一种暂冲式三声速风洞布局结构

摘要

本发明涉及风洞领域，公开了一种暂冲式三声速风洞布局结构，风洞布局结构包括储气罐、稳定段、柔壁喷管、试验段、超扩段，所述储气罐与稳定段通过管道连接，所述稳定段与收缩段连接，所述收缩段与柔壁喷管连接，所述柔壁喷管与试验段连接，所述试验段与超扩段连接，所述超扩段与亚扩段之间设置引射器，所述亚扩段与消音塔连接。本发明通过更换试验段、启用或不启用栅指机构、启用或不启用引射器，实现了多达七种工作模式，这些工作模式最大程度上满足风洞用户不同的试验需求，使风洞的综合建设成本降到了最低，同时最大化风洞的使用率，解决了一个需求建设一个风洞，单个需求建设的风洞空窗期长利用率不高的弊端。

权利要求

1.一种暂冲式三声速风洞布局结构的运行方法，其特征在于，包括以下工作模式：

模式一：对应试验段（7）的驻室（13）内的亚跨声速段（17），栅指机构（12）和引射器（9）不启动，处于亚跨声速常规运行状态；

模式二：对应试验段（7）的驻室（13）内的亚跨声速段（17），栅指机构（12）启动，引射器（9）不启动，处于亚跨声速精确运行状态；

模式三：对应试验段（7）的驻室（13）内的亚跨声速段（17），栅指机构（12）启动，引射器（9）启动，处于亚跨声速精确低压运行状态；

模式四：对应柔壁喷管（6）内的第一菱形区的第一超声速段（19），栅指机构（12）不启动，引射器（9）不启动，处于超声速精确无引射运行状态；

模式五：对应试验段（7）的驻室（13）内的第二超声速段（20），栅指机构（12）不启动，引射器（9）不启动，处于超声速特种无引射运行状态；

模式六：对应柔壁喷管（6）内的第一菱形区的第一超声速段（19），栅指机构（12）不启动，引射器（9）启动，处于超声速精确带引射运行状态；

模式七：对应试验段（7）的驻室（13）内的第二超声速段（20），栅指机构（12）不启动，引射器（9）启动，处于超声速特种带引射运行状态；

所述风洞布局结构的运行方法应用于风洞布局结构，所述风洞布局结构包括储气罐

（1）、稳定段（4）、柔壁喷管（6）、试验段（7）、超扩段（8），所述储气罐（1）与稳定段（4）通过管道连接，所述稳定段（4）与收缩段（5）连接，所述收缩段（5）与柔壁喷管（6）连接，所述柔壁喷管（6）与试验段（7）连接，所述试验段（7）与超扩段（8）连接，所述超扩段（8）与亚扩段（10）之间设置引射器（9），所述亚扩段（10）与消音塔（11）连接，所述试验段（7）的驻室（13）内为亚跨声速段（17）或第二超声速段（20），所述亚跨声速段（17）为直孔壁段，所述直孔壁段的上直孔壁、下直孔壁均为直孔壁，所述直孔壁段的左侧壁、右侧壁均为实壁，所述第二超声速段（20）内的上壁（14）、下壁（15）均布置有模型夹持机构（16），所述超扩段（8）进口内部设置模型变姿态角机构（18），该超扩段（8）中部设置栅指机构（12），所述柔壁喷管（6）内的第一菱形区为第一超声速段（19）。

2.根据权利要求1所述的暂冲式三声速风洞布局结构的运行方法，其特征在于，所述柔壁喷管（6）为矩形截面柔壁喷管，所述柔壁喷管（6）的上壁面、下壁面均为型面壁。

3.根据权利要求2所述的暂冲式三声速风洞布局结构的运行方法，其特征在于，所述管道上设置阀门系统，所述阀门系统包括蝶阀（2）和调压阀（3），所述蝶阀（2）包括主路蝶阀和旁路蝶阀，所述主路蝶阀和旁路蝶阀并联布置，所述调压阀（3）采用环状缝隙调压阀。

