CN114018534B - 钝头体超声速自由射流试验装置及试验方法 - Google Patents

钝头体超声速自由射流试验装置及试验方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供一种钝头体超声速自由射流试验装置及试验方法，解决现有钝头体试验件自由射流试验无法满足试验运行要求，而保证风洞能顺利起动，试验件尺寸受限的问题。该装置包括射流喷管、起动机构、试验舱、扩压器及排气管道；射流喷管和扩压器及排气管道同轴间隔设置，射流喷管出口端、扩压器及排气管道入口端均设在试验舱内；起动机构位于射流喷管内；起动机构包括前端平板、后端平板以及连接前端平板和后端平板的平板连接件，前端平板、后端平板均与射流喷管轴线垂直，平板连接件的轴线与射流喷管的轴线重合；前端平板处于射流喷管的流动核心区内，后端平板、平板连接件以及钝头体试验件均处于超声速气流在前端平板处产生的弓形激波内。

Description

钝头体超声速自由射流试验装置及试验方法
技术领域
本发明属于超声速自由射流试验技术，具体涉及一种钝头体超声速自由射流试验装置及试验方法。
背景技术
近年来，随着高超声速飞行器技术的快速发展，相应的再入控制技术，成为航空航天相角逐的焦点技术。地面试验在飞行器再入技术研究、性能评估/鉴定等方面不可或缺。
自由射流试验是地面试验的主要研究方面之一，自由射流试验***主要由试验空气加热***、射流喷管、排气***组成。具体试验原理为：采用基于燃烧加热、电阻加热或蓄热加热等方式的试验空气加热***生成高温试验空气，以模拟(高)超声速弹道点下的高温来流；高温试验空气经射流喷管加速至(高)超声速状态，以模拟飞行器的实际工作环境参数；射流喷管产生的(高)超声速气流流经试验件表面，再经过排气***减速、升压及降温后排入大气。
对于气动轮廓确定的风洞而言，为保证风洞能够顺利起动和运行，试验件在射流喷管出口截面投影面积与喷管出口截面积之比(以下简称堵塞比)存在理论上限值，然而试验件的气动外形对于风洞的起动与否将产生重要影响：尖头旋成体试验件的堵塞比可超过上限值，气流遇到尖头旋成体试验件时，所产生的斜激波影响局部区域，不会对试验产生不利影响；而钝头体试验件的堵塞比则远低于上限值，气流经过钝头体试验件头部，所产生的激波为较强的弓形激波，激波后气流为亚声速气流，导致超声速扩压器无法实现其应有功能，试验舱内气体压力将迅速升高，偏离所要求的飞行高度。因此，在钝头体试验件的自由射流试验中，(高)超声速风洞的起动问题需要特别关注，由于钝头体试验件的堵塞比远低于理论上限值，在试验***气动轮廓确定的条件下，为保证风洞能够顺利起动，则试验件的尺寸将受到严格的限制。
综上所述，为保证钝头体试验件自由射流试验能够顺利进行，需设计一种超声速风洞自由射流试验方法。
发明内容
为了解决现有钝头体试验件自由射流试验中，气流经过钝头体试验件头部产生较强的弓形激波，激波后气流为亚声速，无法满足试验运行要求；而为了保证风洞能够顺利起动，试验件尺寸受到严格限制的技术问题，本发明提供了一种钝头体超声速自由射流试验装置及试验方法。
为实现上述目的，本发明提供的技术方案是：
一种钝头体超声速自由射流试验装置，其特殊之处在于：包括射流喷管、起动机构、试验舱、扩压器及排气管道；
所述射流喷管和扩压器及排气管道同轴间隔设置，且射流喷管的出口端、扩压器及排气管道的入口端均设置在试验舱内；
所述扩压器及排气管道的入口端中部用于放置钝头体试验件，且钝头体试验件的前端伸至射流喷管的出口端内；
所述起动机构位于射流喷管内，且位于钝头体试验件的前侧；起动机构包括前端平板、后端平板以及连接前端平板和后端平板的平板连接件，前端平板、后端平板均与射流喷管轴线垂直，平板连接件的轴线与射流喷管的轴线重合，前端平板的面积小于后端平板的面积；
