[发明专利]一种改变超声速风洞模型实验马赫数的装置及工作方法

说明书

技术领域

本发明涉及的是一种可改变超声速风洞模型实验马赫数的实验技术，属于超声速进气道技术领域、空气动力学实验技术领域。

背景技术

风洞，是进行空气动力学实验的主要设备。所谓风洞就是按一定要求专门设计的一种管道，在这个特殊的管道中，采用适当的动力装置在管道中产生可以调节的气流，实验段中能够模拟或基本上模拟实物在大气流场中的情况，用来进行各种类型的空气动力学实验。实验时用支杆或支架把模型固定在实验段内，当气流吹过模型时，模型上的压力参数通过传感器或导管输出到测量仪器上，从而获得模型上的实验数据。

按风洞实验段中气流速度或马赫数的大小，风洞可以分为以下几种类型：低速风洞（                                                ）、亚声速风洞（）、跨声速风洞（）、超声速风洞（）、高超声速风洞（）、极高速风洞等几类。

对于超声速风洞来说，其实验段的气流马赫数是不能调节的，如果需要改变实验段的气流马赫数，则必须更换相应的喷管，每一个喷管对应于一个固定的气流马赫数，如Ma1.5、Ma1.8、Ma2.0、Ma2.5等。由于喷管型面数量有限，超声速风洞只能进行有限几个气流马赫数的实验，对于不在风洞实验马赫数范围内的情况，如模型的设计马赫数为Ma1.6，一般通过Ma1.5和Ma1.8两种实验状态下的参数插值得到。

因此，对于设计马赫数不在风洞实验马赫数范围内的情况，通过风洞实验不能获得模型在设计状态的性能参数，无法对设计和数值仿真的结果进行校核，而且通过线性插值得到的性能参数无法验证其准确度。

发明内容

本发明目的是提供一种可改变超声速风洞模型实验马赫数的实验技术，通过一个楔形的激波板产生的激波来改变实验模型前的气流马赫数。该方法可应用于超声速进气道，实验模型可以是全机模型，也可以是只包含前机身/进气道在内的半机模型。本发明可以解决目前超声速风洞无法获知实验模型在某些特定马赫数下的性能参数的问题，可用于飞行器或进气道方案的气动特性研究，从而获得在特定马赫数下的真实性能。

本发明为实现上述目的，采用如下技术方案：

一种改变超声速风洞模型实验马赫数的装置，包括实验模型以及风洞支撑构件，所述的风洞支撑构件包括支撑底座以及风洞支撑，所述的实验模型通过所述的支撑底座固定在所述的风洞支撑上，其特征在于：还包括一激波板，该激波板固定在所述的风洞支撑构件上

本发明的实验模型轴线和激波板上表面平行，激波板与风洞来流方向成一攻角δ,该攻角δ满足：

。

一种可改变超声速风洞模型实验马赫数的装置的工作方法，包括如下步骤：

第一步：根据风洞实验段气流马赫数和模型需要的马赫数，计算激波板和气流的夹角，使得激波板后的气流马赫数等于模型需要的马赫数；

第二步：通过风洞攻角调节机构调整激波板角度为第一步的计算值；

第三步：按常规风洞实验方法进行风洞实验，获得实验模型的性能参数。

本发明采用上述技术方案，与现有技术相比具有如下的优点：

1）利用本发明可以解决现有超声速风洞不能进行某些马赫数下的模型实验的问题。

2）利用本发明进行实验避免了通过大于和小于设计马赫数下两种实验状态下的参数插值带来的误差问题，并减少了一半的风洞实验费用。

3）本发明通过一个楔形的激波板产生的激波来改变实验模型前的马赫数，结构简单，加工方便且成本较低。

附图说明

图1是采用本发明的激波板与实验模型在超声速风洞中的安装示意图。

图2是激波板在超声速气流中产生斜激波的三维示意图。

图3是激波板在超声速气流中产生斜激波的二维波系示意图。

图4是激波板的俯视图。

图中：1、超声速风洞来流，2、激波板，3、激波板产生的斜激波，4、实验模型，5、实验模型头部产生的斜激波，6、支撑底座，7、风洞支撑，8、模型轴线方向。

具体实施方式

本发明将在下面对照附图给予更全面地说明，各图中所给出的是本发明的一个应用实例，而不应当解释成本发明仅局限于在此所述的应用实例。图中所给实验模型为飞机进气道模型、不包括飞机后机身和机翼，对于全机模型、单独进气道模型等其它超声速飞行器模型也同样适用。本应用实例为飞机进气道实验，对于飞行器外流实验，本发明也可以予以实施。