CN109827737A - 变出口合成射流激励器 - Google Patents

Abstract

本发明公开的一种变出口合成射流激励器，旨在提供一种射流响应速度快，能够在任意地点进行试验，并能提高流体激励加速流效率的射流激励器。本发明通过下述技术方案予以实现：环境空气从气流微泵入口被吸入气流微泵形成喷射气流，喷射气流从风道弯管安装角对主射流偏转后进入合成射流作动器形成喷射气流，喷射气流在合成射流作动器内置菱形网格梳流片被梳流后进入射流喉道端盖喉口，喷射气流通过圆锥缩颈喉道圆锥变出口喷出，利用拉瓦尔气流喉道圆形单出口合成射流被加速产生中心喷流，以最大瞬态速度进入试验段气流喷射管形成中心射流的卷吸速度，加速喷出气流通过试验段气流喷射管出口段风洞出口相连的射流喷嘴排出到环境中，与环境流体融为一体。

Description

变出口合成射流激励器

技术领域

本发明涉及一种为光学大气数据系统提供直线风速激励的微型、便携式风洞地面试验的地面测试设备，尤其是用于对光学大气速度传感器进行风洞试验的装置。

背景技术

流动控制技术是通过对运动的流体施加力、质量、热量、电磁等物理量来改变流动状态，从而也改变运动物体的受力状态或运动状态。流动控制是流体力学的分支，也是流体力学研究的前沿问题。流动控制是航空航天研究的热点，也是流体力学研究的前沿。近年来,等离子体激励器被广泛地应用于流动控制领域。等离体激励是一种新的流动控制手段,通过其产生的等离体加速流,从而实现对流动的控制。然而,单一等离体激励因其加速流的效果受到身流向度的限制,其应用范围通被局限在小尺度的物体上。目前采用的方法是将多个传统等离体激励并联成一组成多级激励,然而前后电极的相互干扰大大降低了这种多级激励的工作效率。等离子体激励器上产生的高温、高压等离子体在电场力的作用下形成虚拟气动型面，在无激波区域诱导出斜激波，使得气流马赫数降低，气流方向发生偏转，等离子体的下游处于低速回流区，这种诱导斜激波的机理称为直流放电的Joule热作用机理，也称为“热阻塞”效应。Joule热作用机制认为，当等离子体源工作时，等离子体激励器电极之间的气体被击穿并产生高温、高压的等离子体，在放电瞬间这种温度和压力的升高会在电极之间形成一定厚度的等离子体层。此时，若来流为高速气流，高温、高压等离子体层的存在相当于在气流中形成了虚拟尖劈，会在流场中诱导出斜激波，斜激波的角度和位置由等离子体层的性质（温度、压力和密度）决定。

