CN110940482A - 一种吸气式飞行器连续变马赫数测力试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种吸气式飞行器连续变马赫数测力试验装置，包括：超声速试验段、激波发生板、驱动装置、天平系统、试验模型和观察窗；其中，激波发生板、驱动装置、天平系统、试验模型和观察窗均设置于超声速试验段内；所述试验模型与所述天平系统相连接；所述试验模型与所述天平系统均设置于所述激波发生板上；所述试验模型与所述天平系统位于激波发生板斜上方的测试区域内；所述观察窗设置于测试区域内，能够观察试验模型；所述驱动装置与所述激波发生板相连接。本发明使得在马赫数连续改变的整个过程中，马赫数变化连续平稳，流场品质均满足风洞试验流场品质要求。

Description

一种吸气式飞行器连续变马赫数测力试验装置

技术领域

本发明属于超声速空气动力学技术领域，尤其涉及一种吸气式飞行器连续变马赫数测力试验装置。

背景技术

冲压发动机是超声速推进系统的重要组成部分，而进气道是发动机的主要部件，其主要功能是为飞行器捕获发动机所需的质量流量和实现最大的总压恢复，其在飞行过程中的起动特性将直接决定发动机的工作范围。

实际工作中，冲压发动机面临工作边界狭窄的问题。发动机在进气道起动边界附近工作时，其性能最好，但此时进气道有可能出现不起动。进气道不起动引起捕获流量和总压恢复急剧下降，导致燃烧室无法正常工作，这将会制约整个推进系统功能的发挥和性能的提高，甚至会使整个发动机不能产生推力，易引起动载荷，造成结构破坏，同时使飞行器难以控制，因此必须确定进气道起动边界。

对超声速飞行器而言，飞行速度必将经历从低马赫数到高马赫数的变化过程，在巡航飞行中马赫数也会发生增大或减小的变化，在此过程中冲压进气道会出现“迟滞环”现象(影响高超声速进气道起动能力的因素分析，宇航学报)，该现象是指随着来流马赫数逐渐降低或来流马赫数逐渐升高时,同样构型的进气道在两个过程中的起动特性是不同的，见附图1，图中实线为马赫数由低到高过程中进气道捕获流量系数的变化情况，直到马赫数升高到2.2进气道才实现了自启动。虚线则为马赫数由高到低过程中流量系数的变化，马赫数降至1.5以前,进气道都是起动的。

因此确定进气道起动马赫数成为设计者最为关心的问题。不起动/再启动过程中存在两个重要的马赫数：起动马赫数和再起动马赫数，见附图1中实线和虚线对应的流量系数突变的点。两个马赫数在一定程度上表征了进气道的工作范围以及进气道的再起动能力。

由于国内超声速风洞大多都是下吹式运行方式，风洞启动的时候总压存在过调现象，无法模拟飞行器实际飞行中马赫数连续平缓增减的过程，风洞起动时进气道突然进入高速气流，来流对进气道有“冲击”作用，无法获得真实的“起动/再起动”马赫数，也无法获得进气道迟滞特性曲线。而且针对进气道起动迟滞特性的研究需要在一定范围内密集变化马赫数进行，而目前国内风洞无法达到上述要求，固壁喷管马赫数的最小间隔为0.25，柔壁喷管由于机构复杂也无法做到。因此如何在一定范围内实现进气道迟滞特性的风洞实验研究成为一项关键技术。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种吸气式飞行器连续变马赫数测力试验装置，利用安装在风洞中的楔形激波板改变进气道的来流速度，通过调节激波板的角度为进气道提供马赫数连续改变的流场，根据纹影以及进气道沿程静压判断进气道的起动/不起动迟滞特性，使得在马赫数连续改变的整个过程中，马赫数变化连续平稳，流场品质均满足风洞试验流场品质要求。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种吸气式飞行器连续变马赫数测力试验装置，包括：超声速试验段、激波发生板、驱动装置、天平系统、试验模型和观察窗；其中，激波发生板、驱动装置、天平系统、试验模型和观察窗均设置于超声速试验段内；所述试验模型与所述天平系统相连接；所述试验模型与所述天平系统均设置于所述激波发生板上；所述试验模型与所述天平系统位于激波发生板斜上方的测试区域内；所述观察窗设置于测试区域内，能够观察试验模型；所述驱动装置与所述激波发生板相连接。