所述前端平板处于射流喷管的流动核心区内，后端平板、平板连接件以及钝头体试验件均处于超声速气流在前端平板处产生的弓形激波内。
进一步地，所述后端平板在射流喷管出口截面的投影处于钝头体试验件在射流喷管出口截面投影的最大包络面内。
进一步地，所述前端平板和后端平板均为圆形，后端平板的直径d2小于等于钝头体试验件的最大直径。
进一步地，所述前端平板与后端平板的面积比为3％～15％。
进一步地，所述前端平板和后端平板所形成圆台的母线与后端平板之间的夹角α为55°～70°。
进一步地，所述前端平板的直径d1为80mm～200mm。
同时，本发明提供了一种钝头体超声速自由射流试验方法，其特殊之处在于，采用上述钝头体超声速自由射流试验装置，包括以下步骤：
1)将钝头体试验件同轴设置在扩压器及排气管道的入口端，且钝头体试验件的前端伸至射流喷管的出口端内；
2)高温试验空气经射流喷管加速产生超声速气流，超声速气流在前端平板处产生弓形激波，后端平板和钝头体试验件均处于该弓形激波曲面范围内；
3)经射流喷管加速的超声速气流绕过起动机构、钝头体试验件，进入扩压器及排气管道，试验舱内气体压力对应设定的飞行高度；
4)进入扩压器及排气管道的超声速气流经过升压降速后排出至大容量真空容器或进一步升压后排入大气。
进一步地，步骤1)中，钝头体试验件前端与射流喷管内起动机构的后端平板之间的距离为0～100mm。
进一步地，步骤3)中，射流喷管出口截面气流马赫数为4～8，钝头体试验件与射流喷管的堵塞比不超过极限堵塞比的55％～65％。
与现有技术相比，本发明的优点是：
1、本发明在钝头体试验件迎流方向沿轴向增加起动机构，使钝头体试验件处于起动机构产生的弓形激波内，保证(高)超声速风洞能够顺利起动和运行；并且增加的起动机构，能够突破钝头体试验件尺寸的限制。
2、本发明试验装置能够保证钝头体试验件高超声速自由射流试验时的风洞能够顺利起动，并得到所需要的流场，该试验装置不需要改变现有结构，仅需增加起动机构，且起动机构结构简单，降低设备成本。
3、本发明试验装置能够满足高超声速风洞起动和流场建立的要求，同时又满足真空排气***升压的需要。
附图说明
图1是本发明钝头体超声速自由射流试验装置的结构示意图；
图2是本发明钝头体超声速自由射流试验装置中起动机构的结构示意图；
图3a是钝头体试验件自由射流试验时安装起动机构后的速度场仿真结果；
图3b是钝头体试验件自由射流试验时未安装起动机构的速度场仿真结果(现有试验方式)；
其中，附图标记如下：
1-射流喷管，2-起动机构，3-钝头体试验件，4-试验舱，5-扩压器及排气管道；
21-前端平板，22-后端平板，23-平板连接件。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明的内容作进一步详细描述。
本发明在钝头体试验件3迎流方向沿轴向增加可拆卸的起动机构2，经过流场仿真和调试，使钝头体试验件3处于起动机构2产生的弓形激波内，保证(高)超声速风洞能够顺利起动和运行。因此，增加超声速风洞试验起动机构，能够突破钝头体试验件3尺寸的限制，确保(高)超声速风洞能够顺利起动。
如图1所示，本发明一种钝头体超声速自由射流试验装置，包括射流喷管1、起动机构2、试验舱4、扩压器及排气管道5。
射流喷管1、试验舱4、扩压器及排气管道5可按照现有设计方法进行设计，射流喷管1和扩压器及排气管道5同轴间隔设置，且射流喷管1的出口端、扩压器及排气管道5的入口端均设置在试验舱4内；扩压器及排气管道5的入口端中部用于放置钝头体试验件3，且钝头体试验件3的前端可伸至射流喷管1的出口端内。
