一种组合动力多通道喷管试验装置的制作方法

本发明属于飞行器领域，涉及组合动力多通道喷管试验装置(一种可使用于不同飞行速度下的涡轮基组合动力循环多通道喷管)。

背景技术：

高超声速飞行器的特征是比冲高、速域宽、可垂直起降、成本低，在研究未来飞行器上具有广泛的应用价值。目前，现有的吸气式发动机的工作速域较窄。涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机工作马赫数在0-3之间，冲压发动机工作马赫数在2-6之间，可见任何一种吸气式发动机都无法满足高超声速飞行器宽速域的要求。而火箭发动机虽然能工作在马赫数0-10之间，但需要携带燃料和氧气，比冲小，不可以重复利用，经济型低。因此，从上世纪60年代开始，国内外对组合循环发动机展开了广泛深入地研究。

涡轮基组合循环发动机(turbine-based-combined-cycle,tbcc)是组合循环发动机的一种。tbcc发动机是以涡轮发动机为基础，集成冲压发动机、火箭发动机等动力形式，科学组合形成的宽速域高超声速动力系统。它具有比冲高、飞行速度范围广、可重复使用等优势，是全速域高超声速飞行理想的动力推进系统。

为实现在不同的工作模态下转换，tbcc动力系统需要具备一种结构简单、工作稳定、可靠安全、维护方便的调节机构。目前的结构可动部件较多，结构复杂，难以设置驱动部件。

技术实现要素：

为解决上述问题，本发明的目的是提供一种组合动力多通道喷管试验装置。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：

一种组合动力多通道喷管试验装置，所述试验装置由上、中、下三个通道组成，三个通道上均设置有电机，电机通过电机支撑与整流管道连接，整流管道连接方型管道，方型管道共同连接尾喷管，在上、中通道与尾喷管连接处设置有调节装置，所述调节装置固定在尾喷管上，用来控制上、中方型管道的开闭，电机支撑的方型管段上方通过小孔一固定有加料软管，加料软管与加料漏斗连接，所述方型管道上方开设两个小孔二用于连接气流速度测量模块。

进一步地，所述整流管道内设置有吸管阵列，所述吸管阵列的两端设置有铁丝网，铁丝网将吸管阵列固定在整流管道内。

进一步地，所述气流速度测量模块包括粗软管、u形管、转接头、细软管和金属管，所述粗软管、转接头、细软管和金属管均具有两个，其中一个金属管通过一个小孔二插入方型管道内中间位置，并且弯折90度至水平，使金属管管口朝向来气流方向，金属管处于方形管道外侧的端部依次连接有细软管、转接头、粗软管和u形管的一端；

另一个金属管通过另一小孔二与方型管道连接，金属管的一端口与方形管道的内侧面平齐，另一个金属管的另一端口依次连接有另一细软管、另一转接头、另一粗软管和u形管的另一端。

进一步地，所述调节装置为三角调节板，舵机带动三角调节板绕固定在尾喷管(8)上的方形转轴旋转，来控制管道开闭；所述三角调节板镂空设计。

进一步地，所述电机通过动力控制模块控制转速，所述动力控制模块包括电子调速器、接收机、电源和遥控器。

进一步地，所述电机支撑外形为收缩的圆转方型。

进一步地，所述u形管上设置有刻度线，所述整流管道、方型管道、尾喷管均为亚克力材质透明方型管道。

进一步地，所述尾喷管为倒三角形状，是由特征线法设计的单边膨胀尾喷管。

进一步地，所述整流管道与方型管道之间以凹凸台嵌套结构连接。

一种组合动力多通道喷管试验装置的试验方法，所述试验方法包括如下步骤：

1)试验之前先记录本地大气压pa和环境温度ta；

2)将气流速度测量模块连接到两个小孔二，调节u型管两端的液面至同一水平面，并记录初始示数；通过遥控器调试电机、舵机；优选的，上、中、下通道的电机转速比为1:2:4、舵机可以自由开合到任意指定位置；

3)将上三角调节板打开，下三角调节板关闭，起动上通道电机，在电机运行过程中，始终保持均匀速度添加黄色粉末，观察尾喷管内的气流，直到气流状态稳定；观察连接上通道的u型管的液面变化，计算压差；

4)将中三角调节板打开，缓慢起动中间通道的电机，将转速增加到上通道电机转速的2倍，在电机运行过程中，保持均匀添加红色粉末，通过黄、红两种颜色的粉末混合情况，观察上通道电机常开、中间通道电机开启过程中喷管尾部气流的混合情况，直到气流稳定；观察连接中间通道的u型管的液面变化，计算压差；

