CN116086762A - 超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明属于高速空气动力地面模拟试验设备领域，公开了超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置。该自由射流试验装置沿气流方向依次包括顺序连接的主进气管路与阀门系统、大开角段、稳定段、收缩段、喷管段、试验舱、超扩段、引射器、扩散段和小孔排气段，以及连接气源与引射器的引射进气管路与阀门系统。该三声速自由射流试验装置的试验马赫数范围覆盖亚跨超速域，允许试验模型堵塞度大，高度模拟能力强，具备超声速试验中马赫数实时连续变化能力，能够承担多种类型特殊空气动力学地面试验模拟任务。

Description

超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置

技术领域

本发明属于高速空气动力地面模拟试验设备领域，具体涉及超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置。

背景技术

精确的空气动力试验数据是飞行器设计研制、气动力技术研究的基础和依据，也是提高飞行器设计研制水平、缩短研制周期、降低研制成本的基本要素。精确气动试验数据的获得，与科学的试验方法和精准的测试技术紧密相关，但其根本前提是飞行器绕流的高保真模拟。新一代飞行器研制不仅对气动力试验模拟方法、试验测试技术提出了新的、更高的要求，而且对飞行器绕流的高保真模拟，提出了更加严峻的新挑战，尤其是迫切需要在高保真模拟飞行器内/外流动的前提下，开展飞行器机体/推进一体化、系统及部件结构完整性与功能实现性、气动/运动耦合影响等一体化模拟试验研究与技术验证，以分析研究新一代飞行器的气动机理和规律，验证新的技术设计方案。此外，新一代飞行器研制中大量应用了涡轮基组合循环（TBCC）发动机等新技术，这对单次气动力试验中可以模拟动态飞行环境的马赫数实时连续变化能力也提出了强烈的试验需求。

当前，国内常规高速风洞最大试验段尺寸仅为2.4m×2.4m，且不具备马赫数实时连续变化能力，在试验模型堵塞度、试验段壁板结构等严格限制条件下，难以在高保真模拟飞行器内/外流动的前提下，承担完成新一代飞行器机体/推进一体化、部件系统结构完整性与功能实现性、气动/运动耦合影响等一体化模拟试验研究，更无法完成需要马赫数实时连续变化的涡轮基组合循环（TBCC）发动机动态模拟试验。迫切需要发展一种允许试验模型尺度大、试验段壁板结构限制小、模型支撑方式选择灵活、具备马赫数实时连续变化变化能力的高速空气动力地面模拟试验设备。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置。

本发明的超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置，其特点是，所述的三声速自由射流试验装置沿气流方向依次包括通过管道顺序连接的主进气管路与阀门系统、大开角段、稳定段、收缩段、喷管段、试验舱、超扩段、引射器、扩散段和小孔排气段，以及连接气源与引射器的引射进气管路与阀门系统；

大开角段，采用45°扩开角、55°中心锥结构，内有两层球形孔板，用于连接主进气管路与稳定段；

稳定段，前段从前至后依次设置有用于整流降噪的结丝网、蜂窝器和阻尼网，后段设置有静流段；稳定段出口获得均匀、平直和气流脉动得到有效衰减抑制的气流，确保喷管段入口的气流品质符合试验要求；

收缩段，为圆变方过渡结构体，将圆形进气截面改为方形进气截面，将稳定段的圆形截面尺寸平滑的过渡到喷管段入口的方形截面尺寸，同时使气流在无分离的情况下加速到喷管入口截面所需的参数；

喷管段，型面马赫数调节范围1.0～3.5，用于调节试验舱中的射流均匀区马赫数；

试验舱，为封闭式自由射流试验段型式，是模型安装与试验的区域，截面形状为“半圆形加矩形”，上方为半圆柱形壳体，下方为方形壳体，内置壳体加强圈，半圆有效内径Φ10m，有效使用长度12.5m；内设模型支撑机构，在试验中按照试验计划改变模型的位置、姿态；

