CN113945355B

CN113945355B - 一种冲击波下的进气道风洞试验模拟系统

Info

Publication number: CN113945355B
Application number: CN202111102684.2A
Authority: CN
Inventors: 王家启
Original assignee: AVIC First Aircraft Institute
Current assignee: AVIC First Aircraft Institute
Priority date: 2021-09-21
Filing date: 2021-09-21
Publication date: 2024-01-30
Anticipated expiration: 2041-09-21
Also published as: CN113945355A

Abstract

本发明属于航空飞行器设计技术领域，涉及一种涉及在飞行器上使用的冲击波下进气道风洞试验模拟技术，装置包括，试验风洞包括前端，气体由所述前端进入试验风洞，试验风洞内部安装引射筒体，引射筒体内部安装冲击波生成装置；冲击波生成装置，包括高压通道、主喷管及压力膜，高压通道与主喷管连接，压力膜将主喷管密封，当高压管道压力值达到预设值，压力膜破裂；主喷管后端的引射筒体内安装待试验安装部件该装置可以进行冲击波下的进气道特性风洞试验研究，实现了利用常规风洞研究冲击波对飞行器部件气动特性影响的研究，扩展了风洞试验的能力。

Description

一种冲击波下的进气道风洞试验模拟系统

技术领域

本发明属于航空飞行器设计技术领域，特别涉及一种在飞行器上使用的冲击波下进气道风洞试验模拟技术。

背景技术

在实际情况下，冲击波引起进气口前气流参数剧烈变化，但发动机响应相对迟缓，两者相互矛盾，导致其对发动机特性影响也很难评估。其中进气口前气流严重非定常化，在试验中动态参数控制非常困难。同时由于目前开展由于目前激波风洞尺寸较小，较大比例进气道布置困难，无法利用其开展冲击波情况下进气道特性的研究。对于冲击波情况下进气道特性的研究主要依赖于CFD计算分析，但由于非定常计算误差很难确定，同时相关试验数据又缺乏，其计算结果很难得到相关的试验验证。因此利用常规风洞研究开展较大模型的风洞试验，研究冲击波情况下的进气道性能就变得特别重要，但目前的常规风洞无法获得整体范围、稳定、高品质的冲击波气流，因此利用超音速高压局部瞬态变化流场来模拟冲击波参数开展冲击波下的进气道特性风洞试验研究的试验技术也就显得特别重要，也是亟待解决的关键技术。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提供了一种利用引射喷管技术开展冲击波情况下的进气道风洞试验系统。它利用引射喷管技术，在常规风洞内，利用控制主喷管出口的落压比瞬间爆破压力膜，主喷管内的高压气流通过主喷管出口，与次流相互作用，在引射喷管中形成超音速高压局部瞬态变化流场来模拟冲击波参数，将进气道试验模型放置在该区域，可以进行冲击波下的进气道特性风洞试验研究，实现了利用常规风洞研究冲击波对飞行器部件气动特性影响的研究，可以扩展风洞试验的能力,系统改造简单、风险低、成本低。

该冲击波下的进气道风洞试验模拟系统，包括：

试验风洞，试验风洞包括前端，气体由所述前端进入试验风洞，

试验风洞内部安装引射筒体，引射筒体内部安装冲击波生成装置；

冲击波生成装置，包括高压通道、主喷管及压力膜，高压通道与主喷管连接，压力膜将主喷管密封，当高压管道压力值达到预设值，压力膜破裂；

主喷管后端的引射筒体内安装待试验安装部件。

优选的是，高压管道包括高压管道与高压转弯段，高压管道径向穿过引射筒体的壁面并延伸至引射筒体内部，高压转弯段包括进口与出口，所述进口与所述出口的截面相互垂直，所述进口与高压转弯段连接，所述出口与主喷管连接，所述出口朝向试验风洞气体流动方向。

优选的是，高压转弯段内部安装导流片。

优选的是，高压通道与主喷管之间安装高压测量耙。

优选的是，引射筒体包括引射套管前调节板，引射套管后调节板，所述引射套管前调节板与引射套管后调节板分别铰接于引射筒体的前端与后端，引射套管后调节板可通过铰链向内、向外偏转，且均有30的调整角度。