新一代流体激励器以合成射流激励器与流体振荡器为代表，通过局部微流体对主流体流动进行控制，与机械式控制器件相比，具有耗能小、响应频率高、控制范围宽、可靠性强等综合优点。同时，在结构上还具有体积小、成本低、环境适应性强等优势。流动控制技术是近年发展起来的。流动控制技术分为被动控制技术和主动控制技术，主动控制技术是与被动流动控制相对应的流动控制方法。主动流动控制是有辅助能量引入的控制方式，它是在流动环境中直接注入合适的扰动模式，以与系统内在模式相耦合达到控制的目的。主动控制可以分为预设式控制和交互反馈式控制。预设式控制是将定常/非定常的能量引入到需要控制的流场，而不考虑流场流态的变化。预设式控制由于结构简单，在近几年得到很大的发展，如采用微小型激励器产生合成射流来提高升力减小阻力。交互式反馈分为前反馈控制与负反馈控制，前反馈控制是一种开环控制方式，传感器安置于控制器的上游，由感测到的流场参数控制控制器进行工作，来实现对流场的控制。由于前反馈控制是根据既定的流场参数进行调节控制，因此，当流场中存在拟序结构时，控制效率难以保证。被动流动控制最大的特点是不需要额外的能量注入，使用方便，如用于提高升力的襟翼、用于推迟分离的涡流发生器等。被动控制的实现主要通过定常地改变边界条件，如钝头体几何外形的变化或施加定常作用力等。尽管被动控制技术容易实现，但存在工作期间无法根据实际情况进行调节的缺陷，其控制效果容易受流动状态变化的影响，在非设计状态下会产生额外的附加阻力。相对于被动控制来说，主动控制主要存在两大优点：1、通过小尺度、局部的能量注入，特别是对临界点附近的控制从而改变全场的流动结构。如对边界层内转捩的控制；2、能够对复杂的动态系统进行精确的相位控制，如对湍流的产生进行控制有效地降低摩擦阻力。近年来日益流行的合成射流技术即是一种典型的主动流动控制方法。为了使飞行器的飞行包线扩大和增加到大攻角范围，各国科研工作者研究了很多各种不同的前体非对称绕流控制技术，这些技术包含被动控制技术和主动控制控制技术。被动控制技术通常是采用在前体头部两侧固定边条的办法来固定流动的分离线，来强迫形成对称分离的流动状态。目前，被动控制装置主要有：边界在X-31飞机头部两侧安置固定边条和边界层固定转捩带来减小非对称流动。先进的主动流动控制系统一般由执行控制器、传感器和比较分析仪等组成。其中，传感器和比较分析仪用于构成闭环反馈，对控制效果做出评价；执行控制器通过小尺度、局部的能量输入，对流体流动进行精确的相位控制。由此可见，执行控制器在流动控制系统中处于核心地位，对流动控制技术的效果起绝对性作用。发展先进的流动控制技术，首先需要设计及优化先进的流动控制器，最典型的有合成射流激励器（合成射流技术）、流体振荡器（振荡射流技术）等新一代流体激励器。合成射流激励器是形成合成射流的作动器件。合成射流激励器主要由激励器腔体和振动部件两部分组成。振动部件是激励器的核心部件，它将输入的能量转化为振动部件的动能，并通过激励器腔体转化为射流动能。合成射流技术要实现在宏观大尺度上流动主动控制，如机翼气动力控制、飞行器飞行控制、高速射流矢量控制、燃烧室燃烧掺混控制等，除了要求激励器易于微小型化外，合成射流激励器必须能够产生较高动量的合成射流，能对外流场环境施加有效影响，工作频率要高、频率范围要宽，同时激励器还必须能够在高速、高温、高压环境下进行有效工作。根据振动部件振动方式不同，合成射流激励器主要有压电膜振动式、活塞振动式、声激励式、形状记忆合金作动式及电火花式等。活塞式激振器能够产生高能量的合成射流，且工作频率较高，但是需要电机及相关传动装置，结构复杂，且重量大；形状记忆合金作动式激振器和聚偏二氟乙烯膜振动式都能够提供较大的合成射流能量，但工作频率低，应用范围较窄，构件工作寿命短。目前研究最多、应用前景最广泛的一种合成射流激励器，其主要不足是合成射流能量水平偏低。针对不同的实际应用场合，各式合成射流激励器存在着不同程度的优缺点，实际应用时需要进一步优化设计激励器自身结构，以减少自身设计不足带来的约束。

