CN113062816B - 一种模拟亚/跨声速外流的引射喷管装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种模拟亚/跨声速外流的引射喷管装置，包括圆环形的主喷管段、围绕主喷管段的二次流喷管段和三次流喷管段；主喷管出气口沿气流方向延长并位于二次流喷管出气口的后方，通过设计三次流进气结构以及调整引射喷管的当量扩张比，在地面静止外流条件下模拟出亚/跨声速外流的引射喷管流场，保证地面试验引射喷管内流场与真实引射喷管内流场相似。本发明气动原理简单，结构易于实现，无需在自由射流风洞中开展试验，亦无须对风洞结构改造，仅通过常规喷管地面试验台即可实现亚/跨声速外流的准确模拟，可有效避免跨声速状态下风洞极其壅塞的问题，有效节省试验成本和工作量。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器气动实验领域，尤其是一种可以模拟亚/跨声速外流的引射喷管装置。
背景技术
TBCC具有用途广泛、耐久性高、经济性好、低速性能好、环境污染小、重复使用性好、可常规起降等特点，具有非常好的工程应用前景。TBCC尾喷管的主要功用是使发动机出口的燃气在尾喷管中充分膨胀，将其携带的热能和压力能转变为动能，以增大发动机出口气流的冲量，从而增大发动机的推力。由于TBCC 尾喷管在很大的落压比范围内工作，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，必须采用一定的技术手段实现喷管喉道及扩张角度的可调。目前，主要的调节方式是机械式调节法，如连杆驱动调节、液压作动调节等，但会增加了喷管构型的复杂程度。
气动式可调喷管具有更加简单的构型，工程实现难度较小又不带来附加阻力，获得了广泛关注。目前开展的引射喷管缩比试验中，通常在喷管入口处设置高压气源，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 0 to 2.0,NASATM-X-2023)。但这种方案非常复杂，需要设计专门的支撑***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，方案成本较高。
现有技术中，如专利申请号为202010847794.0的中国专利申请，公开了一种可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。但其装置仅局限于模拟飞行器外流场的超声速气流，无法模拟飞行器外流场的亚/跨声速气流。
然而，飞行器外流场亚/跨声速气流的模拟，特别是跨声速来流状态模拟有很大的困难，主要是因为跨声速状态下风洞流场很容易达到壅塞，这使得试验模型尺度非常小，其对应的堵塞度通常都在1％-3％之间，使得带亚/跨声速外流和引射喷管内流干扰试验很难开展，即使可以开展成本也非常高。
发明内容
发明目的：针对以上缺点，本发明提供一种模拟亚/跨声速外流的引射喷管装置，通过设三次流路模拟亚/跨声速外流，并调整引射喷管的当量扩张比，在不开展高速风洞实验的前提下，可准确模拟飞行器亚/跨声速外流和引射喷管内流耦合干扰流场。
技术方案：为解决上述问题，本发明采用一种模拟亚/跨声速外流的引射喷管装置，包括圆环形的主喷管段、围绕主喷管段的二次流喷管段和三次流喷管段；所述主喷管段包括主喷管通道和与主喷管通道连接的主喷管出气口；
所述二次流喷管段包括围绕主喷管段并向后延伸的二次流喷管通道、与二次流喷管通道连接的二次流喷管出气口，所述主喷管出气口沿气流方向延长并位于二次流喷管出气口的后方；
所述三次流喷管段包括围绕二次流喷管段并向后延伸的三次流喷管通道、与三次流喷管通道连接的三次流喷管出气口，所述三次流喷管出气口与二次流喷管出气口轴向投影重合，且二次流喷管出气口收敛半角大于三次流喷管出气口收敛半角。
有益效果：本发明相对于现有技术，其显著优点是气动原理简单，结构易于实现，无需在自由射流风洞中开展试验，亦无须对风洞结构改造，仅通过常规喷管地面实验台即可实现亚/跨声速外流的准确模拟，可有效避免跨声速状态下风洞极其壅塞的问题，有效节省试验成本和工作量，为开展飞行器后体/引射喷管内外流耦合机理研究提供了一种切实可行的试验方案。本发明在沿气体流线方向适当延长了主喷管出口，调整引射喷管的当量扩张比，使得模拟试验外流流场结构与真实情况吻合。