超扩段由收集器和双层套筒结构两部分组成，收集器是其收缩部分，位于试验舱内，与活动套筒前端相连接，活动套筒可在固定套筒内沿轴向移动；超扩段为“收缩－平直－扩张”型面结构，使得通过试验舱之后的气流降低速度、恢复压力，改善自由射流试验装置的启动特性和运行效率；

引射器，为多喷嘴等面积混合引射型式，作为抽吸排气设备，可提供装置运行所需压比，用于自由射流试验装置降速压试验状态，还可通过在试验中降低试验舱的静压，实现飞行器高度模拟；

小孔排气段，用于排出试验气体，减小排气流速度，降低排气噪声；

主进气管路、大开角段、稳定段、收缩段之间焊接连接；收缩段与喷管段之间通过法兰连接，采用充气围带密封；喷管段和试验舱之间通过波纹管膨胀节密封连接，喷管出口插入试验舱内；试验舱内的收集器与超扩段的活动套筒之间焊接连接，超扩段的活动套筒伸出试验舱，伸入超扩段的固定套筒中，试验舱与超扩段的活动套筒之间、超扩段的活动套筒与超扩段的固定套筒之间采用充气围带密封；超扩段的固定套筒、引射器、扩散段和小孔排气段之间采用焊接连接；引射进气管路与引射器之间采用焊接连接；

主进气管路与阀门系统，包括沿气流方向通过主进气管路顺序连接的主进气电动蝶阀组、主进气液动快速蝶阀组和主进气调压阀，主进气管段与各主进气管路阀门之间均通过法兰连接，并采用金属缠绕式密封垫密封；引射进气管路与阀门系统，包括沿气流方向通过引射进气管段顺序连接的引射进气电动蝶阀组、引射进气液动快速蝶阀组和引射进气调压阀，引射进气管路与各引射进气管路阀门之间均通过法兰连接，并采用金属缠绕式密封垫密封。

进一步地，所述的喷管段为二维多支点半挠性壁喷管；喷管段通过若干个支座固定在地面基础上，若干个立柱固定支撑于对应的支座上，上梁和下梁固定在立柱上，立柱、上梁下梁构成喷管段的框架；顺气流从前至后依次连接或搭接的可调收缩块、喉道固块和挠性板组成喷管型面组件；左右侧壁位于喷管框架内侧，型面组件位于左右侧壁中间、上下对称布置；型面组件与左右侧壁共同组成前后开口的喷管段流道；喷管段的前端连接收缩段，喷管段的后端连接喷管延长段；喷管段的喷管延长段伸入试验舱，与试验舱之间通过密封波纹管Ⅰ密封连接；可调收缩块、喉道固块和挠性板与左右侧壁之间采用顶部镶嵌聚四氟乙烯条的充气围带密封与凡塞密封相结合的方式进行密封；可调收缩块、喉道固块和挠性板通过上下对称分布的油缸执行机构协同运动调节喷管段的型面；油缸执行机构协同运动采用电液伺服驱动控制，试验过程中可实时改变喷管段的型面。

进一步地，所述的试验舱为封闭自由射流试验段，试验舱的左右两侧设有光学玻璃观察窗，试验舱的顺气流右侧设有供试验模型、设备进出的大门，大门上开有供人员进出的小门。

进一步地，试验舱内设有试验模型支撑机构，试验模型支撑机构采用四自由度串联结构，由外向内依次为X机构框架、Y机构框架、β机构转台和α机构，在X、Y、β、α四个方向上独立改变试验模型的位置和姿态；X机构框架通过若干基础立柱单独支撑于专用基础上，独立于试验舱本体，基础立柱通过密封波纹管Ⅱ与试验舱连接，避免试验中支撑机构与试验舱间振动相互影响。