合成射流激励器必须能够产生较高动量的合成射流，能对外流场环境施加有效影响，工作频率要高、频率范围要宽，同时激励器还必须能够在高速、高温、高压环境下进行有效工作。在高马赫数下，由于气流压缩明显，机翼性能变化复杂，合成射流的控制效果不理想。另外，实验还显示，激励器要有效进行流动控制要求射流喷嘴合成射流速度不能太小，即合成射流动量不能太小。合成射流激励器通过激励器循环工作将出口附近的流体输运到出口下游其它地方，在不增加周围流场中流体质量的前提下，以能量注入的方式进行主动流动控制。合成射流激励器，其主要不足是合成射流能量水平偏低。常规合成射流激励器受自身驱动因素、结构因素等影响，合成射流能量往往不大，进行流动控制时需要消耗较大外界能量或控制效率不高；而且，目前应用的多数合成射流激励器，其出口射流只能来源于出口四周流体，不能有选择性地将流场中不同区域内流体进行“定向”输运，一定程度上也约束了合成射流技术的应用范围和控制效果。流体振荡器同样以流体为工作介质，利用主射流在特定形状的腔室内的附壁效应进行工作，元件内部具有稳定附壁和快速切换的特性，不依赖任何机械活动部件即实现射流的振荡切换，得到高频高能的振荡控制射流。新一代流体激励器以合成射流激励器与流体振荡器为代表，通过局部微流体对主流体流动进行控制，与机械式控制器件相比，具有耗能小、响应频率高、控制范围宽、可靠性强等综合优点。同时，在结构上还具有体积小、成本低、环境适应性强等优势。现有技术提出了双出口合成射流激励器和主动式流体振荡器两种流体激励器，双出口合成射流激励器在常规单出口激励器的出口外加装一Ｖ字型双出口结构腔体，应用ＰＩＶ瞬态测速技术，结合相位锁定技术测试射流喷嘴流场的非定常流动特性，放大合成射流能量大小，实现不同区域内流体的“定向输运”。v型双出口合成射流射流喷嘴附近流场具有明显的非定常性和周期性变化的特点，且出口面积不足0．5咖2，采用热线或多点压力测试不能较好反应整个流场实际速度分布，出口合成的射流能量较小。主动式流体振荡器为了克服传统振荡器工作频率不能自行调节的局限性，利用单膜双腔合成射流激励器双出口的周期性替换射流，对流体振荡器出口射流的振荡切换进行主动控制，根据实际需要改变振荡器工作频率。并结合热线动态测试与压力扫描实验得到流体振荡器的速度特性、频率特性以及结构参数的组合。最后以现代高机动飞行器前体大攻角下非对称流动产生随机侧向力所引起的飞机失控现象，即“幻影侧滑”现象为背景，设计了小型流体振荡器和针式合成射流激励器，在细长体头尖部分别采用双孔有源振荡射流与单孔无源合成射流两种控制方式，对不同控制参数下振荡射流与合成射流的对细长体随机侧向力的控制，进行了大量的风洞对比实验。测试在细长旋成体头尖部施加射流扰动，改善非对称流动及侧向力大小。流体激励器的优化设计与主动流动控制应用v型出口外腔f139mm厚的钢板经线切割加工而成，左通道与右通道互成30。角，左右出口均为高H=9mm、宽L=3mm的矩形出口；整个激励器振动内腔与出口外腔为纵向层叠结构，连同盖板总高度为20mm。

传统大气数据系统使用空速管作为空速受感器，飞行器飞行时，大气相对于飞行器做相对运动。以飞行器为参考系，空速管在相对气流的作用下，经由伯努利定律完成了气流速度到驻点压力这两个物理量之间的转换，即测量总压和静压。大气数据计算机可通过测量压力和解算的过程计算得到空速。在地面环境对空速管进行测试和试验的最佳手段是进行风洞试验。风洞是一种按用户的指定要求生成高质量气流并进行空气动力试验的设备，是飞行器及飞行器外部机载设备研制工作中不可缺少的组成部分。通过风洞试验可以模拟飞行器飞行时的气流环境，从而对空速管的性能进行准确测试。进行传统大气数据系统试验需要风洞生成高质量的气流，具体而言，此类任务只有固定式的大、中型风洞才能实现，建设成本高，运行成本昂贵，大气数据系统只有在研制、定型阶段才能承担风洞试验的试验成本，在大气数据系统的批量生产和装机使用过程中，一般通过压力模拟设备模拟总、静压力作用于空速管上，以等效试验的方式来进行大气数据系统的性能测试和日常维护。

光学大气速度传感器是一种应用激光多普勒原理测量空速的新型空速传感器，其工作原理为通过一个或多个聚焦透镜发射激光光束，每一束激光光束聚焦在一个特定的焦点，在该焦点上激光与空气发生散射作用，产生多普勒效应。光学大气速度传感器收集发生带有多普勒效应的散射光，通过频谱分析计算得到光学大气速度传感器与宏观空气的相对速度矢量在该光束轴向上的投影，与传统的空速传感器不同，由于光学大气速度传感器是一种主动式传感器，其电子部件最终探测解算的参数是多普勒频移信号，而多普勒信号必须藉由运动物体生成，在没有运动物体的情况下，只能在光信号中人工注入多普勒频移。现阶段，对激光雷达人工注入多普勒频移的技术尚不完善，无法胜任光学大气速度传感器的性能测试和日常维护。目前可行的光学大气速度传感器测试方法仅有通过驱动物体运动产生多普勒频移，具体方法包括转台试验，地面试验，试飞试验和风洞试验。其中，转台试验使用固体靶标模拟速度信号，由于固体靶标和空气的物理特性不同，因此转台试验无法真实模拟光学大气速度传感器对空气探测的实验环境；地面试验使用自然风场进行测量，是气象领域的地基激光测风雷达的主要测试手段，但是自然风场试验严重依赖自然环境，不能形成通用且规范化的测试流程。试飞试验可以在真实使用环境下进行光学大气速度传感器全部技术指标的测试，然而试飞试验所消耗的资源过高，无法作为批量生产环境下的通用检测试验手段。风洞试验可以任意制造特定速度的高质量气流，是地面环境下光学大气速度传感器的最佳测试手段，但是如上文所述，风洞多为固定式结构，运行成本过高，无法作为日常试验手段和外场试验手段。