进一步的，所述二次流喷管通道包括二次流喷管进气口和二次流喷管主体，所述二次流喷管进气口为带唇口的收缩管道，二次流喷管进气口和二次流喷管出气口通过二次流喷管主体连接，所述二次流喷管段还包括二次流总压调节器，二次流总压调节器用于调节二次流喷管段的总压损失和次流流量。
进一步的，所述二次流总压调节器为与主喷管段外表面接触的圆环板，圆环板所在平面与主喷管段横截面平行，圆环板上设置若干圆孔，所述二次流总压调节器设置于二次流喷管进气口和二次流喷管主体之间。
进一步的，所述三次流喷管通道包括环形入口、与环形入口连接的三次流喷管进气口、三次流喷管主体，所述三次流喷管进气口和三次流喷管出气口通过三次流喷管主体连接，所述环形入口设置若干进气孔，所述三次流喷管进气口为沿气流方向的渐缩管道。
进一步的，所述环形入口进气孔的孔隙率大于34％。
进一步的，所述环形入口的进气孔为圆形。
进一步的，试验条件下，所述主喷管流量
二次流流量
和三次流流量
计算公式如下：
其中，
分别为实际工况下的主喷管流量、二次流流量以及三次流流量；
分别为实际工况下的主喷管段总温、二次流喷管段总温、三次流喷管段总温；
分别为试验条件下的主喷管段总温、二次流喷管段总温、三次流喷管段总温。
附图说明
图1是本发明引射喷管装置的剖视图；
图2是本发明引射喷管装置的半模立体图；
图3是本发明引射喷管装置数值仿真得到的子午面马赫数云图。
具体实施方式
如图1和图2所示，本次发明的一种模拟亚/跨声速外流的引射喷管装置，飞行器外流的跨声速风洞试验中，要保证风洞壅塞度在1％-3％之间，试验装置尺寸需要非常的小。本引射喷管装置中，试验装置尺寸没有此限制，可以加工为合理尺寸，大大简化了加工难度，本装置包括圆环形的主喷管段1、二次流喷管段2、三次流喷管段3以及支板4；支板4用于固定主喷管段1、二次流喷管段2 和三次流喷管段3的位置，主喷管段1、二次流喷管段2、三次流喷管段3为共中心轴的环形管道，二次流喷管段2围绕在主喷管段1外侧，三次流喷管段3 围绕在二次流喷管段2外侧。其中主喷管段1和二次流喷管段2分别用于模拟飞行器主流13与二次流14引射流路。
主喷管段1包括主喷管通道、与主喷管通道连接的主喷管出气口；二次流喷管段2包括围绕主喷管段1并向后延伸的二次流喷管通道、与二次流喷管通道连接的二次流喷管出气口7、二次流总压调节器8，二次流喷管通道包括二次流喷管进气口5和二次流喷管主体6，二次流喷管进气口5和二次流喷管出气口7通过二次流喷管主体6连接，二次流喷管进气口5为带唇口的收缩管道；二次流总压调节器8为与主喷管段1外表面接触的圆环板，圆环板所在平面与主喷管段1 横截面平行，圆环板上设置若干圆孔，二次流总压调节器8设置于二次流喷管进气口5和二次流喷管主体6之间，通过调节孔隙率调节二次流喷管段2的总压损失和次流流量，使二次流喷管段2的落压比不超过1。二次流喷管进气口5直接从环境中吸气，在保证准确的模拟出次流流场结构前提下，大大简化了模拟跨声速外流的三流路引射喷管试验装置结构。
主喷管出气口沿气流方向延长并位于二次流喷管出气口7的后方，用于减小引射喷管的当量扩张比，以模拟外流对引射喷管内流的束缚作用。
三次流喷管段3包括围绕二次流喷管段2并向后延伸的三次流喷管通道、与三次流喷管通道连接的三次流喷管出气口9，三次流喷管通道包括环形入口12、与环形入口12连接的三次流喷管进气口11、三次流喷管主体10，三次流喷管进气口11和三次流喷管出气口9通过三次流喷管主体10连接，三次流喷管进气口 11为沿气流方向的渐缩管道，三次流喷管主体10为直径不变的圆环管道，平行环绕在二次流喷管段2外侧，以提供轴向进气的气流，来保证地面试验引射喷管内流场与真实内流场相似。三次流喷管出气口9与二次流喷管出气口7轴向投影重合，且二次流喷管出气口7收敛半角大于三次流喷管出气口9收敛半角，三次流喷管出气口9内表面与二次流喷管出气口7外表面形成倾斜扩张的圆环管道，三次流15经三次流喷管出气口9后和二次流14掺混。