5)缓慢关闭上通道的电机，在电机关闭过程中，通过黄、红两种颜色的粉末混合情况，观察上通道电机缓慢关闭、中间通道电机常开过程中喷管尾部气流的混合情况，直到上通道电机完全关闭，关闭上通道三角调节板；

6)缓慢起动下通道的电机，将转速增加到中间通道电机转速的2倍，在电机运行过程中，保持均匀添加蓝色粉末，通过红、蓝两种颜色的粉末混合情况，观察中间通道电机常开、下通道电机开启过程中喷管尾部气流的混合情况，直到气流稳定；观察连接下通道的u型管的液面变化，计算压差；

7)缓慢关闭中间通道的电机，在电机关闭过程中，通过红、蓝两种颜色的粉末混合情况，观察中间通道电机缓慢关闭、下通道电机常开过程中喷管尾部气流的混合情况，直到中间通道电机完全关闭，关闭中通道三角调节板；

8)缓慢关闭下通道的电机，实验结束；整理实验数据并分析各个状态的气流混合情况。

本发明模拟涡轮基组合循环发动机的多通道喷管,可观察气流混合情况的装置。本发明可进行通入不用颜色的指示剂并观察其混合情况的模拟实验，探索多通道组合喷管在低速飞行条件下，不同管道工作情况下的气流混合的基本规律。本发明三个通道分别模拟涡轮发动机、火箭发动机和冲压发动机。通过调节装置控制上、中两个通道的打开与关闭，模拟tbcc模态转换时的情况。通过压差计观察并计算出气流速度以此为根据控制电机达到相应转速。通过不同通道喷出不同颜色的指示剂观察气流混合情况。研究多通道喷管模态转变时的气流变化规律有利于组合动力的喷管研发。

本发明的有益效果是：与现有大多数发动机喷管相比，本发明所述的组合动力多通道喷管具有以下功能：1.宽速域工作，可模拟从0到10马赫数全速域飞行的tbcc系统中涡轮发动机、火箭发动机、冲压发动机的组合循环；2.研究模态切换时的气流状况，本喷管可探究三种发动机启动和停止切换瞬间的气流流动状况；3.研究尾喷管气流混合情况，可根据不同电机喷出不同颜色气流观察尾喷管中由于各管道中气流速度的差异引起的气流混合状况。

附图说明

图1为本发明的整体结构主视图；

图2为本发明的整体结构剖视图；

图3为本发明的整体结构左视图；

图4为本发明圆转方形电机支撑；

图5为本发明三角调节板；

图6为本发明三角调节板在尾喷管中的极限位置(图6左侧为三角调节板打开，右侧为关闭)；

图7为本发明管道连接方式；

图8为本发明整流模块吸管阵列排列；

图9为本发明铁丝网放置位置；

图10为本发明u形管与管道连接示意图；

图11为本发明立体结构示意图；

图中整流管道1、电机支撑2、吸管阵列3、铁丝网4、方型管道5、三角调节板6、轴承7、尾喷管8、方形转轴9、电机10、舵机11、舵机支撑12、加料漏斗13、电子调速器14、加料软管15、电线16、电源17、粗软管18、u形管19、转接头20、细软管21、细金属管22。

具体实施方式

下面结合示意图详细说明本发明提出的组合动力多通道喷管试验装置的具体结构的细节和工作情况。

一种组合动力多通道喷管试验装置，所述试验装置由上、中、下三个通道组成，三个通道上均设置有电机10，所述电机10为涵道电机，电机10通过电机支撑2与整流管道1连接，所述电机支撑2为圆转方型，整流管道1连接方型管道5，方型管道5共同连接尾喷管8，在上、中通道与尾喷管8连接处设置有调节装置，所述调节装置固定在尾喷管8上，用来控制上、中方型管道5的开闭，电机支撑2的方型管段上方通过小孔一固定有加料软管15，加料软管15与加料漏斗13连接，所述方型管道5上方开设两个小孔二用于连接气流速度测量模块(即压差计)。

所述整流管道1内设置有吸管阵列3，所述吸管阵列3的两端设置有铁丝网4，铁丝网4将吸管阵列3固定在整流管道1内。如图8所示在整流管道1内放满直径10mm的吸管。

所述气流速度测量模块(即压差计)包括粗软管18、u形管19、转接头20、细软管21和金属管22，所述粗软管18、转接头20、细软管21和金属管22均具有两个，金属管22为细金属管22，其中一个金属管22通过一个小孔二插入方型管道5内中间位置，并且弯折90度至水平(测静压)，使金属管管口朝向来气流方向，金属管22处于方形管道5外侧的端部依次连接有细软管21、转接头20、粗软管18和u形管19的一端；