钝头体试验件3所产生的堵塞比(钝头体试验件3在射流喷管1出口截面投影面积与射流喷管1出口截面面积之比)为极限堵塞比的0.55～0.65，本实施例射流喷管1出口气流马赫数范围为：4～8，钝头体试验件3前方设置起动机构2，由此二者的堵塞比不超过极限堵塞比的55％～65％。
起动机构2位于射流喷管1内，且位于钝头体试验件3的迎风面上游；如图2所示，起动机构2包括前端平板21、后端平板22以及连接前端平板21和后端平板22的平板连接件23，前端平板21、后端平板22均与射流喷管1轴线垂直，平板连接件23的轴线与射流喷管1的轴线重合，前端平板21的截面面积小于后端平板22的截面面积。
如图3a所示，起动机构2的前端平板21应位于风洞射流喷管1的流动核心区内，(高)超声速气流在前端平板21处产生弓形激波，使后端平板22、平板连接件23以及钝头体试验件3均处于该弓形激波曲面范围内，保证超声速风洞能够顺利起动和运行。并由图3a可见，射流喷管1出口截面弓形激波面外的气流仍然保持(高)超声速流动，有利于试验舱4内流场建立，并使气流顺利进入扩压器以升压排出。
如图3b所示，在钝头体试验件3的迎风面上游未设置起动机构2时，(高)超声速气流在钝头体试验件3前产生较强的弓形激波，激波后的气流不再保持高超声速流动，而且气流方向与射流喷管1轴线产生很大偏离，试验舱4内所需要的流场无法建立，并难以使气流顺利进入扩压器及排气管道5以升压排出。
后端平板22的尺寸应满足：后端平板22在射流喷管1出口截面的投影处于钝头体试验件3在射流喷管1出口截面投影的最大包络面内。优选，后端平板22的形状为旋成体，本实施例后端平板22为圆形平板，后端平板22的直径d2小于等于钝头体试验件3的最大直径。
相应的，前端平板21的形状优选为旋成体，本实施例前端平板21的形状为圆形，前端平板21与后端平板22同轴设置的，前端平板21与后端平板22面积之比：3％～15％。若前端平板21面积过大，则其产生的激波过强，对风洞顺利起动和排气造成不利影响；如果前端平板21面积过小，则后端平板22不能完全包络在其所产生的三维弓形激波曲面内，后端平板22在高速气流中再次生成激波，同样不利于风洞顺利起动和排气，同时前端平板21和平板连接件23在高速气流中会产生振颤，造成结构件(起动机构2)损坏，进而影响试验过程。
本实施例前端平板21的直径d1为80mm～200mm，优选为120mm～200mm。前端平板21和后端平板22之间的距离h(即平板连接件23的长度)通过对前端平板21和后端平板22所形成圆台的母线与后端平板22之间的夹角α进行限定，夹角α范围为55°～70°。距离h过大，则前端平板21将位于风洞射流喷管1的流动菱形区之前，所产生的三维弓形激波曲面无法包络后端平板22，后端平板22在高速气流中将再次生成激波，不利于风洞顺利起动和排气；如果平板距离h过小，则其产生的激波过强，同样对风洞顺利起动和排气造成不利影响。
基于上述超声速自由射流试验装置，本实施例的一种钝头体超声速自由射流试验方法，包括以下步骤：
1)将钝头体试验件3同轴设置在扩压器及排气管道5的入口端，且钝头体试验件3的前端伸至射流喷管1的出口端内，钝头体试验件3前端与后端平板22之间的距离为0～100mm，优选钝头体试验件3前端与后端平板22接触，则两者之间的距离为0；
2)高温试验空气经射流喷管1加速产生超声速气流，超声速气流在前端平板21处产生弓形激波，使后端平板22和钝头体试验件3均处于该弓形激波曲面范围内；
3)射流喷管1出口截面气流马赫数为4～8，钝头体试验件3前方设置起动机构2，由此二者的堵塞比不超过极限堵塞比的55％～65％。经过射流喷管1加速的(高)超声速气流绕过起动机构2、钝头体试验件3，进入扩压器及排气管道5，试验舱4内气体压力对应试验设定的飞行高度。
