[发明专利]一种脉冲型风洞串列喷管

说明书

本发明涉及一种脉冲型风洞串列喷管，包括上游喷管、等直连接段和下游喷管，上游喷管和下游喷管为两个马赫数不同的固块型面喷管，上游喷管和下游喷管流道中部各具有一个收缩喉道，上游喷管的收缩喉道截面积小于下游喷管的收缩喉道截面积，使上游喷管成为风洞串列喷管的几何喉道，等直连接段的流道内部设有整流装置，用于整合流体，提高流场品质。本发明的喷管没有复杂的作动控制机构，在工程实际应用中具有可操作性，结构简单、可靠，还能够进一步缩短喷管的启动时间以及提高试验段流场品质。

技术领域

本发明属于脉冲型风洞试验领域，具体而言，涉及一种脉冲型风洞串列喷管。

背景技术

脉冲型风洞是高Ma数地面试验设备的一种，目的就是要尽可能复现飞行器的飞行环境，并结合测试技术，获得飞行器模型在这种环境下的气动参数。脉冲型风洞是由激波管发展起来的，根据运行方式的不同，有反射型激波风洞、炮风洞、自由活塞激波风洞、路德维希管风洞以及激波膨胀管风洞等多种类型。

喷管是脉冲型风洞的核心部件，作用就是为试验段模型提供满足要求的气流参数。其流场品质对设备的性能有重要的影响，因此气动设计的目的就是根据一定的理论基础获得满足设计要求的具有收缩-扩张形式的壁面型线。

目前国内外脉冲型风洞试验Ma数基本都在6.0以上：一方面基于激波管原理发展起来的脉冲型风洞由于存在“大喉道效应”(被驱动管径与喷管喉道尺寸不匹配)，使得设备很难应用到Ma数5以下；另一方面以路德维希管原理运行的脉冲型风洞虽然可以实现Ma数5以下运行，但是要求驱动段管径尺寸较大，难以做到宽Ma数运行下多喷管尺寸的统一。

传统的超/高超声速风洞喷管由亚声速收缩段、喉道段以及超声速扩张段组成。收缩段通常采用三次或五次光顺曲线；喉道段以跨声速流场解作为初值线；超声速扩张段以特征线理论为基础(结合附面层修正技术)，设计方法可归为两类：

一类是基于泉流假设的部分特征线设计法，如Foelsch方法、Crown方法。总的思路是利用前段多次曲线将喉部处的声速流变成转折点处的超声速泉流。这种方法的缺点是在转折点壁面曲线不可导，表现为流场内部有扰动，对喷管整体性能具有较大影响。为了提高喷管壁面的光顺性，在以上方法的基础上产生了具有连续曲率的改进设计方法，如Kenney通过在转折点后预先给定一段壁面型线来光滑过渡喷管型线。虽然改进方法在一定程度上改善了喷管流场品质，但都是采用了泉流假设，使得转折点前型线设计缺乏理论依据。

另一类是完全的特征线法，又可进一步分为直接特征线法和逆向特征线法。直接特征线法通过指定紧邻喉道后膨胀段曲线形式(如圆弧)，根据喷管设计Ma数确定边界特征线参数及位置。逆向特征线法通过给的轴向流动参数的分布(如轴向Ma数或速度分布)，结合流线追踪技术即可得到无粘边界。相比较而言，完全特征线法取消了泉流区假设，增强了喷管设计的理论基础，因此可能得到的流场品质更好。

从目前资料来看，随着高超声速飞行器研制需求的增加，脉冲型风洞急需向较低Ma数段扩展，如美国CUBRC LENS II激波风洞改造后Ma数范围为3.5-8.0，但是这种基于传统喷管的改造方案均以牺牲设备有效运行时间及流场品质为代价。因此如何在保证脉冲型风洞性能的前提下扩大Ma数运行范围，实现不同Ma数下的尺寸匹配成为研究重点。

发明内容

本发明提出一种脉冲型风洞串列喷管，以解决现有技术中难以在保证设备性能前提下实现宽Ma数范围内尺寸匹配的问题。

考虑到现有技术的上述问题，根据本发明公开的一个方面，本发明采用以下技术方案：