一种模拟超燃冲压发动机隔离段及燃烧室实际入口条件的直连试验设备的制造方法
【专利摘要】一种模拟超燃冲压发动机隔离段及燃烧室实际入口条件的直连试验设备，包括用于加速气流至目标马赫数的设备喷管、用于产生附面层的附面层发展段、用于产生精确斜激波的扩张段和发动机隔离段模型；依次为设备喷管，设备喷管出口连接附面层发展段的入口，附面层发展段的出口连接扩张段的入口，扩张段的出口连接隔离段模型；通过设备喷管将气流加速到目标马赫数，经过附面层发展段形成上、下壁面附面层厚薄不一致的非均匀附面层，然后进入扩张段产生精确的斜激波，从而形成了与超燃冲压发动机隔离段和燃烧室实际入口条件相一致的气流参数。同时，由于激波发生器为扩张构型，解决了传统直连试验设备的启动问题。
【专利说明】
一种模拟超燃冲压发动机隔离段及燃烧室实际入口条件的直 连试验设备
技术领域
[0001] 本发明涉及空气动力学领域，具体的，涉及一种模拟超燃冲压发动机隔离段及燃 烧室实际入口条件的直连试验设备。
【背景技术】
[0002] 相比于自由射流试验和飞行试验，直连试验设备具有结构简单、试验成本低、试验 持续时间长和试验周期短等优点，因而得到了广泛应用。
[0003] 隔离段/燃烧室是超燃冲压发动机的重要部件，其性能好坏将直接影响发动机的 整体性能和各部件的稳定性，因此，对超燃冲压发动机隔离段/燃烧室的试验研究具有十分 重要的意义。传统的直连试验设备只能模拟均匀的超声速来流，但是，由于高超飞行器机体 与超燃冲压发动机的高度一体化，以及由激波-附面层干扰所主导的复杂超声速内流场中 各部件之间强烈的耦合效应，导致传统的直连试验设备很难模拟超燃冲压发动机隔离段/ 燃烧室实际入口的斜激波和非对称附面层，因而无法获得实际飞行条件下隔离段内的流场 结构、流动现象和性能参数等。所以，模拟超燃冲压发动机隔离段/燃烧室实际入口条件的 直连试验设备具有重要的研究价值。
[0004] 现有的激波发生器接在设备喷管之后，通过壁面向内旋转一定角度产生斜激波， 从而导致了收缩构型，存在直连试验台不启动的风险。因此，设计一套既能模拟隔离段/燃 烧室实际入口条件，又能解决传统直连试验台启动问题的直连试验设备十分重要。
【发明内容】
[0005] 发明目的：为了解决现有技术的不足，本发明提供一种模拟超燃冲压发动机隔离 段及燃烧室实际入口条件的直连试验设备，通过模拟燃烧冲压发动机隔离段和燃烧室实际 入口的条件进行试验，解决了现有技术的问题。
[0006] 技术方案:一种模拟超燃冲压发动机隔离段及燃烧室实际入口条件的直连试验设 备，其特征在于，包括用于加速气流至目标马赫数的设备喷管、用于产生附面层的附面层发 展段、用于产生精确斜激波的扩张段和发动机隔离段模型；
[0007] 依次为设备喷管，设备喷管出口连接附面层发展段的入口，附面层发展段的出口 连接扩张段的入口，扩张段的出口连接隔离段模型；
[0008] 设备喷管的出口、附面层发展段的进出口以及扩张段的进口高度相同；扩张段的 出口与隔离段模型的进口高度相同；所述扩张段的出口高度大于扩张段的入口高度；附面 层发展段、扩张段和隔离段模型的上壁面位于同一个水平面。
[0009] 进一步的，其特征在于，附面层发展段包括光滑平板和圆形凸台平板;光滑平板位 于附面层发展段的上壁，圆形凸台平板位于附面层发展段的下壁。
[0010]进一步的，所述设备喷管的出口马赫数为扩张段进口的马赫数设定值。
[0011]进一步的，所述设备喷管的参数和扩张段的参数基于特征线法计算。
[0012]进一步的，所述扩张段的参数计算包括以下步骤:扩张段的基本方程如下：
[0014] (u2-a2) du±+ [ 2uv- (u2-a2) λ± ] dv±- (5a2 v/y) dx± = 0
[0015] 其中，Θ是气流速度与x轴的夹角，α是马赫角，u和v分别是气流速度沿x轴和y轴的 分量，a是当地声速，λ是特征线的斜率，δ对平面流动等于1.