4)进入扩压器及排气管道5的超声速气流经过升压降速后排入后端管道，进入大容量真空容器或进一步升压后排入大气。
以上仅是对本发明的优选实施方式进行了描述，并不将本发明的技术方案限制于此，本领域技术人员在本发明主要技术构思的基础上所作的任何变形都属于本发明所要保护的技术范畴。

Claims (8)

1.一种钝头体超声速自由射流试验装置，其特征在于：包括射流喷管(1)、起动机构(2)、试验舱(4)、扩压器及排气管道(5)；
所述射流喷管(1)和扩压器及排气管道(5)同轴间隔设置，且射流喷管(1)的出口端、扩压器及排气管道(5)的入口端均设置在试验舱(4)内；
所述扩压器及排气管道(5)的入口端中部用于放置钝头体试验件(3)，且钝头体试验件(3)的前端伸至射流喷管(1)的出口端内；
所述起动机构(2)位于射流喷管(1)内，且位于钝头体试验件(3)的前侧；起动机构(2)包括前端平板(21)、后端平板(22)以及连接前端平板(21)和后端平板(22)的平板连接件(23)，前端平板(21)、后端平板(22)均与射流喷管(1)轴线垂直，平板连接件(23)的轴线与射流喷管(1)的轴线重合，前端平板(21)的面积小于后端平板(22)的面积；
所述前端平板(21)处于射流喷管(1)的流动核心区内，后端平板(22)、平板连接件(23)以及钝头体试验件(3)均处于超声速气流在前端平板(21)处产生的弓形激波内；
所述后端平板(22)在射流喷管(1)出口截面的投影处于钝头体试验件(3)在射流喷管(1)出口截面投影的最大包络面内。
2.根据权利要求1所述钝头体超声速自由射流试验装置，其特征在于：所述前端平板(21)和后端平板(22)均为圆形，后端平板(22)的直径d2小于等于钝头体试验件(3)的最大直径。
3.根据权利要求2所述钝头体超声速自由射流试验装置，其特征在于：所述前端平板(21)与后端平板(22)的面积比为3％～15％。
4.根据权利要求3所述钝头体超声速自由射流试验装置，其特征在于：所述前端平板(21)和后端平板(22)所形成圆台的母线与后端平板(22)之间的夹角α为55°～70°。
5.根据权利要求1至4任一所述钝头体超声速自由射流试验装置，其特征在于：所述前端平板(21)的直径d1为80mm～200mm。
6.一种钝头体超声速自由射流试验方法，其特征在于，采用权利要求1至5任一所述钝头体超声速自由射流试验装置，包括以下步骤：
1)将钝头体试验件(3)同轴设置在扩压器及排气管道(5)的入口端，且钝头体试验件(3)的前端伸至射流喷管(1)的出口端内；
2)高温试验空气经射流喷管(1)加速产生超声速气流，超声速气流在前端平板(21)处产生弓形激波，后端平板(22)和钝头体试验件(3)均处于该弓形激波曲面范围内；
3)经射流喷管(1)加速的超声速气流绕过起动机构(2)、钝头体试验件(3)，进入扩压器及排气管道(5)，试验舱(4)内气体压力对应试验设定的飞行高度；
4)进入扩压器及排气管道(5)的超声速气流经过升压降速后排出至大容量真空容器或进一步升压后排入大气。
7.根据权利要求6所述钝头体超声速自由射流试验方法，其特征在于：步骤1)中，钝头体试验件(3)前端与射流喷管(1)内起动机构(2)的后端平板(22)之间的距离为0～100mm。
8.根据权利要求6或7所述钝头体超声速自由射流试验方法，其特征在于：步骤3)中，射流喷管(1)出口截面气流马赫数为4～8，钝头体试验件(3)与射流喷管(1)的堵塞比不超过极限堵塞比的55％～65％。
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