另一个金属管22通过另一小孔二与方型管道5连接，金属管22的一端口与方形管道5的内侧面平齐，另一个金属管22的另一端口依次连接有另一细软管21、另一转接头20、另一粗软管18和u形管19的另一端。

所述调节装置为三角调节板6，舵机11带动三角调节板6绕固定在尾喷管8上的方形转轴旋转，来控制管道开闭；所述三角调节板6镂空设计。图6所示未三角调节板6的两个极限位置结构示意图。

所述电机10通过动力控制模块控制转速，所述动力控制模块包括电子调速器14、接收机(图中未示出)、电源17和遥控器(图中未示出)。

所述电机支撑2外形为收缩的圆转方型。

所述u形管19上设置有刻度线，所述整流管道1、方型管道5、尾喷管8均为亚克力材质透明方型管道。

所述尾喷管8为倒三角形状，是由特征线法设计的单边膨胀尾喷管。

所述整流管道1与方型管道5之间以凹凸台嵌套结构连接。

一种组合动力多通道喷管试验装置的试验方法，所述试验方法包括如下步骤：

1)试验之前先记录本地大气压pa和环境温度ta；

2)将气流速度测量模块(即压差计)连接到两个小孔二，调节u型管19两端的液面至同一水平面，并记录初始示数；通过遥控器调试电机10、舵机11；优选的，上、中、下通道的电机10转速比为1:2:4、舵机11可以自由开合到任意指定位置；

3)将上三角调节板6打开，下三角调节板6关闭，起动上通道电机10，在电机10运行过程中，始终保持均匀速度添加黄色粉末，观察尾喷管内的气流，直到气流状态稳定；观察连接上通道的u型管19的液面变化，计算压差；

4)将中三角调节板6打开，缓慢起动中间通道的电机10，将转速增加到上通道电机10转速的2倍，在电机运行过程中，保持均匀添加红色粉末，通过黄、红两种颜色的粉末混合情况，观察上通道电机常开、中间通道电机开启过程中喷管尾部气流的混合情况，直到气流稳定；观察连接中间通道的u型管19的液面变化，计算压差；

5)缓慢关闭上通道的电机10，在电机10关闭过程中，通过黄、红两种颜色的粉末混合情况，观察上通道电机10缓慢关闭、中间通道电机10常开过程中喷管尾8部气流的混合情况，直到上通道电机10完全关闭，关闭上通道三角调节板6；

6)缓慢起动下通道的电机10，将转速增加到中间通道电机10转速的2倍，在电机10运行过程中，保持均匀添加蓝色粉末，通过红、蓝两种颜色的粉末混合情况，观察中间通道电机10常开、下通道电机10开启过程中喷管尾8部气流的混合情况，直到气流稳定；观察连接下通道的u型管19的液面变化，计算压差；

7)缓慢关闭中间通道的电机10，在电机10关闭过程中，通过红、蓝两种颜色的粉末混合情况，观察中间通道电机10缓慢关闭、下通道电机10常开过程中喷管尾8部气流的混合情况，直到中间通道电机10完全关闭，关闭中通道三角调节板6；

8)缓慢关闭下通道的电机10，实验结束；整理实验数据并分析各个状态的气流混合情况。

在具体的试验中将试验装置进行模块化设计，基于上面提出的方案，可以将试验装置分为动力模块、气流速度测量模块(即压差计)、整流模块、管道模块、颜色指示剂模块、调节机构和支撑结构。

所述动力模块由遥控器同时控制上中下通道的电机10达到不同转速，以控制不同的进气速度，实现模拟不同马赫数的涡轮发动机、火箭发动机和喷气发动机的功能。

所述气流速度测量模块(即压差计)由粗软管18、u形管19、转接头20、细软管21和细金属管22共同模拟皮托管，根据伯努利方程的原理，测量总压静压之差即为动压，实现计算气流速度的功能。

所述整流模块由吸管阵列3和铁丝网4进行整流，实现气流从有旋且不平稳的紊流状态转换为较稳定的层流状态的功能。

所述管道模块由特征线法设计单边膨胀尾喷管8，实现不同发动机模块气流的混合和加大燃气冲量的功能。

所述颜色指示剂模块由加料漏斗13、加料软管15、带颜色的粉末组成，实现气流混合情况的观察。

所述调节机构由舵机11控制三角调节板6绕固定在尾喷管8上的方形转轴9转动，调节喉道面积和开闭通道控制气流通断，以实现tbcc发动机系统不同模块的转换功能。所述调节机构由遥控器控制舵机11旋转，实现三角调节板6的旋转调节功能。