[0016] 1)设定扩张段上壁面水平，设定扩张段出口处截面上壁的端点为Α，下壁的端点为 Β;扩张段上壁中点处为C;入口处上壁的端点为D，入口处下壁端点为Ε;
[0017] 设定截面ΑΒ上各点的气流参数及气流的偏转角分布；
[00?8] 2)根据ΑΒ上各点的气流参数，基于特征线法进行反向计算连线ABC形成的区域内 的流动状态；
[0019] 3)根据步骤2获得的ABC区域内的流动状态，得到C点的气流参数；
[0020] 4)根据C点的气流参数，结合连续方程，确定点CED连线形成的区域内的均匀流动 状态；
[0021] 5)根据已知的CE和CB上各点的气流参数，基于喷管设计的特征线法，结合连续方 程，确定型线BE以及区域BCE内的流动状态。
[0022] 有益效果:通过设备喷管将气流加速到目标马赫数，经过附面层发展段形成上、下 壁面附面层厚薄不一致的非均匀附面层，然后进入扩张段产生精确的斜激波，从而形成了 与超燃冲压发动机隔离段和燃烧室实际入口条件相一致的气流参数。同时，由于激波发生 器为扩张构型，解决了传统直连试验设备的启动问题。
【附图说明】
[0023]图1为本发明的结构示意图
[0024] 图2为本发明的附面层发展端的结构示意图
[0025] 图3为本发明的扩张段的结构示意图
[0026] 图中：1-设备喷管；2-附面层发展段;3-扩张段;4-隔离段模型；21-附面层发展段 光滑平板;22-增加圆形凸台的平板;23-圆形凸台；31-扩张段光滑平板;32-扩张段下壁面。
【具体实施方式】
[0027] 下面结合附图对本发明做更进一步的解释。
[0028] 如图1、图2和图3所示，一种模拟超燃冲压发动机隔离段及燃烧室实际入口条件的 直连试验设备，其特征在于，包括用于加速气流至目标马赫数的设备喷管1、用于产生附面 层的附面层发展段2、用于产生精确斜激波的扩张段3和发动机隔离段模型4;
[0029] 依次为设备喷管1，设备喷管1出口连接附面层发展段2的入口，附面层发展段2的 出口连接扩张段3的入口，扩张段3的出口连接隔离段模型4;
[0030] 设备喷管的出口、附面层发展段的进出口以及扩张段的进口高度相同；扩张段的 出口与隔离段模型的进口高度相同；以保证直连设备中各部件的可靠连接。所述扩张段的 出口高度大于扩张段的入口高度;附面层发展段、扩张段和隔离段模型的上壁面位于同一 个水平面。
[0031]附面层发展段包括光滑平板21和圆形凸台平板22;光滑平板位于附面层发展段的 上壁，圆形凸台平板位于附面层发展段的下壁。附面层发展段2的上壁面采用光滑平板21， 使得附面层发展速度较慢，这与传统的附面层发展方式相同；附面层发展段2的下壁面采用 增加圆形凸台的平板22,使得附面层发展速度较快，从而可以在相同的长度下产生较厚的 附面层。由于方形凸台棱角分明，在实际的热流试验中会被烧蚀，因此采用圆形凸台23。对 于凸台的大小、数量及分布而言，考虑在一定的来流马赫数、附面层发展段长度及圆形凸台 宽度的基础上，固定首个圆台的位置，采用Isight软件D0E中的拉丁方设计方法研究三个设 计变量的影响，并进行多目标多参数优化，最终得到实际飞行条件下精确的下厚上薄的非 均匀附面层分布。
[0032]所述设备喷管的出口马赫数为扩张段进口的马赫数设定值。
[0033] 所述设备喷管的参数和扩张段的参数基于特征线法计算。
[0034] 所述扩张段的参数计算包括以下步骤：
[0035]扩张段的基本方程如下：
[0038] 其中，Θ是气流速度与X轴的夹角，α是马赫角，u和v分别是气流速度沿X轴和y轴的 分量，a是当地声速;λ是特征线的斜率，δ对平面流动等于1.
