CN112179605B - 一种模拟飞行器外流的引射喷管实验装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种可模拟飞行器外流的引射喷管实验装置，包括圆转圆法兰段、主喷管段、次流喷管段和外流喷管段。气流在外流喷管段内沿径向非对称膨胀，形成均匀的超声速气流，从而达到模拟飞行器后体外流的目的。该外流模拟实验装置气动原理简单，结构易于实现，无需对自由射流风洞改造，仅通过常规喷管实验台即可实现后体超声速外流的模拟，大大节省实验成本和工作量。同时利用该装置产生的超声速气流流动参数均匀，不存在复杂的膨胀波和激波。因此本发明在保证经济性的前提下，又能准确模拟飞行器外流环境，为开展飞行器高空飞行工况的飞行器后体/引射喷管内外流耦合机理研究提供了一种切实可行的实验方案。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器气动实验领域，尤其是应用于模拟飞行器工作时机体外流的引射喷管实验装置。
背景技术
近年来，随着航空航天领域的迅速发展，TBCC组合循环发动机成为实现“快速、机动、廉价、可靠”地进入空间、全球远程到达等目标的主要动力方案之一。
TBCC尾喷管在很大的落压比范围内工作，且通过的质量流量变化幅度也较大，其扩张比从起飞状态下的2变化至超声速巡航状态时的15-20，需要采用变几何的方法来调节喉道和扩张角度，而这增加了喷管构型的复杂程度和附加阻力。因此需要通过气动方法设计包含多流路流体的喷管，在构型上容易实现且又不带来附加阻力。应用于超声速飞行器的引射喷管将来自进气道边界层的溢流或来自冷却流路、外涵道的气体(次流)引射，与流出主喷管的气体(主流)进行剪切及动能的掺混，从而提高次流流体的动能，主次流流体共同流出引射喷管以提高推力。
由于引射喷管在实际工作过程中不可避免地将受到飞行器外流的影响，特别是在低速与跨声速飞行状态下，引射喷管第三流路辅助进气门打开，此时外界气流直接被吸入到引射喷管内，外流特性将直接影响到引射喷管的工作性能。
目前开展的喷管地面实验中通常在喷管入口处设置一高压气源以模拟上游边界条件，喷管出口则连接低压气源或大气以模拟下游条件。这种方法能够在难度较小、经济性较好的前提下模拟出喷管的工作状态，但无法准确模拟外流情况，尤其是外流和主流之间相互耦合并进一步对主流流场产生影响。
为了模拟引射喷管外部高速气流，已有的办法主要是开展高速风洞实验，通过风洞喷管来模拟高速气流(Bresnaban D.L,Performance of an Aerodynamicallypositioned Auxiliary Inlet Ejector Nozzle at Mach numbers from 0to 2.0,NASATM-X-2023)，但这种方案非常复杂，不仅需要专门设计支撑***，通过支撑给引射喷管主次流供气，还需专门设计整流罩以消除引射喷管上游型面对流场产生的影响，且这种方案成本较高。
为此，需要一种新的技术方案以解决上述技术问题。
发明内容
本发明提供了一种模拟飞行器外流的引射喷管实验装置，能够在不开展高速风洞实验的前提下模拟飞行器外流场的超声速气流，研究内外流之间的耦合相干机制。
为达到上述目的，本发明一种模拟外流的引射喷管实验装置可采用如下技术方案：
一种模拟飞行器外流的引射喷管实验装置，包括圆转圆法兰段、与圆转圆法兰段后端同轴连接的主喷管段、围绕主喷管段的次流喷管段、外流喷管段；次流喷管段包括围绕主喷管段并向后延伸的次流喷管通道、位于主喷管段与圆转圆法兰段连接所在平面内外侧的次流喷管进口、连通次流喷管进口与次流喷管通道的连接通道；次流喷管段围绕主喷管段所在部分的次流喷管通道的剖面为圆环形；所述外流喷管段包括围绕次流喷管段的中心体、围绕中心体的外罩，所述中心体与外罩之间共同围成外流喷管通道，所述次流喷管段包括次流喷管，中心体围绕次流喷管；中心体面对外罩的内表面自前向后逐渐向次流喷管一侧靠近而形成扩张型面；所述外罩面对中心体的内表面自前向后逐渐向外扩张，且外罩的内表面向后延伸的长度超过中心体面对外罩的表面向后延伸的长度；所述外流喷管段还包括外流进气口。