进一步地，所述的收集器的入口为具有两级收缩的圆形的收集器收缩型面段；出口为平直段，平直段上设置有沿周向均匀分布的减振溢流孔，减振溢流孔通过减振溢流孔开度调节机构在0~100%范围内调节开度；收集器收缩型面段固定在支撑座上，支撑座通过滑轮组安装在试验舱的滑轨上；滑轮组带动收集器在距离喷管出口3m~8m的范围内前后移动，在到达预先设定的位置后定位、拉紧固定；支撑座的顶面设置有非金属减振垫，用于缓冲试验中收集器收缩型面段的振动。

进一步地，所述的主进气电动蝶阀组和引射进气电动蝶阀组的电动蝶阀组由大口径电动蝶阀和小型电动球阀旁通阀组成。

进一步地，所述的主进气液动快速蝶阀组和引射进气液动快速蝶阀组的液动快速蝶阀组由大口径液动快速蝶阀和小型电动球阀组成，大口径液动快速蝶阀启闭时间在2秒~10秒内调节。

进一步地，所述的主进气调压阀和引射进气调压阀均采用环状缝隙调压阀型式，调压型面为修正指数特性曲线型式。

本发明的超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置中的二维多支点半挠性壁喷管，具有马赫数1.0～3.5的声速、跨声速、超声速喷管型面控制调节功能，采用电液伺服驱动控制，解决喷管型面成型过程中重载变荷多轴精确协同运动控制问题，采用顶部镶嵌聚四氟乙烯条的充气围带密封与凡塞密封相结合的方式，解决超大平面线接触动密封问题，为三声速自由射流试验装置在超声速试验中具备马赫数实时连续变化能力奠定设备基础。收集器通过两级收缩型面结构适应宽试验马赫数范围变化，通过在X方向前后移动满足不同尺度试验模型需要，并保持试验区域流场品质，通过减振溢流孔改善试验舱内气流流动、有效抑制气流脉动和设备振动。使用多喷嘴引射器实现装置降速压试验运行状态，科有效降低试验舱的静压，增加飞行模拟高度；还能够通过抽吸减低试验舱压的背压，在保持三声速自由射流试验装置启动压比的情况下，降低启动运行总压，减小装置启动时对试验模型与机构的冲击；试验舱具有较大的试验空间，可以方便的选择试验件支撑方式，布置测试设备，开展飞行器系统及部件结构完整性与功能实现性等模拟试验验证，试验舱与前后部段之间采用柔性连接方式，可以避免试验过程中洞体部段间振动的相互影响。

本发明的超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置，作为一种特殊结构型式的高速风洞，允许试验模型堵塞度相对较大，没有试验段壁板限制，模型支撑方式选择及测试设备布置灵活，特别适合在高保真模拟飞行器内/外流动的前提下，承担新一代飞行器机体/推进一体化、部件系统结构完整性与功能实现性、气动/运动耦合影响等一体化模拟试验研究与技术验证。并可承担完成需要马赫数实时连续变化的涡轮基组合循环（TBCC）发动机动态模拟试验。

总而言之，本发明的超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置，试验马赫数范围覆盖亚跨超速域，允许试验模型堵塞度大，高度模拟能力强，同时具备超声速试验中马赫数实时连续变化功能，能够承担多种类型的特殊空气动力学地面试验模拟任务。

附图说明

图1为本发明的超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置的结构简图；

图2为本发明的超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置中的大开角段立体图；

图3为本发明的超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置中的稳定段立体图；

图4a为本发明的超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置中的喷管段立体图（安装图）；

图4b为本发明的超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置中的喷管段的左右侧壁结立体图；

图4c为本发明的超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置中的喷管段的爆炸视图；

图4d为本发明的超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置中的喷管段喷管型面及油缸执行机构立体图；