[0039] 1)设定扩张段上壁面水平，设定扩张段出口处截面上壁的端点为Α，下壁的端点为 Β;扩张段上壁中点处为C;入口处上壁的端点为D，入口处下壁端点为Ε;
[0040] 设定截面ΑΒ上各点的气流参数及气流的偏转角分布；
[0041 ] 2)根据ΑΒ上各点的气流参数，基于特征线法进行反向计算连线ABC形成的区域内 的流动状态；
[0042] 3)根据步骤2获得的ABC区域内的流动状态，得到C点的气流参数；
[0043] 4)根据C点的气流参数，结合连续方程，确定点CED连线形成的区域内的均匀流动 状态；
[0044] 5)根据已知的CE和CB上各点的气流参数，基于喷管设计的特征线法，结合连续方 程，确定型线BE以及区域BCE内的流动状态。
[0045] 具体的，首先，扩张段3的上壁面采用光滑平板31，给定扩张段3出口截面AB处各点 的气流参数及气流的偏转角分布;然后，根据扩张段3出口截面AB处各点的气流参数，基于 特征线法进行反向计算，得到区域ABC内的流动状态;接着，根据C点的气流参数，结合连续 方程，确定区域CDE及其内部的均匀流动状态;最后，根据已知的CE和CB上各点的气流参数， 结合连续方程，确定扩张段下壁面32的型线BE以及区域BCE内的流动状态。
[0046] 隔离段模型4是发动机原隔离段模型，截面尺寸与扩张段3的出口相同。实际飞行 条件下隔离段模型4的进口气流参数即为扩张段3出口处给定的气流参数，扩张段3、附面层 发展段2和设备喷管1均由此处的气流参数进行反向设计而得。
[0047] 从以上的描述中，可以看出，本发明上述的实例实现了如下技术效果：
[0048] 气流经设备喷管加速到扩张段进口的设计马赫数，通过附面层发展段形成实际飞 行条件下精确的下厚上薄的非均匀附面层分布，然后进入扩张段产生精确的斜激波，从而 形成了与超燃冲压发动机隔离段/燃烧室实际入口条件相一致的气流参数；同时，由于激波 发生器为扩张构型，所以避免了传统直连试验设备的不启动风险。
[0049]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。
【主权项】
1. 一种模拟超燃冲压发动机隔离段及燃烧室实际入口条件的直连试验设备，其特征在 于，包括用于加速气流至目标马赫数的设备喷管（1)、用于产生附面层的附面层发展段(2)、 用于产生精确斜激波的扩张段(3)和发动机隔离段模型(4); 依次为设备喷管（1)，设备喷管（1)出口连接附面层发展段（2)的入口，附面层发展段 (2)的出口连接扩张段(3)的入口，扩张段(3)的出口连接隔离段模型(4); 设备喷管的出口、附面层发展段的进出口 W及扩张段的进口高度相同；扩张段的出口 与隔离段模型的进口高度相同；所述扩张段的出口高度大于扩张段的入口高度；附面层发 展段、扩张段和隔离段模型的上壁面位于同一个水平面。2. 如权利要求1所述的一种模拟超燃冲压发动机隔离段及燃烧室实际入口条件的直连 试验设备，其特征在于，附面层发展段包括光滑平板(21)和圆形凸台平板(22);光滑平板位 于附面层发展段的上壁，圆形凸台平板位于附面层发展段的下壁。3. 如权利要求1所述的一种模拟超燃冲压发动机隔离段及燃烧室实际入口条件的直连 试验设备，其特征在于，所述设备喷管的出口马赫数为扩张段进口的马赫数设定值。4. 如权利要求1所述的一种模拟超燃冲压发动机隔离段及燃烧室实际入口条件的直连 试验设备，其特征在于，所述设备喷管的参数和扩张段的参数基于特征线法计算。5. 如权利要求4所述的一种模拟超燃冲压发动机隔离段及燃烧室实际入口条件的直连 试验设备，其特征在于，所述扩张段的参数计算包括W下步骤： 扩张段的基本方程如下：其中，Θ是气流速度与X轴的夹角，α是马赫角，U和V分别是气流速度沿X轴和y轴的分量， a是当地声速，λ是特征线的斜率，δ对平面流动等于1; 1) 设定扩张段上壁面水平，设定扩张段出口处截面上壁的端点为Α，下壁的端点为Β;扩 张段上壁中点处为C;入口处上壁的端点为D，入口处下壁端点为Ε; 设定截面ΑΒ上各点的气流参数及气流的偏转角分布； 2) 根据ΑΒ上各点的气流参数，基于特征线法进行反向计算连线ABC形成的区域内的流 动状态； 3) 根据步骤2获得的ABC区域内的流动状态，得到C点的气流参数； 4) 根据C点的气流参数，结合连续方程，确定点C邸连线形成的区域内的均匀流动状态； 5) 根据已知的CE和CB上各点的气流参数，基于喷管设计的特征线法，结合连续方程，确 定型线BEW及区域BCE内的流动状态。
【文档编号】G01M15/04GK106092591SQ201610454811
【公开日】2016年11月9日
【申请日】2016年6月21日
【发明人】俞凯凯, 徐惊雷, 刘顺, 唐兰, 汪阳生, 吕郑
【申请人】南京航空航天大学