优选的是，引射筒体长度小于试验风洞长度的1/2。

优选的是，主喷管包括主喷管出口与主喷管进口，主喷管由主喷管进口向主喷管出口逐渐收缩。

优选的是，待试验安装部件包括进气道前段与进气道后段，进气道后段连接进气道抽吸管道，进气道抽吸管道连接进气道抽吸设备；进气道后段管内安装待试验的元器件。

优选的是，进气道前段与进气道后段的总长度小于主喷管出口到引射套管后调节板距离的1/2。

优选的是，压力膜布置在主喷管的中间位置。

优选的是，引射套管进口可为圆形、矩形及其他形状的对称形式。

优选的是，引射筒体长度小于风洞试验1/2，前部下壁面开有高压气管通过孔，并密封，中部下壁面与风洞下壁面连接，后部下壁面开有通孔，供进气道支架通过。

优选的是，高压测量耙由4个耙臂组成，耙臂上的动态压力测量点布置，等圆环面积布置。

优选的是，压力膜可以根据设定压差更换，当压力膜左右压差达到设定之后，自动爆裂。

优选的是，引射套管前调节板可为固定形式，也根据来流速度调节进口面积。

本申请的优点包括：由于目前开展由于目前激波风洞尺寸较小，无法开展冲击波对进气道特性的研究，采用引射喷管技术，在常规风洞内，利用控制主喷管出口的落压比瞬间爆破压力膜，主喷管内的高压气流通过主喷管出口，与次流相互作用，在引射喷管中形成超音速高压局部瞬态变化流场来模拟冲击波参数，将进气道试验模型放置在该区域，可以进行冲击波下的进气道特性风洞试验研究，实现了利用常规风洞研究冲击波对飞行器部件气动特性影响的研究，扩展了风洞试验的能力。

附图说明

图1是本发明的一种模拟冲击波的进气道风洞试验系统；

其中，11—试验风洞，21—引射套管进口，22—引射套管前调节板，23—引射筒体，24—筒体支架，25—引射套管后调节板，26—引射套管出口，3-待试验安装部件，31—进气道前段，32—进气道后段，33发动机中心体，34—发动机中心体支板，35—进气道动态压力测量耙，36—进气道支撑板，37—进气道抽吸管道，38—进气道抽吸设备，4-主喷管，41—主喷管出口，42—压力膜，43—主喷管进口，44—高压测量耙，5-高压通道，51—高压转弯段，52—压力调节阀，53—高压管道，54—导流片。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。

该冲击波下的进气道风洞试验模拟系统，包括：

试验风洞11，试验风洞11包括前端10，气体由所述前端10进入试验风洞11，

试验风洞11内部安装引射筒体23，引射筒体23内部安装冲击波生成装置；

冲击波生成装置，包括高压通道5、主喷管4及压力膜42，高压通道5与主喷管4连接，压力膜42将主喷管4密封，当高压管道53压力值达到预设值，压力膜42破裂；

主喷管4后端的引射筒体23内安装待试验安装部件3。

优选的是，高压管道53包括高压管道53与高压转弯段51，高压管道53径向穿过引射筒体23的壁面并延伸至引射筒体23内部，高压转弯段51包括进口与出口，所述进口与所述出口的截面相互垂直，所述进口与高压转弯段51连接，所述出口与主喷管4连接，所述出口朝向试验风洞11气体流动方向。

其中整个风洞试验模拟系统置于风洞试验段内，引射筒体通过筒体支架固定在风洞下壁板上，高压气通过压力调节阀进入高压管道，经过导流片整流，进入主喷管，该气流参数由高压测量耙获取，在达到试验所需的落压比时，布置在主喷管内压力膜破裂，高压气从主喷管出口喷出，与进入引射套管进口气流相互作用，在引射套管内与主喷管高压气相互作用，形成高压、高速气流模拟冲击波，进气道试验模型布置在引射套管内后部，通过动态压力测量耙测量进气道性能参数，进入气流的流量通过进气道抽吸设备控制，其中高压测量耙由4个耙臂组成，耙臂上的动态压力测量点布置，等圆环面积布置。

其中，高压转弯段51内部安装导流片54，高压通道5与主喷管4之间安装高压测量耙44，引射筒体23包括引射套管前调节板22，引射套管后调节板25，所述引射套管前调节板22与引射套管后调节板25分别铰接于引射筒体23的前端与后端，引射套管后调节板可通过铰链向内、向外偏转，且均有30的调整角度。