图5a为本发明的超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置中的试验舱立体图（外形图）；

图5b为本发明的超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置中的试验舱立体图（内部图）；

图6为本发明的超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置中的模型四自由度机构立体图；

图7为本发明的超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置中的收集器立体图。

图中；101.主进气电动蝶阀组；102.主进气液动快速蝶阀组；103.主进气调压阀；2.大开角段；3.稳定段；4.收缩段；5.喷管段；6.试验舱；7.超扩段；8.引射器；901.引射进气电动蝶阀组；902.引射进气液动快速蝶阀组；903.引射进气调压阀；10.扩散段；11.小孔排气段；12.试验模型支撑机构；13.收集器；

501.左右侧壁；502.喷管延长段；503.密封波纹管Ⅰ；504.立柱；505.支座；506.挠性板；507.油缸执行机构；508.喉道固块；509.可调收缩块；510.下梁；511.上梁；

601.光学玻璃观察窗；602.大门；603.小门；

1201.α机构；1202.β机构转台；1203.Y机构框架；1204.X机构框架；1205.基础立柱；1206.密封波纹管Ⅱ；

1301.收集器收缩型面段；1302.减振溢流孔；1303.滑轮组；1304.支撑座；1305.减振溢流孔开度调节机构。

实施方式

下面结合附图和实施例详细说明本发明。

如图1所示，本发明的超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置，沿气流方向依次包括主进气管路与阀门系统（含主进气电动蝶阀组101、主进气液动快速蝶阀组102、主进气调压阀103）、大开角段2、稳定段3、收缩段4、半挠性壁喷管段5、试验舱6、超扩段7（含收集器13、活动套筒和固定套筒）、引射器8、扩散段10、小孔排气段11，以及引射进气管路与阀门系统（含引射进气电动蝶阀组901、引射进气液动快速蝶阀组902、引射进气调压阀903）、试验模型支撑机构12（在试验舱6内）、收集器13（在试验舱6内）。

主进气管路、大开角段2、稳定段3、收缩段4之间焊接连接；收缩段4与喷管段5间通过法兰连接，采用充气围带密封；喷管段5、试验舱6间通过波纹管膨胀节密封连接，半挠性壁喷管伸入试验舱6内；收集器13与超扩段7活动套筒间焊接连接，超扩段7的活动套筒伸出试验舱6，伸入超扩段7的固定套筒内，活动套筒与试验舱6之间、活动套筒与固定套筒之间均采用充气围带密封；超扩段7的固定套筒、引射器8、扩散段10、小孔排气段11间采用焊接连接；引射进气管路与引射器8间采用焊接连接。主进气管路与阀门系统、引射进气管路与阀门系统中，阀门与管道间均通过法兰连接，并采用金属缠绕式密封垫密封。

如图2所示，大开角段2，采用45°扩开角、55°中心锥结构，内有两层球形孔板，用于连接主进气管路与稳定段3。

如图3所示，稳定段3，内部配置有性能参数组合优良的烧结丝网、蜂窝器、阻尼网等整流降噪装置，并设置有适当长度的静流段，以使稳定段3出口得到均匀、平直和气流脉动得到有效抑制衰减的气流，确保喷管段5具有良好的入口气流品质。

收缩段4，位于稳定段3与喷管段5之间，为圆变方变换过渡段，将圆形进气截面平顺的变为方形进气截面，将稳定段3的圆形截面尺寸平滑的过渡到喷管段5的入口矩形截面尺寸，同时使气流在无分离的情况下加速到喷管入口截面所需的参数。

如图4a~图4d所示，喷管段5，为二维多支点半挠性壁喷管，型面组件包括可调收缩块509、喉道固块508和挠性板506，具有马赫数1.0～3.5的声速、跨声速、超声速喷管型面调节功能，用于调节试验舱6中射流均匀区马赫数，且可在超声速试验中通过执行机构多轴协同运动改变型面，从而实现马赫数实时连续变化。

如图5a、图5b所示，试验舱6，为模型安装与试验的区域，采用“半圆形加矩形”截面，壳体加强圈内置，半圆有效内径Φ10m，有效使用长度12.5m，试验舱6左右两侧设有光学玻璃观察窗601，还在其顺气流右侧设有大门602、小门603，方便试验模型、人员进出。