上述吸气式飞行器连续变马赫数测力试验装置中，所述驱动装置包括伺服电机、驱动减速机、齿轮条、蜗杆和涡轮；其中，所述伺服电机与所述驱动减速机相连接；所述驱动减速机与所述蜗杆相连接；所述蜗杆与所述涡轮相连接；所述涡轮与所述齿轮条啮合连接；所述齿轮条与所述激波发生板相连接。

上述吸气式飞行器连续变马赫数测力试验装置中，风洞试验段建立超声速或高超声速流场后，驱动装置驱动激波发生板进行旋转运动，使其与流场来向成一个夹角c；激波发生板与流场相互作用在其前缘产生一道斜激波，波后流动方向和马赫数均会发生改变，流动方向变化量为c，波后马赫数按照斜激波波前波后关系式改变。

上述吸气式飞行器连续变马赫数测力试验装置中，根据不同的波前来流马赫数，调整激波板与流场来向的夹角c，试验模型攻角也同时随动，以保证实际来流攻角不变进行不同马赫数对试验模型起动/再起动特性影响的试验。

上述吸气式飞行器连续变马赫数测力试验装置中，观察窗根据纹影显示判断试验模型起动/再起动马赫数。

上述吸气式飞行器连续变马赫数测力试验装置中，试验模型与激波发生板之间的距离为d与风洞试验段进口高度a的比值介于0.25～0.3。

上述吸气式飞行器连续变马赫数测力试验装置中，激波发生板(1)从风洞试验段抬起的距离b与风洞试验段进口高度a的比值介于0.05～0.1。

上述吸气式飞行器连续变马赫数测力试验装置中，激波发生板的有效区域长度e与风洞试验段长度f的比值介于0.55～0.75。

本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

(1)本发明可实现在试验段形成一定区域马赫数连续改变的流场，而且可以对马赫数改变的速率和规律按照试验要求进行控制，使得在马赫数连续改变的整个过程中，马赫数变化连续平稳，流场品质均满足风洞试验流场品质要求。

(2)本发明可以较为准确的确定起动/再起动马赫数，获得进气道内流场的参数，无需进行插值，避免插值误差对进气道性能评估的影响。

(3)现有风洞无需改变，只需要重新加工下壁板，将激波板安装在试验段内，拆装方便，且不破坏风洞原有设备。

附图说明

通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：

图1是现有技术的冲压进气道捕获流量系数与马赫数之间的关系的示意图；

图2是本发明实施例提供的超声速气流过斜激波流场示意图；

图3是本发明实施例提供的吸气式飞行器连续变马赫数测力试验装置的示意图。

具体实施方式

下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

图3是本发明实施例提供的吸气式飞行器连续变马赫数测力试验装置的示意图。如图3所示，该吸气式飞行器连续变马赫数测力试验装置包括：超声速试验段2、激波发生板1、驱动装置、天平系统8、试验模型9和观察窗11；其中，

激波发生板1、驱动装置、天平系统8、试验模型9和观察窗11均设置于超声速试验段2内；试验模型9与天平系统8相连接；试验模型9与天平系统8均设置于激波发生板1上；试验模型9与天平系统8位于激波发生板1斜上方的测试区域10内；观察窗11设置于测试区域10内，能够观察试验模型9；驱动装置与激波发生板1相连接。

如图3所示，驱动装置包括伺服电机3、驱动减速机4、齿轮条5、蜗杆6和涡轮7；其中，伺服电机3与驱动减速机4相连接；驱动减速机4与蜗杆6相连接；蜗杆6与涡轮7相连接；涡轮7与齿轮条5啮合连接；齿轮条5与激波发生板1相连接。

