CN104807610B - 用于尾喷流干扰试验的喷管 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种用于尾喷流干扰试验的喷管，包括尾喷管中心锥和常规尾喷管，所述常规尾喷管与实验模型内部所开设的稳压室相连，所述稳压室与小口径高压供气管路连通，所述尾喷管中心锥配置于所述常规尾喷管内，以形成环形尾喷管。根据本发明，使用小口径高压供气管路就能满足大口径尾喷流试验要求。从而避免了大口径高压管路使得支臂尺寸增大而带来的风洞堵塞度增大、以及背支撑对模型气动力的干扰增大等问题，可以利用1.2米量级风洞进行尾喷流干扰试验，从而实现在小口径高压供气管路下完成对大口径尾喷管喷流马赫数和落压比(Pj/P∞)的精确模拟。

Description

用于尾喷流干扰试验的喷管
技术领域
本发明涉及一种用于尾喷流干扰试验的喷管，属于实验空气动力学领域。
背景技术
随着军事科学技术的高速发展，尾喷流干扰试验技术在飞行器风洞试验中有着广泛和迫切的需求。一些导弹在主动段飞行时，发动机尾喷管喷出的高温高速燃气射流与外流发生强烈干扰，导弹底部会形成具有附面层分离、回流、激波干扰和自由流剪切等结构复杂的流场，对导弹底部及尾舵气动特性产生影响，进而影响导弹的气动特性和飞行性能。
喷流试验多通过测力试验测量喷流的干扰量，因此喷流测力试验系统主要包括风洞、模型、天平、模型支撑和喷流控制系统。由于受到风洞试验环境和模型缩比的限制，喷流介质多为常温空气，即采用冷喷流模拟。常规喷流试验的喷管尺寸一般较小，气路可直接埋入支杆内部。根据设计要求确定喷管的尺寸，即确定出口马赫数，然后通过调节阀控制喷流的总压来实现喷管出口落压比(Pj/P∞)或动量比的模拟。然而，对于尾喷流试验来说，其支撑方式只能采用腹支撑或背支撑，由于尾喷管的尺寸一般较大，需要较大口径的高压供气管路才能形成超音速喷流。然而大口径高压管路使得支臂尺寸增大，在增大风洞堵塞度的同时，也增大了背支撑的对模型气动力的干扰。
为此，需研制可在小口径高压供气管路下能实现尾喷流模拟的试验装置。
发明内容
本发明所解决的技术问题：本发明针对现有技术不足，提供一种可模拟导弹底部流动干扰的尾喷管，即通过环形尾喷管在小口径高压管路下完成尾喷流马赫数、落压比(Pj/P∞)以及喷流出口角度的精确模拟。
本发明的用于尾喷流干扰试验的喷管包括尾喷管中心锥和常规尾喷管，所述常规尾喷管与实验模型内部所开设的稳压室相连，所述稳压室与小口径高压供气管路连通，所述尾喷管中心锥配置于所述常规尾喷管内，以形成环形尾喷管。
优选所述环形喷管出口与喉道的面积比和所述常规尾喷管的出口与喉道的面积比相同。
优选所述尾喷管中心锥包括锥体部分、圆柱体部分和中心连接杆，所述锥体部分配置于所述常规尾喷管的扩张段，所述圆柱体部分位于所述锥体部分的前部，其配置于所述常规尾喷管的喉部，所述中心连接杆位于所述圆柱体部分的前部，其沿着所述模型的中轴线穿过所述稳压室，而固定在所述模型上。
优选所述尾喷管中心锥的圆柱部分与所述常规尾喷管的喉部配合形成的喉部环形截面积的大小通过所述高压供气管路的最小口径而决定。
优选所述高压供气管道最小横截面积为所述喉部环形截面积的两倍以上。
本发明与现有技术相比具有如下优点：
(1)本发明可以在现有小口径高压供气管路下完成对大口径尾喷管喷流马赫数、落压比(Pj/P∞)以及喷流出口角度的精确模拟。
(2)小口径高压管路可埋入支臂内，支臂在满足强度要求的条件下可以将支臂尺寸尽量减小，有效降低支臂对模型气动力的干扰，同时减小风洞堵塞度，满足风洞试验要求。
(3)避免采用大口径高压管路带来的安全隐患。
附图说明
图1为尾喷流试验整体的局部剖切示意图。
图2为环形喷管结构示意图。
具体实施方式
下面就结合附图对本发明做进一步介绍。
如图1和图2所示，用于模拟导弹底部流动干扰的实验装置整体包括中心锥1、原型尾喷管2、稳压室3、高压供气管路4、尾舵5、支臂6、与风洞支架相连的接头7。
稳压室3开设在导弹模型的内部，原型尾喷管2与稳压室3相连，高压供气管路4是可调节的小口径管路，其与稳压室3连通。
如图2所示，通过将中心锥1配置于原型尾喷管2内，而形成环形尾喷管。在本实施例中，中心锥1包括锥体部分、圆柱体部分和中心连接杆，上述锥体部分配置于所述原型尾喷管2的扩张段，上述圆柱体部分位于上述锥体部分的前部，配置于原型尾喷管2的喉部，上述中心连接杆位于上述圆柱体部分的前部，其沿着模型的中轴线穿过稳压室3，而固定在上述导弹模型上。中心锥1也可以通过肋片直接固定于原型尾喷管2的喉部。
通过中心锥1与原型尾喷管2配合所形成的环形喷管出口与喉道的面积比与原型尾喷管的出口与喉道的面积比相同。其喉部的环形截面积的大小取决于高压供气管路4的口径。
通过配置中心锥1，可以在不改变出口马赫数的情况下有效减小喉道面积，这样就可以在小口径高压供气管路下完成对大口径尾喷管喷流马赫数、落压比(Pj/P∞)以及喷流出口角度的精确模拟。
喷流试验一般模拟喷流出口马赫数Mj、落压比Pj/P∞以及喷流出口角度，首先，通过喷流管口的几何相似来保证喷流出口角度与实际的喷流出口角度一致，从而确定喷管出口尺寸。其次，根据要模拟的喷流出口Mj，通过关系式来确定喷管喉道的尺寸，式中A，A*，Mj，γj分别为喷管出口面积、喷管喉道面积、喷流出口马赫数和比热比。落压比Pj/P∞的模拟是在试验中保持喷流静压Pj和风洞来流静压P∞的比值与飞行条件一致，从而反算出风洞试验所需的喷流总压，关系式如下： 式中P0j，Pj分别为喷流总压、静压；P0，P∞，M∞，γ分别为来流总压、静压、马赫数和比热比。
喷流试验一般要求高压供气管道最小横截面积必须为喷管喉部面积的两倍以上，否则由于管道内流速过高，导致总压损失过大，很难满足喷流试验对总压要求，甚至喷管出口不能形成超音速喷流。由于尾喷流试验喷管尺寸较大，小口径高压供气管路难以满足试验要求。本发明是在原常规喷管的基础上加装中心锥，组成环形喷管，并使其的出口与喉道的面积比与原喷管的一致，即在不改变出口马赫数的情况下有效减小喉道面积，从而满足喷流试验对总压和出口马赫数的要求。中心锥1的尺寸可先通过高压供气管道4最小横截面积确定喉道处中心锥的尺寸，确定喉道尺寸后，再通过原常规喷管出口和喉道的面积比来确定环形喷管出口出口处中心锥的尺寸。
下面结合实例对本发明进行更加深入的了解，某型号试验采用了常规尾喷管和本发明的尾喷管。试验现场对喷流参数进行调试，首先调试常规尾喷管，在气源压力为160atm时，受到高压供气管路口径的限制，喷流总压最大约为1.5atm，喷管未形成超音速喷流，亚跨声速时尾喷流落压比小于1，不能满足试验要求。为了模拟喷流出口落压比和马赫数，根据本发明，在原型尾喷管2基础上安装中心锥1，如图2所示。此时，由于喷管的实际喉道减小，出口总压和马赫数均满足试验要求。试验结果表明，尾喷流对尾舵气动特性影响比较显著。
本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识，不再赘述。
以上对本发明的优选实施方式进行了说明，但本发明并不限定于上述实施例。对本领域的技术人员来说，在权利要求书所记载的范畴内，显而易见地能够想到各种变更例或者修正例，当然也属于本发明的技术范畴。