发明内容

本发明的目的任务是针对现有技术的不足之处，提供一种体积小，且射流响应速度快，试验成本低，能够在任意地点进行试验，并能提高流体激励加速流效率的变出口合成射流激励器。.

本发明的上述目的可以通过以下措施来达到。一种变出口合成射流激励器，包括：通过法兰盘连接气流微泵1的风道弯管2、与风道弯管2相连的合成射流作动器3及其试验段气流喷射管5，其特征在于，合成射流作动器由至少三个相同空气分隔面结构的涡环梳流器组成有序流动射流，合成射流作动器通过射流喉道端盖4圆锥缩颈喉道同轴连接试验段气流喷射管5，环境空气从气流微泵入口被吸入气流微泵形成喷射气流，喷射气流从风道弯管2安装角60°-90º对主射流偏转后进入合成射流作动器3形成喷射气流，喷射气流在合成射流作动器内置菱形网格梳流片（3222）被梳流后进入射流喉道端盖4喉口，喷射气流通过射流喉道端盖4圆锥缩颈喉道圆锥变出口狭小空间收缩下合成射流喷出，利用拉瓦尔气流喉道圆形单出口合成射流被加速产生中心喷流，以合成射流出口最大瞬态速度maxV进入试验段气流喷射管5形成中心射流的卷吸速度，加速喷出气流通过试验段气流喷射管5出口段风洞出口相连的射流喷嘴6排出到环境中，与环境流体融为一体。

本发明相比于现有技术具有如下有益效果：

1、体积小。本发明采用由多个相对独立且体积较小气流微泵、风道弯管、合成射流作动器、射流喉道端盖、试验段气流喷射管、射流喷嘴和电缆部件构成成的气流激励器，体积小，拆卸安装方便，相比于现有技术需要电机及相关传动装置活塞式激振器，结构简单，重量轻。具有体积小、试验成本低的优势，且低速流场的品质更高流速测控更精确。可以以较低成本满足光学大气速度传感器的性能测试和日常维护，

2、射流响应速度快。本发明针式合成射流激励器，在细长体头尖部分别采用双孔有源振荡射流与单孔无源合成射流两种控制方式，采用环境空气从气流微泵入口被吸入气流微泵形成气流，气流从风道弯管流过并在速度方向上旋转90º后进入合成射流作动器，气流在合成射流作动器内部被梳流后进入射流喉道端盖，气流在射流喉道端盖内部被加速后进入试验段气流喷射管，气流通过射流喷嘴排出到环境中，通过相同空气分隔面结构的涡环梳流器组成有序流动射流，涡环梳流器出口射流稳定的平衡态，使低压涡流区的压力升高，射流将被推到射流喉道端盖喉口切换合成为高速射流喷出射流，当这种切换频率逐渐增大时，则表现为射流的在喉口间的压力和动量共同作用结果的高频振荡射流处于稳态时放大主流，主流所附通道对卷吸作用使流量增加17％，随着主流的继续运动，喉口外沿轴线方向逐渐形成单向稳定射流，同时由于卷吸作用，喉口外射流形成的射流速度在腔体喉口处达到峰值，对喉口通道内气体形成强吸作用，喉口流动由弱喷改为吸入状态，且抽吸作用随试验段气流喷射管延伸逐渐增强。这种对气流微泵不同控制参数下振荡射流与合成射流的对细长体随机侧向力的控制效果，能够为光学大气速度传感器提供高品质、速度精确可控的流场。通过大量的风洞对比实验。测试结果表明，试验段气流喷射管由多段集成了超声波风速仪的独立筒体连接而成，能够对流场速度进行高精度测量，通过对气流微泵的闭环控制，可精确调节试验段气流喷射管的流畅速度，可满足光学大气速度传感器的多种应用场景中进行校准。实验效果与大型固定式风洞一致，可有效改善非对称流动及侧向力大小，可满足光学大气速度传感器在室内、野外等多种不同场合的测试。