所述支撑结构由3d打印的圆转方型电机支撑2、舵机支撑12、整流管道1和试验装置支撑架(未示出)实现整个试验装置的包裹和支撑功能。

在一实施例中，本发明基于并联型涡轮基组合循环动力发动机和单边膨胀尾喷管，上通道是涡喷发动机通道，中间通道是火箭发动机通道，下通道是冲压发动机通道。涡喷通道和火箭通道的尾部都设置一段圆转方形通道，最后连接到共用尾喷管。

本发明设有方形整流管道、圆转方型电机支撑、吸管阵列、铁丝网、方形管道、三角调节板、轴承、尾喷管、方形转轴、涵道电机、舵机、舵机支撑、加料漏斗、电子调速器、加料软管、电线、电源电池、粗软管、u形管、转接头、细软管、细金属管。

涵道电机10装嵌入圆转方形电机支撑2，电机支撑2为用3d打印机打印一段圆转方过渡结构，圆形内径与涵道电机外径配合，方形尺寸与后面整流模块方管配合后部有小孔一插入加料软管15通入带颜色粉末，电机支撑2后接一段方形整流管道1，方形整流管道1内放满整流吸管阵列3形成蜂窝状结构，整流吸管阵列3两端放铁丝网4固定，方形整流管道1后再接一段方形管道5，方形管道5上有两个小孔二通过u形管19连接粗软管18、转接头20、细软管21、细金属管22，测量气体压强，计算气体流速，方形管道5后接共用尾喷管8，上、中方形管道5与尾喷管8连接处上装有轴承7与方形转轴9，三角调节板6通过方形转轴9固定在尾喷管8内，尾喷管8侧壁装有舵机支撑12，舵机支撑12内舵机11与方形转轴9固定。

动力模块：由直径90mm的涵道电机10、电子调速器14、电线16、接收机、12v电源电池17、遥控器组成。用遥控器控制三个电机的转速。作用为：提供源源不断的进气。

气流速度测量模块，模拟皮托管，在管道模块中方管上方打两个圆形小孔，插入金属管，一根插入方管内中间位置弯折90°至水平(使金属管口朝向来流方向)测静压，一根插入方管与方管上表面的下壁面平齐，之后做好密封。金属管上端接一小段细软管，细软管接转接头后再接粗软管，同样做好密封，粗软管另一头连接u形管。用细软管，粗软管，转接头将两细金属管连接至u形管。通过伯努利方程计算出动压继而算出气流速度。

整流模块，由吸管阵列3、铁丝网4和轴向100mm亚克力拼接管道组成。整流模块与两端管道为图7所示的连接方式，前后管道的外侧切去厚度3mm高度10mm的方形壳体形成厚度7mm高度10mm的内凸台，整流模块内侧切去厚度7mm高度10mm的方形壳体形成厚度3mm高度10mm的外凸台，两部分凸台可以拼合在一起；整流管道中放满直径10mm的吸管形成图8所示的吸管阵列；吸管两端管道之间的连接处放置致密的铁丝网，如图9所示，铁丝网的网格宽度要略小于吸管直径，故当管道连接时，铁丝网位置固定，继而吸管位置固定。作用为：对进入管道的气流进行整理。电机旋转会产生旋转气流，方向不规律，影响后续观察效果。通过一段长度平直的吸管后，气流方向水平一致，达到平整。

管道模块，利用特征线法设计了一种单边膨胀尾喷管8。作用为：不同通道气流在尾喷管内混合，排出。在实际航空发动机中尾喷管除了起到排气作用，也能使燃烧室或涡轮出来的燃气继续加速，把燃气中的压力能和热能转化为动能，增大燃气的冲量，从而增大发动机的推力。