Claims (4)

1.一种用于尾喷流干扰试验的喷管，其特征在于，包括尾喷管中心锥和常规尾喷管，所述常规尾喷管与实验模型内部所开设的稳压室相连，所述稳压室与小口径高压供气管路连通，所述尾喷管中心锥配置于所述常规尾喷管内，以形成环形尾喷管，所述尾喷管中心锥包括锥体部分、圆柱体部分和中心连接杆，所述锥体部分配置于所述常规尾喷管的扩张段，所述圆柱体部分位于所述锥体部分的前部，其配置于所述常规尾喷管的喉部，所述中心连接杆位于所述圆柱体部分的前部，其沿着所述模型的中轴线穿过所述稳压室，而固定在所述模型上。
2.根据权利要求1所述的用于尾喷流干扰试验的喷管，其特征在于，所述环形尾喷管出口与喉道的面积比和所述常规尾喷管的出口与喉道的面积比相同。
3.根据权利要求1所述的用于尾喷流干扰试验的喷管，其特征在于：所述尾喷管中心锥的圆柱部分与所述常规尾喷管的喉部配合形成的喉部环形截面积的大小通过所述高压供气管路的最小口径而决定。
4.根据权利要求1所述的用于尾喷流干扰试验的喷管，其特征在于：所述高压供气管道最小横截面积为所述喉部环形截面积的两倍以上。
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