试验模型支撑机构12，位于试验舱6中，用于安装支撑试验模型，并可在试验中根据需要改变模型位置、姿态。

收集器13，位于试验舱6中，入口为圆形，采用两级收缩型面，以适应本试验装置较宽的试验马赫数范围。

超扩段7，为滑动套筒结构型式，活动套筒部分可在固定套筒内沿X向移动。超扩段7为“收缩－平直－扩张”结构型式，可以使通过试验舱6之后的高速气流降低速度、恢复压力，从而改善试验装置的启动特性和运行效率。

引射器8，为多喷嘴等面积混合引射型式，采用中压气源进行引射，主要用于降速压试验状态，可以降低试验舱6静压，实现飞行器飞行高度模拟目的；也可以通过抽吸减低试验舱6背压，在保持装置启动压比的情况下，降低装置启动运行总压，减小装置启动冲击。

小孔排气段11，用于排出试验气体，减小排气流速度，降低排气噪声。

主进气阀门系统和引射进气阀门系统均包含电动蝶阀组、液动快速蝶阀组、调压阀，其中电动蝶阀组由大口径电动蝶阀和小型电动球阀旁通阀组成；液动快速蝶阀组由大口径液动快速蝶阀和小型电动球阀组成，大口径液动快速蝶阀启闭时间2~10秒可调；调压阀采用环状缝隙调压阀型式，调压型面为“修正指数特性”曲线型式。

二维多支点半挠性壁喷管5，采用电液伺服驱动控制技术，解决喷管型面成型过程中重载变荷多轴精确协同运动控制难题；采用顶部镶嵌聚四氟乙烯条的特殊充气围带密封与新型凡塞密封相结合的方式，解决超大平面线接触动密封技术难题，为本试验装置在超声速试验中具备马赫数实时连续变化能力奠定设备基础。

试验舱6具有较大的试验空间，可以方便的选择试验件支撑方式、布置测试设备、开展动态投放、开舵等功能实现性验证试验，试验舱6与前后部段间采用柔性连接方式，可以避免试验中洞体部段间振动的相互影响。

如图6所示，试验模型支撑机构12，采用串联结构，由外向内分别为：X机构框架1204、Y机构框架1203、β机构转台1202和α机构1201，可以在X、Y、β、α四个方向上独立改变试验模型的位置和姿态。模型四自由度机构12位于试验舱6中，但设置有独立于试验舱6的专用基础，采用密封波纹管Ⅱ1206实现与试验舱6间的密封连接，可避免试验中试验舱6的振动对模型支撑机构的影响。

如图7所示，收集器13位于试验舱6中，由收集器收缩型面段1301、减振溢流孔1302、滑轮组1303、支撑座1304（带非金属减振垫）、减振溢流孔开度调节机构1305等组成，其入口可以在距离喷管出口3m~8m的位置上沿X方向调节，在满足不同尺度试验模型空间需要的基础上，可以最大限度保持试验流场品质；同时，收集器13平直段上还设有开度0~100%可调的减振溢流孔1302，可以减低气流脉动，改善试验舱6内气流流动。

实施例1

本实施例的超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置的试验舱6尺寸为：有效内径10m，长12.5m；喷管出口尺寸：2m×2m，马赫数范围为0.3～3.5，且具备超声速试验中马赫数连续可调能力；雷诺数范围：（1.32～14.3）10⁵(c=0.2m)，稳定段3内总压最高可达1300kPa。

流场校测表明，试验舱6内的射流均匀区，即喷管出口3米（X）×1.4米（Y）×1.4米（Z）空间范围内，马赫数0.3～3.5速度范围内，速度场分布均方根偏差δ_M全部达到了GJB1179A-2012《低速风洞和高速风洞流场品质要求》的合格指标，部分达到了GJB 1179A-2012的先进指标。