3、试验成本低。本发明采用至少三个相同空气分隔面结构的涡环梳流器组成有序流动射流，合成射流作动器通过射流喉道端盖4圆锥缩颈喉道同轴连接试验段气流喷射管5，环境空气从气流微泵入口被吸入气流微泵形成喷射气流，喷射气流从风道弯管2安装角60°-90º对主射流偏转后进入合成射流作动器3形成喷射气流，的在气流激励器工作时，光学大气速度传感器发射的激光束从射流喷嘴出口处射入试验段气流喷射管内，激光束的聚焦段光斑直径约1mm，长度低于1米，激光束的聚焦段与试验段气流喷射管轴线重合，使得光学大气速度传感器能够测量得到试验段气流喷射管内形成气流速度，能够在任意地点进行试验，且采用的试验成本低。

提高了流体激励加速流效率。本发明利用拉瓦尔气流喉道圆形单出口合成射流被加速产生中心喷流，以合成射流出口最大瞬态速度maxV进入试验段气流喷射管5形成中心射流的卷吸速度，加速喷出气流通过试验段气流喷射管5出口段风洞出口相连的射流喷嘴6排出到环境中，与环境流体融为一体。涡环梳流器出口合形成的涡环和涡环形成后在自诱导速度作用下向射流喉道端盖4喉口的迁移运动。通过旋涡结构的融合来形成“合成”射流，不断向外扩展的非定常涡环或涡对，引起环境流体在涡环梳流器出口孔剪切分离向外喷射产生流出和吸入激励器腔体的流体质量流量相同。正是由于流体被周期性地“吸入”或“喷出”激励器腔体，才在激励器出口处形成涡对耗散进而形成了合成射流。涡对的自诱导速度V要大于激励器“吸”的卷吸速度V，以使得涡对在出口处产生流动分离排出流体向上卷起，形成旋向相反的旋涡对。涡对形成后在自诱导速度作用下，断向涡环梳流器出口发展。吸气过程时，环境流体沿激励器射流喉道端盖4喉口表面进入腔体；在“喷出”过程，射流主要集中在射流喉道端盖4喉口中心线附近，合成射流的方向性极佳。结果显示：在其它条件相同情况下，射流喉道端盖4喉口斜喷角度60°的合成射流能够获得比出口斜喷角度0°的激励器大得多的主流矢量角度和矢量推力。实验结果显示，在合成射流激励下，在工作域范围内，随着合成射流速度幅值增大而提高。

附图说明

图1是气流激励器总体示意图。

图2是气流微泵和风道弯管构成及安装示意图。

图3是合成射流作动器构成及安装示意图。

图4是法兰盘间密封结构示意图。

图5是试验段气流喷射管构成示意图。

图6是试验段气流喷射管射流管结构示意图。

图7是射流喷嘴结构示意图。

图8是气流激励器内部管道和气流示意图。

图9是气流激励器气流速度测控原理。

图10是应用本发明对光学大气速度传感器进行测速试验的示意图。

图中：1气流微泵，2风道弯管，3合成射流作动器，4射流喉道端盖，5试验段气流喷射管，6射流喷嘴，7电缆，8工控机，9交流电源，10出射激光，11气流微泵筒体，12电动涡轮，13电控部件，14安装法兰，21弯管，22对接法兰，23弯头法兰，24螺钉，25螺母，31法兰涡环涡环梳流器，32涡环梳流器、33涡环梳流器，34法兰结合部，35橡胶垫圈，55射流管内气流，61过渡段，62扩压口，63外螺纹7， 101像点；314法兰4，3212外螺纹，131第一超声波传感器插座，132第二超声波传感器插座，133第三超声波传感器插座，134第一422电缆插座，135电源插座，137电动涡轮驱动模块，141法兰安装孔，221法兰安装孔，231法兰的安装孔。