该试验装置为一特殊的超声速试验段，试验段内部安装激波发生板1，通过伺服电机3、驱动减速机4、蜗杆6、涡轮7，带动齿轮条5驱动激波发生板1绕前缘支点偏折，在激波发生板头部处产生斜激波12，在斜激波后形成低于超声速喷管来流马赫数的流场，在激波发生器连续升高的过程中，通过测力测压系统8连续地获得试验模型9的动态气动特性，并通过观察窗11观测模型周围的流场变化。

激波发生板1迎风一面的外形应平整光滑，并根据要产生变马赫数流场区域的大小和试验段的特点进行设计。对于横截面为矩形的超声速试验段2，激波发生板1的平板宽度可以设计为风洞试验段宽度，长度根据要产生变马赫数流场区域大小进行调整。对于试验段横截面大于喷管出口的射流式风洞，激波板的平板宽度可以大于喷管出口直径或宽度，长度仍然根据要产生变马赫数流场区域大小进行调整。

试验模型9与激波发生板1之间的距离d与风洞试验段2进口高度a的比值介于0.25～0.3。激波发生板1从风洞试验段2抬起的距离b与风洞试验段2进口高度a的比值介于0.05～0.1。激波发生板1的有效区域长度e与风洞试验段2长度f的比值介于0.55～0.75。上述数值在马赫数连续改变的整个过程中，更好的使马赫数变化连续平稳，流场品质更好的满足风洞试验流场品质要求。

风洞试验段2建立超声速或高超声速流场后，驱动装置驱动激波发生板1进行旋转运动，使其与流场来向成一个夹角c；激波发生板1与流场相互作用在其前缘产生一道斜激波12，波后流动方向和马赫数均会发生改变，流动方向变化量为c，波后马赫数按照斜激波波前波后关系式改变。

根据不同的波前来流马赫数，调整激波板与流场来向的夹角c，试验模型9攻角也同时随动，以保证实际来流攻角不变进行不同马赫数对试验模型9起动/再起动特性影响的试验。

观察窗11根据纹影显示判断试验模型9起动/再起动马赫数。

在试验段入口或前段安装激波板，在激波板一侧安装驱动装置，使得激波板能够绕前端(迎向来流方向一边为前端)进行旋转运动，使激波板另一侧和来流方向构成一个夹角c。在超声速和高超声速来流条件下，激波板前缘会产生一道斜激波，波后流动方向和马赫数均会发生改变，且流动方向变化量等于c，马赫数按照超声速流场斜激波关系式进行改变，流场如图2所示。

激波板是保证本发明可以实施的关键因素，要求表面平整光滑。激波板的外形根据要产生变马赫数流场区域的大小和试验段的特点进行设计。对于横截面为矩形的试验段，激波板的宽度可以设计为试验段宽度，长度要根据产生变马赫数流场区域大小进行调整。对于试验段横截面大于喷管出口的射流式风洞，激波板宽度可以大于喷管出口直径或宽度，长度仍然根据要产生变马赫数流场区域大小进行调整。

通过控制系统控制驱动装置做动，可以实现预定的夹角c，或者使得夹角c按照给定规律变化，进而实现波后流动马赫数的连续变化。驱动装置需要稳定的安装在风洞试验段内，做动的一端和激波板相连，并能够使激波板前缘某一轴线进行旋转运动。为实现稳定可控的旋转运动，驱动装置可在激波板的前后两端分别以铰链形式连接，前端固定支撑，后端通过伸缩作动进行驱动(如图3)；也可采用多点铰链连接，进行同步作动最终实现激波板的旋转运动。驱动装置的作动部件端可以应用电机驱动、液压驱动或其它能够提供足够动力和控制精度的驱动力设备。

控制系统包括控制硬件和软件。硬件包括控制驱动设备的控制卡和计算机。软件包括实行人机交互的控制程序和机构运动的控制算法。控制算法是根据波前马赫数和波后马赫数的关系，建立激波板与来流的夹角c和波后马赫数的关系式来实现的。

