CN103698100B - 超声速风洞及其确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种超声速风洞及其确定方法。该超声速风洞包括：稳定段（40），用于对气流进行整流；喷管（10），连接在稳定段（40）的下游，喷管（10）的出口的横截面形状为第一多边形，第一多边形的任一边与相邻的两边构成的两个夹角中至少一个不等于90度；试验段（20），连接在喷管（10）的下游，试验段（20）的进口端与喷管（10）的出口端相匹配。第一多边形的试验段可以提供多个观测点，提供更全方位的观测，提高实验精度。

Description

超声速风洞及其确定方法

技术领域

本发明涉及空气动力学设备，具体而言，涉及一种超声速风洞及其确定方法。

背景技术

超声速风洞一般由过渡段、稳定段、喷管段、试验段、扩压段以及驱动装置组成，不同的方案有不同的结构形式和不同的试验室布置，其总体方案对于风洞的结构设计、制造、安装以及性能都有很大影响。

文献“风洞设计原理，伍荣林，1985”和“高低速风洞启动与结构设计，刘政崇，2003”中详细介绍了超声速风洞的设计原理与设计流程。国防科技大学博士学位论文“超声速混合层时空结构的实验研究，赵玉新，2008”设计的超声速混合风洞主要由三部分组成：稳定段、双喷管与实验段，其喷管为二维喷管，试验段为矩形截面，试验段壁面上可安装观察窗，且观察窗经过精心设计后可以很好的对流场的展向截面和纵向截面进行层析观测。

常规风洞的超声速流道，如喷管、试验段等，一般是二维或轴对称构型，外形一般为圆形或方形，以便设计试验台架，为了配合光学诊断技术进行观测，风洞试验段截面一般为矩形，实现对流场的层析观测，但随着光学观测技术的发展和流场观测新要求的提出，矩形截面或圆形截面的试验段的缺点越来越明显，在进行光学测量时，现有风洞设计方案都是基于二维或轴对称喷管，试验段的截面多为圆形或矩形，受到观察窗安装壁面的限制，相机位置只能在Y方向和Z方向垂直放置，试验段的光学观测角度和效果都受到影响，成角度观测图像畸变较大，成像不清晰；光源可以垂直于三个方向打出片光，但片光垂直于试验件壁面造成的反射光很强，且会对相机观测区域产生较大影响，不好消除，近壁面流场观测效果差。

发明内容

本发明旨在提供一种超声速风洞及其确定方法，以解决现有技术中二维或轴对称构型的超声速风洞的光学测量的片光造成的反射光过强的问题。

为了实现上述目的，根据本发明的一个方面，提供了一种超声速风洞，该超声速风洞包括：稳定段，用于对气流进行整流；喷管，连接在稳定段的下游，喷管的出口的横截面形状为第一多边形，第一多边形的任一边与相邻的两边构成的两个夹角中至少一个不等于90度；试验段，连接在喷管的下游，试验段的进口端与喷管的出口端相匹配。

进一步地，喷管包括：亚声速段，亚声速段的进口端的横截面形状为第一圆形；喉部，喉部的进口端与亚声速段的出口端相连，且喉部的进口端与亚声速段的出口端相匹配，喉部沿气体的流动方向从上游到下游横截面逐渐收缩；超声速段，与喉部的出口端相连接，超声速段的进口端与喉部的出口端横截面相匹配，超声速段的出口的横截面形状为第一多边形，超声速段的横截面沿气体的流动方向从上游到下游横截面逐渐增大。

进一步地，喷管的壁面沿气体的流动方向为曲面。

进一步地，试验段与喷管一体成型，试验段的出口处的横截面沿气体的流动方向从上游到下游由第一多边形向第二圆形过渡。

进一步地，试验段的各壁面为平面，各壁面上均安装有观察窗。

进一步地，稳定段内设置有整流装置。

进一步地，超声速风洞还包括：过渡段，设置在稳定段的上游，用于引入气流，并对气流进行第一次整流；扩压段，连接在试验段的下游。

进一步地，扩压段包括：收缩部分，收缩部分的横截面面积沿气体的流动方向逐渐减小；扩张部分，扩张部分的横截面面积沿气体的流动方向逐渐增大；第二喉道，连接在收缩部分的小截面端与扩张部分的小截面端之间。