下面结合附图和实施例进一步说明本发明，但并不因此将本发明限制在所述的实施例范围之中。

具体实施方式

参阅图1。在以下描述的实施例中，一种变出口合成射流激励器，包括：通过法兰盘连接气流微泵1的风道弯管2、与风道弯管2相连的合成射流作动器3及其试验段气流喷射管5。它主要由气流微泵1、风道弯管2、合成射流作动器3、射流喉道端盖4、试验段气流喷射管5、射流喷嘴6和电缆7组成。试验段气流喷射管5上集成的传感器与气流微泵1上集成的设备通过设备内电缆7连接。气流微泵入口外径为156mm，使用220V交流供电，气流微泵出口内径为100mm。气流微泵出口通过法兰盘连接到风道弯管，风道弯管内径为100mm，拐弯角度为90º。风道弯管通过法兰盘连接到合成射流作动器，合成射流作动器由3个相同的涡环梳流器组成。合成射流作动器通过螺纹连接到射流喉道端盖，射流喉道端盖入口内径为100mm，出口内径为30mm。射流喉道端盖通过螺纹连接到试验段气流喷射管，试验段气流喷射管由3个相同的射流管组成，每个射流管工作长度为340mm，内径为30mm，试验段气流喷射管总长度为1020mm。试验段气流喷射管通过螺纹连接到射流喷嘴。

合成射流作动器由至少三个相同空气分隔面结构的涡环梳流器组成有序流动射流，合成射流作动器通过射流喉道端盖4圆锥缩颈喉道同轴连接试验段气流喷射管5，环境空气从气流微泵入口被吸入气流微泵形成喷射气流，喷射气流从风道弯管2安装角60°-90º对主射流偏转后进入合成射流作动器3形成喷射气流，喷射气流在合成射流作动器内置菱形网格梳流片3222被梳流后进入射流喉道端盖4喉口，喷射气流通过射流喉道端盖4圆锥缩颈喉道圆锥变出口狭小空间收缩下合成射流喷出，利用拉瓦尔气流喉道圆形单出口合成射流被加速产生中心喷流，以合成射流出口最大瞬态速度maxV进入试验段气流喷射管5形成中心射流的卷吸速度，加速喷出气流通过试验段气流喷射管5出口段风洞出口相连的射流喷嘴6排出到环境中，与环境流体融为一体。

参阅图2。气流微泵1包括：固定在气流微泵筒体11上的电控部件13和轴向安装在所述气流微泵筒体11腔体中的电动涡轮12，气流微泵筒体11通过其上的安装法兰14连接风道弯管2。气流微泵1和风道弯管2的组装通过安装法兰14和对接法兰22进行，使用螺钉24和螺母25进行紧固。

风道弯管2通过弯管21连接端上的对接法兰22与气流微泵筒体11端口上的安装法兰14固联，通过弯管21和弯头法兰23组成弯曲角度为90º的风道弯管2。所述法兰盘上轴对称开有沿周向排列的法兰安装孔141、安装孔221，安装孔231。安装在气流微泵筒体11腔体内的电动涡轮12通过安装在气流微泵筒体11侧壁外部的电控部件13进行转速控制。电控部件13上装配有第一超声波传感器插座131、第二超声波传感器插座132、第三超声波传感器插座133、第一422电缆插座134和第二电源插座135。

参阅图3、图4。合成射流作动器3包括通过风道弯管2端口上的弯头法兰23周向排列的螺钉24、螺母25进行紧固的涡环梳流器31，法兰涡环梳流器31和结构基本相同的涡环梳流器32、涡环梳流器33同轴相连组成合成射流作动器3，三个涡环梳流器内置菱形网格，其中涡环梳流器32、涡环梳流器33组成结构完全相同。唯一的区别在于涡环梳流器32的进风方向的安装结构是外螺纹3212，法兰涡环梳流器31的进风方向的安装结构是安装法兰314。安装法兰314法兰盘上轴对称开有10个安装孔3141。

通过法兰盘进行连接，仅仅使用螺钉和螺母进行组装不能完全避免接缝处带来的漏气问题，会影响气流激励器工作效率和工作稳定性。安装法兰的结合部34采用的密封方式完全相同橡胶垫圈35进行密封。

参阅图5、图6。试验段气流喷射管5包括：外观基本结构完全相同的第一射流管段51、第二射流管段52和第三射流管段53，其中，第一射流管段51、第二射流管段52和第三射流管段53中部分别设置有第一超声波风速计516、第二超声波风速计516和第三超声波风速计。三个超声波风速计516具有单边外扩角度为0.25º，总外扩角度为0.5º，朝向进风方向和出风方向外扩角度的发射换能器和接收换能器，发射换能器向接收换能器发射两束超声波信号，超声波信号在射流管内部的传递过程中与射流管内气流发生多普勒作用，被接收换能器接收到的超声波信号频率发生变化。接收换能器将超声波信号转化为电信号，并通过三根信号电缆7将电信号发送到电控部件13。