要进行进气道起动/再起动迟滞特性研究的模型，置放在斜波后流场的区域内。在保证进气道轴线与来流方向平行的前提下，待风洞内流场达到稳定状态时，通过纹影系统观察进气道试验外流场并测量进气道内流场沿程静压，根据流场状态和测得的内流场参数进行进气道起动/再起动性能分析

综上所述利用本发明可以实现在同一个喷管内连续改变马赫数，直到确定进气道起动/再起动马赫数。

本实施例针对马赫数1.75，2，2.25，2.5的喷管，激波板与来流的夹角最大为7°，就可以实现马赫数的减小值为0.25，正好可以与另外一个喷管搭接，从而实现全范围的马赫数变化；本实施例针对马赫数3，3.5，4的喷管，激波板与来流夹角最大为10°，便可实现马赫数的减小值为0.5，达到与另外一个喷管搭接的目的。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (8)

1.一种吸气式飞行器连续变马赫数测力试验装置，其特征在于包括：超声速试验段(2)、激波发生板(1)、驱动装置、天平系统(8)、试验模型(9)和观察窗(11)；其中，

激波发生板(1)、驱动装置、天平系统(8)、试验模型(9)和观察窗(11)均设置于超声速试验段(2)内；

所述试验模型(9)与所述天平系统(8)相连接；

所述试验模型(9)与所述天平系统(8)均设置于所述激波发生板(1)上；所述试验模型(9)与所述天平系统(8)位于激波发生板(1)斜上方的测试区域(10)内；

所述观察窗(11)设置于测试区域(10)内，能够观察试验模型(9)；

所述驱动装置与所述激波发生板(1)相连接。

2.根据权利要求1所述的吸气式飞行器连续变马赫数测力试验装置，其特征在于：所述驱动装置包括伺服电机(3)、驱动减速机(4)、齿轮条(5)、蜗杆(6)和涡轮(7)；其中，

所述伺服电机(3)与所述驱动减速机(4)相连接；

所述驱动减速机(4)与所述蜗杆(6)相连接；

所述蜗杆(6)与所述涡轮(7)相连接；

所述涡轮(7)与所述齿轮条(5)啮合连接；

所述齿轮条(5)与所述激波发生板(1)相连接。

3.根据权利要求1所述的吸气式飞行器连续变马赫数测力试验装置，其特征在于：风洞试验段(2)建立超声速或高超声速流场后，驱动装置驱动激波发生板(1)进行旋转运动，使其与流场来向成一个夹角c；激波发生板(1)与流场相互作用在其前缘产生一道斜激波(12)，波后流动方向和马赫数均会发生改变，流动方向变化量为c，波后马赫数按照斜激波波前波后关系式改变。

4.根据权利要求3所述的吸气式飞行器连续变马赫数测力试验装置，其特征在于：根据不同的波前来流马赫数，调整激波板与流场来向的夹角c，试验模型(9)攻角也同时随动，以保证实际来流攻角不变进行不同马赫数对试验模型(9)起动/再起动特性影响的试验。

5.根据权利要求4所述的吸气式飞行器连续变马赫数测力试验装置，其特征在于：观察窗(11)根据纹影显示判断试验模型(9)起动/再起动马赫数。

6.根据权利要求1所述的吸气式飞行器连续变马赫数测力试验装置，其特征在于：试验模型(9)与激波发生板(1)之间的距离为d与风洞试验段(2)进口高度a的比值介于0.25～0.3。

7.根据权利要求1所述的吸气式飞行器连续变马赫数测力试验装置，其特征在于：激波发生板(1)从风洞试验段(2)抬起的距离b与风洞试验段(2)进口高度a的比值介于0.05～0.1。

8.根据权利要求1所述的吸气式飞行器连续变马赫数测力试验装置，其特征在于：激波发生板(1)的有效区域长度e与风洞试验段(2)长度f的比值介于0.55～0.75。

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