尽管本发明的实施方案已公开如上，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为本发明专利范围的限制。对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

Claims (8)

1.超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置，其特征在于，所述的三声速自由射流试验装置沿气流方向依次包括通过管道顺序连接的主进气管路与阀门系统、大开角段（2）、稳定段（3）、收缩段（4）、喷管段（5）、试验舱（6）、超扩段（7）、引射器（8）、扩散段（10）和小孔排气段（11），以及连接气源与引射器（8）的引射进气管路与阀门系统；

大开角段（2），采用45°扩开角、55°中心锥结构，内有两层球形孔板，用于连接主进气管路与稳定段（3）；

稳定段（3），前段从前至后依次设置有用于整流降噪的结丝网、蜂窝器和阻尼网，后段设置有静流段；稳定段（3）出口获得均匀、平直和气流脉动得到有效衰减抑制的气流，确保喷管段（5）入口的气流品质符合试验要求；

收缩段（4），为圆变方过渡结构体，将圆形进气截面改为方形进气截面，将稳定段（3）的圆形截面尺寸平滑的过渡到喷管段（5）入口的方形截面尺寸，同时使气流在无分离的情况下加速到喷管入口截面所需的参数；

喷管段（5），型面马赫数调节范围1.0～3.5，用于调节试验舱（6）中的射流均匀区马赫数；

试验舱（6），为封闭式自由射流试验段型式，是模型安装与试验的区域，截面形状为“半圆形加矩形”，上方为半圆柱形壳体，下方为方形壳体，内置壳体加强圈，半圆柱的有效内径Φ10m，有效使用长度12.5m；内设模型支撑机构，在试验中按照试验计划改变模型的位置、姿态；

超扩段（7）由收集器（13）和双层套筒结构两部分组成，收集器（13）是其收缩部分，位于试验舱（6）内，与活动套筒前端相连接，活动套筒可在固定套筒内沿轴向移动；超扩段（7）为“收缩－平直－扩张”型面结构，使得通过试验舱（6）之后的气流降低速度、恢复压力，改善自由射流试验装置的启动特性和运行效率；

引射器（8），为多喷嘴等面积混合引射型式，作为抽吸排气设备，可提供装置运行所需压比，用于自由射流试验装置降速压试验状态，还可通过在试验中降低试验舱（6）的静压，实现飞行器高度模拟；

小孔排气段（11），用于排出试验气体，减小排气流速度，降低排气噪声；

主进气管路、大开角段（2）、稳定段（3）、收缩段（4）之间焊接连接；收缩段（4）与喷管段（5）之间通过法兰连接，采用充气围带密封；喷管段（5）和试验舱（6）之间通过波纹管膨胀节密封连接，喷管出口插入试验舱（6）内；试验舱（6）内的收集器（13）与超扩段（7）的活动套筒之间焊接连接，超扩段（7）的活动套筒伸出试验舱（6），伸入超扩段（7）的固定套筒中，试验舱（6）与超扩段（7）的活动套筒之间、超扩段（7）的活动套筒与固定套筒之间采用充气围带密封；超扩段（7）的固定套筒、引射器（8）、扩散段（10）和小孔排气段（11）之间采用焊接连接；引射进气管路与引射器（8）之间采用焊接连接；

主进气管路与阀门系统，包括沿气流方向通过主进气管路顺序连接的主进气电动蝶阀组（101）、主进气液动快速蝶阀组（102）和主进气调压阀（103），主进气管段与各主进气管路阀门之间均通过法兰连接，并采用金属缠绕式密封垫密封；引射进气管路与阀门系统，包括沿气流方向通过引射进气管段顺序连接的引射进气电动蝶阀组（901）、引射进气液动快速蝶阀组（902）和引射进气调压阀（903），引射进气管路与各引射进气管路阀门之间均通过法兰连接，并采用金属缠绕式密封垫密封。