环形入口12均匀设置若干圆形进气孔，且环形入口12进气孔的孔隙率大于 34％，现有试验台高压供气源均为圆形通道，而三次流喷管进气口11为一环形结构。因此在三次流喷管进气口11设置分布有多个圆形进气孔的环形入口12，在外流高压供气源口处连接渐扩圆形结构，并布有同样的圆形供气孔，然后通过宝塔头连接PV软管进行气体输送，以此解决圆形高压供气源为环形结构供气的问题。通过调节高压供气源供给给三次流喷管段3的气流流量，使三次流喷管段 3的落压比大于1。
试验中，主喷管落压比、二次流和三次流的引射系数应保证和实际飞行时一致。由喷管模型的几何尺寸以及主喷管喉道临界条件计算得到试验条件下主喷管流量
二次流流量
和三次流流量
计算公式如下：
其中，
分别为实际工况下的主喷管流量、二次流流量以及三次流流量；
分别为实际工况下的主喷管段总温、二次流喷管段总温、三次流喷管段总温；
分别为试验条件下的主喷管段总温、二次流喷管段总温、三次流喷管段总温。
针对本实施例中的引射喷管装置，采用数值仿真方法对其效果进行验证。基于Ma＝1.2的跨声速三流路引射喷管的初始工作条件，设计了合理的三次流喷管进气口11和三次流喷管主体10，以调整引射喷管的当量扩张比，使得模拟试验得到的喷管流场结构与原流场结构吻合，达到了设计目的。
本发明提供的可模拟外流试验装置气动原理简单，结构易于实现，较大程度上利用原有试验组件，极大降低了试验成本。在保证流量相似的前提下，设计了合理的三次流进气结构。并沿气体流线方向适当延长了主喷管出口，调整引射喷管的当量扩张比，使得模拟试验外流流场结构与真实情况吻合。因此，合理的三次流进气结构及引射喷管的当量扩张比对模拟跨声速外流的三流路引射喷管试验至关重要。
Claims (7)
1.一种模拟亚/跨声速外流的引射喷管装置，其特征在于，包括圆环形的主喷管段、围绕主喷管段的二次流喷管段和三次流喷管段；所述主喷管段包括主喷管通道和与主喷管通道连接的主喷管出气口；
所述二次流喷管段包括围绕主喷管段并向后延伸的二次流喷管通道、与二次流喷管通道连接的二次流喷管出气口，所述主喷管出气口由主喷管通道后端向后延长至二次流喷管出气口的后方；
所述三次流喷管段包括围绕二次流喷管段并向后延伸的三次流喷管通道、与三次流喷管通道连接的三次流喷管出气口，所述三次流喷管出气口与二次流喷管出气口轴向投影重合，且二次流喷管出气口收敛半角大于三次流喷管出气口收敛半角。
2.根据权利要求1所述的引射喷管装置，其特征在于，所述二次流喷管通道包括二次流喷管进气口和二次流喷管主体，所述二次流喷管进气口为带唇口的收缩管道，二次流喷管进气口和二次流喷管出气口通过二次流喷管主体连接，所述二次流喷管段还包括二次流总压调节器，二次流总压调节器用于调节二次流喷管段的总压损失和二次流流量。
3.根据权利要求2所述的引射喷管装置，其特征在于，所述二次流总压调节器为与主喷管段外表面接触的圆环板，圆环板所在平面与主喷管段横截面平行，圆环板上设置若干圆孔，所述二次流总压调节器设置于二次流喷管进气口和二次流喷管主体之间。
4.根据权利要求1所述的引射喷管装置，其特征在于，所述三次流喷管通道包括环形入口、与环形入口连接的三次流喷管进气口、三次流喷管主体，所述三次流喷管进气口和三次流喷管出气口通过三次流喷管主体连接，所述环形入口设置若干进气孔，所述三次流喷管进气口为由前至后的渐缩管道。
5.根据权利要求4所述的引射喷管装置，其特征在于，所述环形入口进气孔的孔隙率大于34％。
6.根据权利要求4所述的引射喷管装置，其特征在于，所述环形入口的进气孔为圆形。
7.根据权利要求1-6任意一项所述的引射喷管装置，其特征在于，试验条件下，主喷管流量
二次流流量
和三次流流量
计算公式如下：
其中，
分别为实际工况下的主喷管流量、二次流流量以及三次流流量；
分别为实际工况下的主喷管段总温、二次流喷管段总温、三次流喷管段总温；
分别为试验条件下的主喷管段总温、二次流喷管段总温、三次流喷管段总温。
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