引射筒体23长度小于试验风洞11长度的1/2，以此能够保证由充足的余量进行气体的流动。

主喷管4包括主喷管出口41与主喷管进口42，主喷管4由主喷管进口42向主喷管出口41逐渐收缩，收缩的口能够形成一个喷射的状态，使气流在窄小的喷口处能够获得较大的动能。

待试验安装部件3包括进气道前段31与进气道后段32，进气道后段32连接进气道抽吸管道37，进气道抽吸管道37连接进气道抽吸设备38；进气道后段32管内安装待试验的元器件。

进气道前段31与进气道后段32的总长度小于主喷管出口41到引射套管后调节板25距离的1/2。

压力膜42布置在主喷管4的1/2处，压力膜可以根据设定压差更换，当压力膜左右压差达到设定之后，自动爆裂，除此之外，压力膜还可以通过其他的方式被引爆，引爆方式可以是电击，机械击破等方式，操控压力膜破坏的指令一般是空气的压力值。

引射套管进口可为圆形、矩形及其他形状的对称形式，引射筒体长度小于风洞试验1/2，前部下壁面开有高压气管通过孔，并密封，中部下壁面与风洞下壁面连接，后部下壁面开有通孔，供进气道支架通过，引射套管前调节板根据来流速度调节进口面积。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims

1.一种冲击波下的进气道风洞试验模拟系统，包括：

试验风洞（11），试验风洞（11）包括前端（10），气体由所述前端（10）进入试验风洞（11），其特征在于，

试验风洞（11）内部安装引射筒体（23），引射筒体（23）内部安装冲击波生成装置；

冲击波生成装置，包括高压通道（5）、主喷管（4）及压力膜（42），高压通道（5）与主喷管（4）连接，压力膜（42）将主喷管（4）密封，当高压管道（53）压力值达到预设值，压力膜（42）破裂；

主喷管（4）后端的引射筒体（23）内安装待试验安装部件（3）；

待试验安装部件（3）包括进气道前段（31）与进气道后段（32），进气道后段（32）连接进气道抽吸管道（37），进气道抽吸管道（37）连接进气道抽吸设备（38）；进气道后段（32）管内安装待试验的元器件；

高压通道（5）包括高压管道（53）与高压转弯段（51），高压管道（53）径向穿过引射筒体（23）的壁面并延伸至引射筒体（23）内部，高压转弯段（51）包括进口与出口，所述进口与所述出口的截面相互垂直，所述进口与高压转弯段（51）连接，所述出口与主喷管（4）连接，所述出口朝向试验风洞（11）气体流动方向；

高压转弯段（51）内部安装导流片（54）；

高压通道（5）与主喷管（4）之间安装高压测量耙（44）；

引射筒体（23）包括引射套管前调节板（22），引射套管后调节板（25），所述引射套管前调节板（22）与引射套管后调节板（25）分别铰接于引射筒体（23）的前端与后端，且均有30度的调整角度；

其中整个风洞试验模拟系统置于风洞试验段内，引射筒体通过筒体支架固定在风洞下壁板上，高压气通过压力调节阀进入高压管道，经过导流片整流，进入主喷管，气流参数由高压测量耙获取，在达到试验所需的落压比时，布置在主喷管内压力膜破裂，高压气从主喷管出口喷出，与进入引射套管进口气流相互作用，在引射套管内与主喷管高压气相互作用，形成高压、高速气流模拟冲击波，进气道试验模型布置在引射套管内后部，通过动态压力测量耙测量进气道性能参数，进入气流的流量通过进气道抽吸设备控制。

2.如权利要求1所述冲击波下的进气道风洞试验模拟系统，其特征在于，引射筒体（23）长度小于试验风洞（11）长度的1/2。

3.如权利要求1所述冲击波下的进气道风洞试验模拟系统，其特征在于，主喷管（4）包括主喷管出口（41）与主喷管进口（43），主喷管（4）由主喷管进口（43）向主喷管出口（41）逐渐收缩。

4.如权利要求1所述冲击波下的进气道风洞试验模拟系统，其特征在于，进气道前段（31）与进气道后段（32）的总长度小于主喷管出口（41）到引射套管后调节板（25）距离的1/2。

5.如权利要求1所述冲击波下的进气道风洞试验模拟系统，其特征在于，压力膜（42）布置在主喷管（4）中间位置。