调节模块，由方形转轴9、轴承7和三角调节板6组成。三角调节板截面形状类似扇形，由一段较大直径弧线，较小直径弧线，和两条直线组成。为减轻舵机承受载荷，将三角板做成中空，为增加三角板强度，使之两侧增加肋板结构。由于tbcc尾喷管需在很大的落压比范围内工作，而且通过的质量流量变化幅度也较大，必须采用几何可变的调节结构，以实现尾喷管喉道面积和出口面积的大范围调节。通过在火箭通道和涡喷通道内分别安装三角调节板，三角调节板绕固定在尾喷管上的转轴转动，从而实现调节喉道面积和开闭通道的目的。三角调节板的上板和下板为直板，下板的与单边膨胀尾喷管侧壁与上膨胀面的交线相同，前板的形状是以转轴中心为圆心的圆弧曲面，前板在转动过程中始终与尾喷管收缩段上板保持相切。三角调节板的驱动部件及其附件放在通道外的侧面空间。冲压通道喷管内不安装调节结构，始终保持开启状态作用为：通过舵机作用调节挡板开合，达到调节不同管道气流通断，以实现tbcc发动机的模态转换,改变飞行速度的目的。该机构简单可靠、维护方便。

颜色指示剂模块，由加料漏斗13、加料软管15、绿色、红色、紫色三种颜色不同的粉末组成，绿色、红色、紫色粉末作为颜色指示剂分别指示上、中、下通道气流的流动状况。实验过程中，向加料漏斗中不断加入粉末，电机转动，让其随气流流动通过管道在尾喷管中实现混合，便于观察气流的混合情况。

调节机构驱动模块，由舵机11(舵机、舵机盘和舵机盘与轴之间的转接部件)组成。遥控器控制舵机带动调节三角板绕固定在尾喷管上的轴转动。

支撑结构，由两部分组成，分别为电机支撑和舵机支撑。电机支撑主要是电机为圆形截面，后面管道为方形截面，中间需要一段圆转方的结构。通过3d打印一段整体呈圆转方形的部件，一端可以将电机嵌入其内，另一端以榫卯结构与后面方管相连接；舵机支撑同样通过3d打印，打印出一个槽形结构放入舵机，下方再突出两段小圆柱体通过在尾喷管侧面打孔嵌入其中。

以下给出利用本发明进行实验的整个过程：

1)实验之前先记录本地大气压pa和环境温度ta。

2)将压差计(即气流速度测量模块)连接到测量点(小孔二)，调节u型管两端的液面至同一水平面，并记录初始示数；通过遥控器调试电机、舵机可以达到实验要求的状态：上、中、下通道的电机转速比为1:2:4、舵机可以自由开合到任意指定位置。

3)将上三角调节板打开，下三角调节板关闭，起动上通道电机，在电机运行过程中，始终保持均匀速度添加黄色粉末，观察尾喷管内的气流，直到气流状态稳定；观察连接上通道的压差计的变化(即观察连接上通道的u型管19的液面变化)，记录压差计示数(计算压差)；

4)将中三角调节板打开，缓慢起动中间通道的电机，将转速增加到上通道电机转速的2倍左右，在电机运行过程中，保持均匀添加红色粉末，通过黄、红两种颜色的粉末混合情况，观察上通道电机常开、中间通道电机开启过程中喷管尾部气流的混合情况，直到气流稳定；观察连接中间通道的压差计的变化(观察连接中间通道的u型管19的液面变化)，记录压差计示数(即计算压差)。

5)缓慢关闭上通道的电机，在电机关闭过程中，通过黄、红两种颜色的粉末混合情况，观察上通道电机缓慢关闭、中间通道电机常开过程中喷管尾部气流的混合情况，直到上通道电机完全关闭，关闭上通道三角调节板。

6)缓慢起动下通道的电机，将转速增加到中间通道电机转速的2倍左右，在电机运行过程中，保持均匀添加蓝色粉末，通过红、蓝两种颜色的粉末混合情况，观察中间通道电机常开、下通道电机开启过程中喷管尾部气流的混合情况，直到气流稳定；观察连接下通道的压差计的变化(即观察连接下通道的u型管19的液面变化)，记录压差计示数(即计算压差)。

7)缓慢关闭中间通道的电机，在电机关闭过程中，通过红、蓝两种颜色的粉末混合情况，观察中间通道电机缓慢关闭、下通道电机常开过程中喷管尾部气流的混合情况，直到中间通道电机完全关闭，关闭下通道三角调节板。

8)缓慢关闭下通道的电机，实验结束；整理实验数据并分析各个状态的气流混合情况。

本发明的有益效果是：与现有大多数发动机喷管相比，本发明所述的组合动力多通道喷管具有以下功能：1.宽速域工作，可模拟从0到10马赫数全速域飞行的tbcc系统中涡轮发动机、火箭发动机、冲压发动机的组合循环；2.研究模态切换时的气流状况，本喷管可探究三种发动机启动和停止切换瞬间的气流流动状况；3.研究尾喷管气流混合情况，可根据不同电机喷出不同颜色气流观察尾喷管中由于各管道中气流速度的差异引起的气流混合状况。