进一步地，第二喉道为空心圆柱形。

根据本发明的另一方面，提供了一种超声速风洞的确定方法，超声速风洞的确定方法用于确定权利要求1中的超声速风洞，超声速风洞的确定方法包括以下步骤：S10：确定第一多边形为喷管的出口横截面形状，第一多边形的任一边与相邻的两边构成的两个夹角中至少一个不等于90度；S20：通过流线追踪方法确定喷管的喉部及亚声速段；S30：通过一体化设计确定与喷管相连接的试验段，试验段的进口与喷管的出口相切。

进一步地，S30的步骤之后还包括：S40：确定连接在喷管上游的稳定段；S50：确定连接在稳定段上游的过渡段；S60：确定连接在试验段下游的扩压段。

应用本发明的技术方案，超声速风洞包括：稳定段，用于对气流进行整流；喷管，连接在稳定段的下游，喷管的出口的截面形状为第一多边形，第一多边形的任一边与相邻的两边构成的两个夹角中至少一个不等于90度；试验段，连接在喷管的下游，试验段的进口端与喷管的出口端相匹配，且试验段与喷管在连接位置处相切。试验段的进口端与喷管的出口端截面形状相同，且在连接位置处两者相切，能够减少连接位置处的型面变化，可以很好地保证流场的均匀度，提高流场品质。多边形截面的试验段可以为光学测量提供多个观测角度，光学测量的相机可以根据光学测量的需要设置，而无需仅局限于Y方向和Z方向，因而多边形截面的试验段能够适用于多角度流场观测、三维流场重构等光学测量环境，具有更好的适用性。试验段的截面形状为第一多边形，且第一多边形的任一边与相邻的两边构成的两个夹角中至少一个不等于90度，避免了由于片光入射到试验件的壁面上，壁面反射的发散光以小角度入射到相邻的两个平行壁面而造成的多次反射的情况，进而减少了多次反射光对光学测量的干扰，提高了光学测量的准确度。

附图说明

构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1示出了本发明的实施例的超声速风洞的立体结构示意图；

图2示出了根据图1的超声速风洞的喷管的超声速段的出口的截面形状；

图3示出了根据图2的喷管的超声速段的结构示意图；

图4示出了根据图3的喷管的结构示意图；

图5示出了根据图4的超声速风洞的喷管和试验段的结构示意图；

图6示出了本发明的实施例的超声速风洞的过渡段和稳定段的结构示意图；

图7示出了本发明的实施例的超声速风洞的扩压段的结构示意图；

图8示出了本发明的实施例的超声速风洞的结构的主视图；

图9示出了根据图8的超声速风洞的结构的立体图；

图10示出了超声速段的出口的截面形状为等腰梯形的截面形状示意图；

图11示出了超声速段的出口的截面形状为正六边形的截面形状示意图；以及

图12示出了超声速段的出口的截面形状为正三角形的截面形状示意图。

附图标记说明：10、喷管；11、超声速段；12、亚声速段；20、试验段；30、过渡段；40、稳定段；50、扩压段；51、收缩部分；52、第二喉道；53、扩张部分；90、观察窗；2、片光；3、相机。

具体实施方式

下文中将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

如图1至9所示，根据本发明的实施例，超声速风洞包括：稳定段40，用于对气流进行整流；喷管10，连接在稳定段40的下游，喷管10的出口的横截面形状为第一多边形，第一多边形的任一边与相邻的两边构成的两个夹角中至少一个不等于90度；试验段20，连接在喷管10的下游，试验段20的进口端与喷管10的出口端相匹配。