相对于现有技术，本发明具有以下有益效果：
本发明提供的可模拟外流实验装置气动原理简单，结构易于实现，较大程度上利用原有实验组件，极大降低了实验成本。同时巧妙地利用外罩的内表面向后延伸的长度超过中心体的内表面向后延伸的长度的非对称设计，使气流在外流通道中沿径向非对称膨胀，产生的超声速气流不存在复杂的膨胀波和激波，且流动参数均匀，能够在保证经济性的前提下准确的模拟出飞行器的外流，为深入开展高空状态下飞行器的外流影响及内外流耦合机理研究提供了一种切实可行的实验方案。
进一步的，次流喷管段分为次流分布式进气段、次流喷管、连接次流分布式进气段与次流喷管的次流稳压段，次流分布式进气段上设置所述次流喷管进口；次流分布式进气段与次流稳压段之间形成连接通道，且该连接通道垂直主喷管段的外表面向外延伸。
进一步的，外流喷管段分为外流分布式进气段、外流喷管、连接外流分布式进气段与外流喷管的外流稳压段；所述中心体及外罩属于外流喷管；外流分布式进气段上设有外流进气口。
进一步的，所述的外流稳压段通过螺纹与次流喷管相连，外流稳压段与外流喷管的内型面形成外流流道，外流分布式进气段周向设置在外流稳压段上，外界气流从外流进气口进入外流稳压段后流入外流喷管。
进一步的，外流稳压段高度为外流道喉道高度的10倍以上，外流分布式进气段面积为外流喉道面积的1.2倍。
进一步的，所述的外流喷管(8)为非对称渐扩管道，中心体长度较其外罩长度要短且与次流喷管(5)相同，中心体和外罩出口的壁面切线方向均为轴向。
附图说明
图1是本发明一种可以模拟飞行器外流的引射喷管实验装置示意图。
图2是实验装置的半模立体图。
图3是数值仿真得到的子午面马赫数云图。
具体实施方式
请参阅图1和图2所示，本发明公开了一种模拟飞行器外流的引射喷管实验装置，包括圆转圆法兰段1、主喷管段2、次流喷管段9和外流喷管段10，其中次流喷管段9分为次流分布式进气段3、次流稳压段4和次流喷管5，外流喷管段10分为外流分布式进气段7、外流稳压段6外流喷管8。其中主喷管段2和次流喷管段9分别用于模拟飞行器主流11与次流12引射流路。
次流喷管段9包括围绕主喷管段2并向后延伸的次流喷管通道、位于主喷管段2与圆转圆法兰段1连接所在平面内外侧的次流喷管进口、连通次流喷管进口与次流喷管通道的连接通道；次流喷管段9围绕主喷管段所在部分的次流喷管通道的剖面为圆环形。
所述外流喷管段包括围绕次流喷管段9的中心体14、围绕中心体的外罩15。所述中心体14与外罩15之间共同围成外流喷管通道16。所述次流喷管段9包括次流喷管5，中心体14围绕次流喷管5；中心体面对外罩的内表面自前向后逐渐向次流喷管5一侧靠近而形成扩张型面。所述外罩15面对中心体14的内表面自前向后逐渐向外扩张，且外罩15的内表面向后延伸的长度超过中心体14面对外罩的表面向后延伸的长度，即使进入外流喷管通道的气流在外流通道中沿径向非对称膨胀；所述外流喷管段还包括外流进气口。
所述的外流稳压段6通过螺纹与次流喷管5相连，其与外流喷管8的内型面形成外流13流道，外流分布式进气段7周向设置在外流稳压段6上，外界气流13自上游实验台的高压气源中流出，经过外流稳压段6后流入外流喷管8。为了保证气流均匀，外流稳压段6高度为外流道喉道高度的10倍以上，同时为了避免在分布式进气段7产生堵塞，外流分布式进气段7面积需达到外流喉道面积的1.2倍。所述的外流喷管8为环形渐扩管道，其中心体长度较其外罩长度要短且与次流喷管5相同，中心体和外罩出口的壁面切线方向均为轴向，以避免与出口气流方向不一致诱导额外的波系结构。气流在外流喷管中沿径向非对称连续膨胀，在出口处形成均匀气流。出口气流速度均为轴向，各气动参数沿径向均匀分布，能够准确模拟飞行器工作时机身外的流动情况。