参阅图7，射流喷嘴6由过渡段61和扩压口62两个管道型面组成。过渡段61管道单边外扩角度为0.25º，总外扩角度为0.5º。扩压口62单边外扩角度为10º，总外扩角度为20º。射流喷嘴6在进风方向设置有外螺纹763。

参阅图8。气流激励器整体为L型弯管结构，气流被气流微泵1吸入后获得初始速度，从气流微泵1出口进入风道弯管2。气流微泵1出口内径为100mm，气流在风道弯管2旋转90º后进入合成射流作动器3，在合成射流作动器3内连续通过三层菱形网格梳流片，流场品质得到较大提升。气流在梳流后进入射流喉道端盖4，射流喉道端盖4在加速气流的同时，进一步提高气流的流场品质。气流通过射流喉道端盖4后进入试验段气流喷射管5。试验段气流喷射管5通过设置外扩角度，最大限度减少管壁内部附面层对气流的影响，使气流在整个试验段气流喷射管5内部都保持相对较好的流场品质和相对一致的速度。试验段气流喷射管5内气流的速度一致性优于气流在试验段气流喷射管5入口速度的±0.5%。最后，气流进入射流喷嘴6，在射流喷嘴6扩压口62的作用下向外界减速排出。

参阅图9。3个超声波风速计54同时工作，感测试验段气流喷射管5内的气流速度，将测量得到的电信号通过电缆7，分别经第一超声波传感器插座131、第二超声波传感器插座132、第三超声波传感器插座133送入气流微泵上的电控部件13内的超声波风速计电子部件136，对电信号进行处理后得到试验段气流喷射管5内三个超声波风速计54安装点的实时气流速度551信息。实时气流速度信号由第一422电缆插座134通过第二422电缆连接到工控机8上，工控机8通过处理实时气流速度信息，将实时气流速度信息与使用者输入的指定试验气流速度进行比较，解算得到控制信号，控制信号通过422电缆由422电缆插座134送入电控部件13内的电动涡轮驱动模块137，电动涡轮驱动模块137根据控制信号对电动涡轮12进行控制，通过以上步骤，实现了气流速度的闭环控制。试验段气流喷射管5内气流速度的可调节范围为0m/s～45m/s。气流激励器在工作时，需通过电源插座135接220V交流电源9。

参阅图10。图10描述了应用气流激励器对光学大气速度传感器进行测速试验的方法。光学大气速度传感器的出射激光10从出风方向射入试验段气流喷射管5内，考虑到光学大气速度传感器的光学特性，出射激光10的像点101应当是长度为瑞利长度L _R ，半径为束腰半径w的近似为圆柱形的区域。典型光学大气速度传感器出射激光10的瑞利长度L _R 为800mm～900mm，束腰半径w为0.5～1mm，而试验段气流喷射管5总长度为1020mm，入口直径为30mm。因此试验段气流喷射管5可以完全容纳光学大气速度传感器的像点101，能够对其进行准确测试。

在进行测速试验时，如果出射激光10轴线上存在其他运动物体，则会对测试造成干扰，因此通过在气流激励器内部设置风道弯管2，使得出射激光10无法照射到气流微泵1内部的电动涡轮12，以此确保测速试验不受其他干扰影响。

在进行测速试验时，控制气流激励器工作在指定的气流速度下，将气流激励器自身测量得到的气流速度与光学大气速度传感器测量得到的速度相比较，即可检验光学大气速度传感器的性能指标。

Claims (10)

1.一种变出口合成射流激励器，包括：通过法兰盘连接气流微泵（1）的风道弯管（2）、与风道弯管（2）相连的合成射流作动器（3）及其试验段气流喷射管（5），其特征在于，合成射流作动器由至少三个相同空气分隔面结构的涡环梳流器组成有序流动射流，合成射流作动器通过射流喉道端盖（4）圆锥缩颈喉道同轴连接试验段气流喷射管（5），环境空气从气流微泵入口被吸入气流微泵形成喷射气流，喷射气流从风道弯管（2）安装角60°-90º对主射流偏转后进入合成射流作动器（3）形成喷射气流，喷射气流在合成射流作动器内置菱形网格梳流片被梳流后进入射流喉道端盖（4）喉口，喷射气流通过射流喉道端盖（4）圆锥缩颈喉道圆锥变出口狭小空间收缩下合成射流喷出，利用拉瓦尔气流喉道圆形单出口合成射流被加速产生中心喷流，以合成射流出口最大瞬态速度maxV进入试验段气流喷射管（5）形成中心射流的卷吸速度，加速喷出气流通过试验段气流喷射管（5）出口段风洞出口相连的射流喷嘴（6）排出到环境中，与环境流体融为一体。