试验段20的进口端与喷管10的出口端横截面形状相同，可以很好地保证流场的均匀度，提高流场品质。多边形截面的试验段20可以为光学测量提供多个观测角度，光学测量的相机3可以根据光学测量的需要设置，而不仅局限于Y方向和Z方向，因而多边形截面的试验段20能够适用于多角度流场观测、三维流场重构等光学测量环境，具有更好的适用性。试验段20的横截面形状为第一多边形，且第一多边形的任一边与相邻的两边构成的两个夹角中至少一个不等于90度，避免了由于片光2入射到试验件的壁面上，壁面反射的发散光以小角度入射到相邻的两个平行壁面而造成的多次反射的情况，进而减少了多次反射光对光学测量的干扰，提高了光学测量的准确度。

参见图8和9所示，在本实施例中，喷管10的出口与试验段20的入口相切，可以减少型面的突变，避免流场均匀度降低。超声速风洞还包括过渡段30和扩压段50。过渡段30、稳定段40、喷管10、试验段20和扩压段50依次连接构成该超声速风洞。气流从过渡段30流入自扩压段50流出。沿气体的流动方向，上游指气体流入的一端，下游指气体流出的一端。

参见图6所示，过渡段30的出口端为圆形截面，以便与稳定段40相连接，且沿气体的流动方向从上游到下游，过渡段30的横截面逐渐减小。过渡段30用于将气源发出的气流引入超声速风洞内，并对气流进行初步整流。在其他实施例中，过渡段30的出口端的横截面也可以是矩形，相应地，与过渡段30相连接的稳定段40的进口端的横截面也是矩形。为了方便架设超声速风洞和保证超声速风洞的稳定性，过渡段30的出口端的横截面多选用圆形或矩形。沿气体的流动方向，过渡段30的壁面可以是曲面也可以是平面。

稳定段40连接在过渡段30的下游，用于将气流进行整流，使气流流场均匀以便在喷管10中对气流进行加速，进而获得具有所需马赫数的均匀流场。稳定段40的横截面形状对应于过渡段30的出口端的横截面形状，多选用圆形或矩形。依据风洞设计要求，稳定段40内设置有整流装置，以增强气流的均匀性。整流装置包括蜂窝器、纱网等。根据整流的需要可以在稳定段40内设置多组整流装置。

结合参见图3和图4所示，稳定段40的下游连接有喷管10，喷管10用于将气流加速到所需马赫数。在本实施例中，喷管10由亚声速段12、喉部和超声速段11依次连接构成。喷管10的壁面沿气体的流动方向为曲面。

其中，亚声速段12的进口端的横截面形状为第一圆形，方便与稳定段40连接。

喉部的进口端连接在亚声速段12的出口端上，且与亚声速段12的出口端相匹配。喉部的横截面沿气体的流动方向从上游到下游呈逐渐收缩的变化形态。喉部用于将气流加速，使气流达到设计马赫数，以便后续在试验段20进行试验和光学测量。

超声速段11的进口端连接在喉部的出口端，且超声速段11的进口端的横截面与喉部的出口端的横截面相同。超声速段11的出口端的横截面形状为第一多边形。超声速段11的横截面沿气体的流动方向从上游到下游横截面逐渐增大。超声速段11用于将气流继续加速，以达到试验段20所需的马赫数。

在本实施例中第一多边形为正五边形。在其它实施例中，超声速段11的出口端的横截面形状可以为任意多边形，例如三角形、六边形、梯形等，但是，需保证任意多边形中任一边与其相邻两边构成的夹角至少一个不等于90，以避免片光的反射光在两个相互平行的面之间多次反射影响光学测量。