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。设计了出口马赫数Me＝4.0的非对称轴对称喷管，非对称因子G＝0.5，并通过边界层修正了几何型面。图3给出了基于轴对称求解器计算的子午面流场，可以看到喷管内气流连续膨胀，未出现激波等异常流动结构，且出口马赫数Me＝4，出口核心流流场均匀，达到了设计目的。
基于上述验证可知，本发明提供的可模拟外流实验装置气动原理简单，结构易于实现，极大降低了实验成本。同时产生的超声速气流不存在复杂的膨胀波和激波，且流动参数均匀，能够在保证经济性的前提下准确的模拟出飞行器的外流，为深入开展高空状态下飞行器的外流影响及内外流耦合机理研究提供了一种切实可行的实验方案。
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。
Claims (6)
1.一种模拟飞行器外流的引射喷管实验装置，其特征在于：包括圆转圆法兰段(1)、与圆转圆法兰段后端同轴连接的主喷管段(2)、围绕主喷管段的次流喷管段(9)、外流喷管段(10)；
次流喷管段(9)包括围绕主喷管段(2)并向后延伸的次流喷管通道、位于主喷管段与圆转圆法兰段连接所在平面内外侧的次流喷管进口、连通次流喷管进口与次流喷管通道的连接通道；次流喷管段围绕主喷管段所在部分的次流喷管通道的剖面为圆环形；
所述外流喷管段包括围绕次流喷管段(9)的中心体(14)、围绕中心体的外罩(15)，所述中心体与外罩之间共同围成外流喷管通道，所述次流喷管段(9)包括次流喷管(5)，中心体(14)围绕次流喷管(5)；中心体面对外罩的内表面自前向后逐渐向次流喷管(5)一侧靠近而形成扩张型面；所述外罩面对中心体的内表面自前向后逐渐向外扩张，且外罩的内表面向后延伸的长度超过中心体的面对外罩的表面向后延伸的长度；所述外流喷管段还包括外流进气口。
2.根据权利要求1所述的引射喷管实验装置，其特征在于：次流喷管段(9)分为次流分布式进气段(3)、次流喷管(5)、连接次流分布式进气段(3)与次流喷管(5)的次流稳压段(4)，次流分布式进气段(3)上设置所述次流喷管进口；次流分布式进气段(3)与次流稳压段(4)之间形成连接通道，且该连接通道垂直主喷管段(2)的外表面向外延伸。
3.根据权利要求2所述的引射喷管实验装置，其特征在于：外流喷管段(10)分为外流分布式进气段(7)、外流喷管(8)、连接外流分布式进气段(7)与外流喷管(8)的外流稳压段(6)；所述中心体及外罩属于外流喷管(8)；外流分布式进气段(7)上设有外流进气口。
4.根据权利要求3所述的引射喷管实验装置，其特征在于：所述的外流稳压段(6)通过螺纹与次流喷管(5)相连，外流稳压段(6)与外流喷管(8)的内型面形成外流(13)流道，外流分布式进气段(7)周向设置在外流稳压段(6)上，外界气流(13)从外流进气口进入外流稳压段(6)后流入外流喷管(8)。
5.根据权利要求4所述的引射喷管实验装置，其特征在于：外流稳压段(6)高度为外流道喉道高度的10倍以上，外流分布式进气段(7)面积为外流喉道面积的1.2倍。
6.根据权利要求3至5中任一项所述的引射喷管实验装置，其特征在于：所述的外流喷管(8)为非对称渐扩管道，中心体长度较其外罩长度要短且与次流喷管(5)相同，中心体和外罩出口的壁面切线方向均为轴向。
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