2.根据权利要求1所述的超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置，其特征在于，所述的喷管段（5）为二维多支点半挠性壁喷管；喷管段（5）通过若干个支座（505）固定在地面基础上，若干个立柱（504）固定支撑于对应的支座（505）上，上梁（511）和下梁（510）固定在立柱（504）上，立柱（504）、上梁（511）和下梁（510）构成喷管段（5）的框架；顺气流从前至后依次连接或搭接的可调收缩块（509）、喉道固块（508）和挠性板（506）组成喷管型面组件；左右侧壁（501）位于喷管框架内侧，型面组件位于左右侧壁（501）中间、上下对称布置；型面组件与左右侧壁（501）共同组成前后开口的喷管段流道；喷管段（5）的前端连接收缩段（4），喷管段（5）的后端连接喷管延长段（502）；喷管段（5）的喷管延长段（502）伸入试验舱（6），与试验舱（6）之间通过密封波纹管Ⅰ（503）密封连接；可调收缩块（509）、喉道固块（508）和挠性板（506）与左右侧壁（501）之间采用顶部镶嵌聚四氟乙烯条的充气围带密封与凡塞密封相结合的方式进行密封；可调收缩块（509）、喉道固块（508）和挠性板（506）通过上下对称分布的油缸执行机构（507）协同运动调节喷管段（5）的型面；油缸执行机构（507）协同运动采用电液伺服驱动控制，试验过程中可实时改变喷管段（5）的型面。

3.根据权利要求1所述的超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置，其特征在于，所述的试验舱（6）为封闭自由射流试验段，试验舱（6）的左右两侧设有光学玻璃观察窗（601），试验舱（6）的顺气流右侧设有供试验模型、设备进出的大门（602），大门（602）上开有供人员进出的小门（603）。

4.根据权利要求1所述的超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置，其特征在于，试验舱（6）内设有试验模型支撑机构（12），试验模型支撑机构（12）采用四自由度串联结构，由外向内依次为X机构框架（1204）、Y机构框架（1203）、β机构转台（1202）和α机构（1201），在X、Y、β、α四个方向上独立改变试验模型的位置和姿态；X机构框架（1204）通过若干基础立柱（1205）单独支撑于专用基础上，独立于试验舱（6）本体，基础立柱（1205）通过密封波纹管Ⅱ（1206）与试验舱（6）连接，避免试验中支撑机构与试验舱（6）间振动相互影响。

5.根据权利要求1所述的超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置，其特征在于，所述的收集器（13）的入口为具有两级收缩的圆形的收集器收缩型面段（1301）；出口为平直段，平直段上设置有沿周向均匀分布的减振溢流孔（1302），减振溢流孔（1302）通过减振溢流孔开度调节机构（1305）在0~100%范围内调节开度；收集器收缩型面段（1301）固定在支撑座（1304）上，支撑座（1304）通过滑轮组（1303）安装在试验舱（6）的滑轨上；滑轮组（1303）可带动收集器（13）在距离喷管出口3m~8m的范围内前后移动，在到达预先设定的位置后定位、拉紧固定；支撑座（1304）的顶面设置有非金属减振垫，用于缓冲试验中收集器收缩型面段（1301）的振动。

6.根据权利要求1所述的超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置，其特征在于，所述的主进气电动蝶阀组（101）和引射进气电动蝶阀组（901）的电动蝶阀组由大口径电动蝶阀和小型电动球阀旁通阀组成。

7.根据权利要求1所述的超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置，其特征在于，所述的主进气液动快速蝶阀组（102）和引射进气液动快速蝶阀组（902）的液动快速蝶阀组由大口径液动快速蝶阀和小型电动球阀组成，大口径液动快速蝶阀启闭时间可在2秒~10秒内调节。

8.根据权利要求1所述的超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置，其特征在于，所述的主进气调压阀（103）和引射进气调压阀（903）均采用环状缝隙调压阀型式，调压型面为修正指数特性曲线型式。

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