喷管10的出口截面形状确定后，喷管10的各个壁面采用流道追踪法获得，且需保证亚声速段12的进口端的截面形状为第一圆形。

试验段20连接在喷管10的下游，并与喷管10一体成型，这样可以保证试验段20与喷管10平滑过渡，不会对气流产生影响，进而保证试验段20的光学测量的精度和准确性。试验段20的进口与喷管10的超声速段11的出口相切，避免由于型面突变造成的流场不均匀，且试验段20的进口的横截面形状为第一多边形，在本实施例中为正五边形。试验段20的壁面沿气体流动方向为平面，各壁面上均安装有观察窗90。由于试验段20的横截面形状为多边形，因此可以在多个角度设置相机。试验段20的出口处的横截面沿气体的流动方向从上游到下游由第一多边形向第二圆形过渡，出口横截面形状为第二圆形可以方便地与扩压段50连接。在其他实施例中，试验段20的出口的横截面形状也可以是矩形。

参见图7所示，扩压段50连接在试验段20的下游。在本实施例中扩压段50的下游还连接有真空罐，为了使气流的压力与真空罐相匹配，因此扩压段50为先收缩后扩张的型面，以便进一步提升气流压力。

扩压段50包括收缩部分51、第二喉道52和扩张部分53。收缩部分51与试验段相连接，其横截面面积沿气体的流动方向逐渐减小。扩张部分53与真空罐相连接，其横截面面积沿气体的流动方向逐渐增大。第二喉道52连接在收缩部分51的小截面端与扩张部分53的小截面端之间，第二喉道52可以为空心圆柱形，也可以是圆台形。圆台形的第二喉道52的大截面端的横截面面积应等于扩张部分53的小截面端的横截面面积，圆台形的第二喉道52的小截面端的横截面面积应等于收缩部分51的小截面端的横截面面积。扩压段50的结构也可以通过经验公式进行设计获得。

根据本发明的另一实施例，提供一种超声速风洞的确定方法，用于确定上述的超声速风洞。该超声速风洞的确定方法包括以下步骤：

S10：根据多边形试验段截面设计要求，确定喷管10的出口的横截面形状为第一多边形，第一多边形的任一边与相邻的两边构成的两个夹角中至少一个不等于90度。在本实施例中该喷管10的出口的横截面形状为正五边形。

参见图10至12所示，在其他实施例中，喷管10的出口的横截面形状可以为正三角形、正六边形、等腰梯形或其他多边形。

S20：通过流线追踪方法确定喷管10的喉部及亚声速段12；采用流线追踪方法设计喷管10，喷管10的亚声速段12的进口可根据超声速风洞整体设计要求进行调整，亚声速段12的进口的横截面形状可以是任意形状，为了便于与稳定段40连接，一般选用圆形或矩形。

S30：通过一体化设计确定与喷管10相连接的试验段20，试验段20的进口与喷管10的出口相切。试验段20与喷管一体化设计，保证两者的过渡平滑，保证流场均匀。

上述超声速风洞的确定方法还包括：

S40：根据风洞结构设计要求，确定连接在喷管10上游的稳定段40。

S50：根据风洞结构设计要求，确定连接在稳定段40上游的过渡段30。

S60：根据风洞结构设计要求，确定连接在试验段20下游的扩压段50。

通过上述方法设计的超声速风洞，虽然截面为多边形，但是流场品质堪比二维或轴对称流场，出口流场均匀度可达1%之内。

从以上的描述中，可以看出，本发明上述的实施例实现了如下技术效果：超声速风洞包括：稳定段，用于对气流进行整流；喷管，连接在稳定段的下游，喷管的出口的截面形状为第一多边形，第一多边形的任一边与相邻的两边构成的两个夹角中至少一个不等于90度；试验段，连接在喷管的下游，试验段的进口端与喷管的出口端相匹配，且试验段与喷管在连接位置处相切。试验段的进口端与喷管的出口端截面形状相同，且在连接位置处两者相切，能够减少连接位置处的型面变化，可以很好地保证流场的均匀度，提高流场品质。多边形截面的试验段可以为光学测量提供多个观测角度，光学测量的相机可以根据光学测量的需要设置，而无需仅局限于Y方向和Z方向，因而多边形截面的试验段能够适用于多角度流场观测、三维流场重构等光学测量方法，具有更好的适用性。试验段的截面形状为第一多边形，且第一多边形的任一边与相邻的两边构成的两个夹角中至少一个不等于90度，避免了由于片光入射到试验件的壁面上，壁面反射的发散光以小角度入射到相邻的两个平行壁面而造成的多次反射的情况，进而减少了多次反射光对光学测量的干扰，提高了光学测量的准确度。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种超声速风洞，其特征在于，包括：