2.如权利要求1所述的变出口合成射流激励器，其特征在于：试验段气流喷射管（5）上集成的传感器与气流微泵（1）上集成的设备通过设备内电缆（7）连接，气流微泵出口通过法兰盘连接到风道弯管，风道弯管通过法兰盘连接到合成射流作动器，风道拐弯角度为90º。

3.如权利要求1所述的变出口合成射流激励器，其特征在于：合成射流作动器通过螺纹连接到射流喉道端盖，射流喉道端盖通过螺纹连接到试验段气流喷射管，试验段气流喷射管由3个相同的射流管组成，试验段气流喷射管通过螺纹连接到射流喷嘴。

4.如权利要求1所述的变出口合成射流激励器，其特征在于：气流微泵（1）包括：固定在气流微泵筒体（11）上的电控部件（13）和轴向安装在所述气流微泵筒体（11）腔体中的电动涡轮（12），气流微泵筒体（11）通过其上的安装法兰（14）连接风道弯管（2）。

5.如权利要求4所述的变出口合成射流激励器，其特征在于：风道弯管（2）通过弯管（21）连接端上的对接法兰（22）与气流微泵筒体（11）端口上的安装法兰（14）固联，通过弯管（21）和弯头法兰（23）组成弯曲角度为90º的风道弯管（2）。

6.如权利要求4所述的变出口合成射流激励器，其特征在于：安装在气流微泵筒体（11）腔体内的电动涡轮（12）通过安装在气流微泵筒体（11）侧壁外部的电控部件（13）进行转速控制。

7.如权利要求6所述的变出口合成射流激励器，其特征在于：电控部件（13）上装配有第一超声波传感器插座（131）、第二超声波传感器插座（132）、第三超声波传感器插座（133）、第一422电缆插座（134）和第二电源插座（135）。

8.如权利要求1所述的变出口合成射流激励器，其特征在于：试验段气流喷射管（5）包括：外观基本结构完全相同的第一射流管段（51）、第二射流管段（52）和第三射流管段（53），其中，第一射流管段（51）、第二射流管段（52）和第三射流管段（53）中部分别设置有第一超声波风速计（516）、第二超声波风速计和第三超声波风速计；三个超声波风速计具有单边外扩角度为0.25º，总外扩角度为0.5º，朝向进风方向和出风方向外扩角度的发射换能器和接收换能器，发射换能器向接收换能器发射两束超声波信号，超声波信号在射流管内部的传递过程中与射流管内气流发生多普勒作用，被接收换能器接收到的超声波信号频率发生变化，接收换能器将超声波信号转化为电信号，并通过三根信号电缆（7）将电信号发送到电控部件（13）。

9.如权利要求1所述的变出口合成射流激励器，其特征在于：激励器整体为L型弯管结构，气流被气流微泵（1）吸入后获得初始速度，从气流微泵（1）出口进入风道弯管（2），气流在风道弯管（2）旋转90º后进入合成射流作动器（3），在合成射流作动器（3）内连续通过三层菱形网格梳流片，气流通过射流喉道端盖（4）后进入试验段气流喷射管（5），最后，气流进入射流喷嘴（6），在射流喷嘴（6）扩压口（62）的作用下向外界减速排出。

10.如权利要求8所述的变出口合成射流激励器，其特征在于：3个超声波风速计同时工作，感测试验段气流喷射管（5）内的气流速度，将测量得到的电信号通过电缆（7），分别经第一超声波传感器插座（131）、第二超声波传感器插座（132）、第三超声波传感器插座（133）送入气流微泵上的电控部件（13）内的超声波风速计电子部件（136），对电信号进行处理后得到试验段气流喷射管（5）内三个超声波风速计（54）安装点的实时气流速度信息。