶部，旋涡发生段3左侧的旋涡旋向为顺时针方向，旋涡发生段3右侧的旋涡旋向为逆时针方向。旋涡6的强度可通过调节旋涡发生段3顶部的弯曲半径r实现，弯曲半径r越小，旋涡强度越大。所述的试验窗口4可以得到较优的流场品质，在超声速主流内不存在任何的激波或膨胀波(即背景波系)，且流动参数均匀。

请参阅图2、图3所示，在旋涡发生段3内流向旋涡6产生机理为：当拉瓦尔喷管1和过渡段2产生的均匀超声速主流11流过旋涡发生段3时，在离心力作用下，形成自下壁面7往上壁面8的径向压力梯度9，下壁面7的流体压强p2大于上壁面8的流体压强p1。借助该径向压力梯度9驱动旋涡发生段侧壁边界层10不断往上壁面8方向移动；当侧壁边界层10抵达上壁面8时，侧壁边界层10会和主流11形成强剪切，从而形成超声速流向旋涡结构6。

针对本发明，采用数值仿真方法对上述技术方案的效果进行验证。图4为通过数值仿真得到的隔离段出口流场结构图。选取的仿真参数如下：拉瓦尔喷管出口马赫数为1.5，弯曲半径r＝200mm，管道高度＝20mm，宽度＝80mm，试验窗口主流马赫数＝1.8，得到的流向旋涡6位于试验窗口4顶部，对于旋涡发生段3左侧的旋涡旋向为顺时针方向，对于旋涡发生段3右侧的旋涡旋向为逆时针方向。旋涡尺度达到了管道高度的45％左右。从出口马赫数分布图谱中可以看到，超声速核心流流场均匀，主流马赫数偏差不超过0.02。以上结果说明，本发明装置达到了预期的目标，是切实可行的。

基于上述验证可知，本实施例提供的旋涡发生装置结构简单、便于和已有试验台集成以及流场显示，有效避免了背景波系对流场的污染。此外，试验装置流道面积逐渐增加，且无附加的涡流发生器，更易满足直连试验台对模型堵塞度的要求，为开展超燃冲压发动机内激波串和超声速流向旋涡的干扰机理研究提供了一种切实可行的试验装置。

另外，本发明的具体实现方法和途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。