稳定段(40)，用于对气流进行整流；

喷管(10)，连接在所述稳定段(40)的下游，所述喷管(10)的出口的横截面形状为第一多边形，所述第一多边形的任一边与相邻的两边构成的两个夹角中至少一个不等于90度；

试验段(20)，连接在所述喷管(10)的下游，所述试验段(20)的进口端与所述喷管(10)的出口端相匹配，所述试验段(20)与所述喷管(10)一体成型，所述试验段(20)的出口处的横截面沿气体的流动方向从上游到下游由所述第一多边形向第二圆形过渡。

2.根据权利要求1所述的超声速风洞，其特征在于，所述喷管(10)包括：

亚声速段(12)，所述亚声速段(12)的进口端的横截面形状为第一圆形；

喉部，所述喉部的进口端与所述亚声速段(12)的出口端相连，且所述喉部的进口端与所述亚声速段(12)的出口端相匹配，所述喉部沿气体的流动方向从上游到下游横截面逐渐收缩；

超声速段(11)，与所述喉部的出口端相连接，所述超声速段(11)的进口端与所述喉部的出口端横截面相匹配，所述超声速段(11)的出口的横截面形状为所述第一多边形，所述超声速段(11)的横截面沿气体的流动方向从上游到下游横截面逐渐增大。

3.根据权利要求2所述的超声速风洞，其特征在于，所述喷管(10)的壁面沿气体的流动方向为曲面。

4.根据权利要求1所述的超声速风洞，其特征在于，所述试验段(20)的各壁面为平面，各所述壁面上均安装有观察窗(90)。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的超声速风洞，其特征在于，所述稳定段(40)内设置有整流装置。

6.根据权利要求1至4中任一项所述的超声速风洞，其特征在于，所述超声速风洞还包括：

过渡段(30)，设置在所述稳定段(40)的上游，用于引入所述气流，并对所述气流进行第一次整流；

扩压段(50)，连接在所述试验段(20)的下游。

7.根据权利要求6所述的超声速风洞，其特征在于，所述扩压段(50)包括：

收缩部分(51)，所述收缩部分(51)的横截面面积沿气体的流动方向逐渐减小；

扩张部分(53)，所述扩张部分(53)的横截面面积沿气体的流动方向逐渐增大；

第二喉道(52)，连接在所述收缩部分(51)的小截面端与所述扩张部分(53)的小截面端之间。

8.根据权利要求7所述的超声速风洞，其特征在于，所述第二喉道(52)为空心圆柱形。

9.一种超声速风洞的确定方法，其特征在于，所述超声速风洞的确定方法用于确定权利要求1中所述的超声速风洞，所述超声速风洞的确定方法包括以下步骤：

S10：确定第一多边形为喷管(10)的出口横截面形状，所述第一多边形的任一边与相邻的两边构成的两个夹角中至少一个不等于90度；

S20：通过流线追踪方法确定所述喷管(10)的喉部及亚声速段(12)；

S30：通过一体化设计确定与所述喷管(10)相连接的试验段(20)，所述试验段(20)的进口与所述喷管(10)的出口相切。

10.根据权利要求9所述的超声速风洞的确定方法，其特征在于，所述S30的步骤之后还包括：

S40：确定连接在所述喷管(10)上游的稳定段(40)；

S50：确定连接在所述稳定段(40)上游的过渡段(30)；

S60：确定连接在所述试验段(20)下游的扩压段(50)。