4.根据权利要求3所述的暂冲式三声速风洞布局结构的运行方法，其特征在于，所述超扩段（8）为截面可调的超扩段。

5.根据权利要求1所述的暂冲式三声速风洞布局结构的运行方法，其特征在于，所述储气罐（1）为中压储气罐，所述储气罐（1）所承受的压力小于2.0MPa。

6.根据权利要求1所述的暂冲式三声速风洞布局结构的运行方法，其特征在于，所述引射器（9）为矩形截面的缝隙超声速引射器。

说明书

一种暂冲式三声速风洞布局结构

技术领域

[0001] 本发明涉及风洞领域，更具体地涉及一种暂冲式三声速风洞布局结构。

背景技术

[0002] 暂冲式风洞指的是风洞上游为储气罐，下游为大气，风洞运行压力由储气罐压力提供，由于储气罐容积有限，随着风洞运行时间增长，储气罐压力不断下降，直到储气罐压力满足不了风洞运行压力要求，此时风洞停止运行。三声速风洞指的是风洞的运行马赫数范围涵盖了亚声速、跨声速和超声速。现有的暂冲式三声速风洞布局通常存在以下问题：一是马赫数上限通常为2.0或3.0，很少能达到4.0或4.0以上，满足不了现代飞行器特别是临界空间飞行器的风洞试验需求；二是通常采用多个固块喷管一个固块喷管对应一个风洞马赫数来实现风洞不同马赫数，这样布局的问题是固块喷管加工完成后，型面已经固定，通常其流场品质在国军标合格水平，此外更换喷管时间所需时间长，导致风洞运行效率低；三是在亚跨声速时，传统的通过调压阀来控制风洞马赫数的控制方式精度不高，通常只能达到合格指标ΔM≤0.005这样的马赫数控制精度；四是风洞损失通常较大，导致运行压力较高，也就意味，风洞试验模型承受的载荷更大，存在一定的安全风险。五是建设风洞通常是针对一至两个需求而建，风洞运行模式较为单一，例如追求亚声速高精度运行，往往忽略了精度要求不高，但对效率要求高的场景，再例如追求超声速高精度运行，忽略了一些特殊的模型或大尺寸的模型必须在有模型夹持机构的辅助下才能安全进行试验，这样的做法往往导致风洞利用率不高，空窗期较长。

发明内容

[0003] 为解决现有技术中的上述技术问题，本发明提供一种暂冲式三声速风洞布局结构。

[0004] 本发明采用的具体方案为：一种暂冲式三声速风洞布局结构，所述风洞布局结构包括储气罐、稳定段、柔壁喷管、试验段、超扩段，所述储气罐与稳定段通过管道连接，所述稳定段与收缩段连接，所述收缩段与柔壁喷管连接，所述柔壁喷管与试验段连接，所述试验段与超扩段连接，所述超扩段与亚扩段之间设置引射器，所述亚扩段与消音塔连接。

[0005] 所述储气罐为中压储气罐，所述储气罐所承受的压力小于2.0MPa。

[0006] 所述柔壁喷管为矩形截面柔壁喷管，所述柔壁喷管的上壁面、下壁面均为型面壁。

[0007] 所述管道上设置阀门系统，所述阀门系统包括蝶阀和调压阀，所述蝶阀包括主路蝶阀和旁路蝶阀，所述主路蝶阀和旁路蝶阀并联布置，所述调压阀采用环状缝隙调压阀。

[0008] 所述超扩段为截面可调的超扩段。

[0009] 所述试验段的驻室内包括亚跨声速段，所述亚跨声速段为直孔壁段，所述直孔壁段的上直孔壁、下直孔壁均为直孔壁，所述直孔壁段的左侧壁、右侧壁均为实壁。

[0010] 所述试验段的驻室内包括第二超声速段，所述第二超声速段内的上壁、下壁均布置有模型夹持机构。

[0011] 所述柔壁喷管内的第一菱形区为第一超声速段。

[0012] 所述超扩段进口内部设置模型变姿态角机构，该超扩段中部设置栅指机构。

[0013] 所述引射器为矩形截面的缝隙超声速引射器。本发明相对于现有技术具有如下有益效果：

[0014] 本发明公开了一种暂冲式三声速风洞布局结构，通过风洞部段的布局规划，实现了多达七种工作模式，每种模式都具有其独有的优势，可以满足风洞用户不同的试验需求，最大程度上利用一种风洞布局满足尽可能多的试验需求，使风洞利用率最大化，大大降低了综合建设多个风洞的成本。此外，实现了马赫数0.3‑4.2的宽速域，拓展了三声速风洞马赫数上限，提高了风洞试验能力。

[0015] 另一方面，本发明采用中压储气罐作为风洞主管路和引射器管路的共同气源，避免了为引射器建设单独气源所增加的成本。本发明采用柔壁喷管代替多个固块喷管，有效利用了柔壁喷管，通过微调喷管型面，从而大大提高风洞流场品质。

附图说明

[0016] 图1为本发明暂冲式三声速风洞布局结构示意图；

[0017] 图2为本发明内部设置亚跨声速段的试验段示意图；

[0018] 图3为本发明内部设置第二超声速段的试验段示意图；

[0019] 图4为本发明超扩段示意图；

[0020] 图5为图4的俯视图。

[0021] 符号说明：

[0022] 1.储气罐；2.蝶阀；3.调压阀；4.稳定段；5.收缩段；6.柔壁喷管；7.试验段；8.超扩段；9.引射器；10.亚扩段；11.消音塔；12.栅指机构；13.驻室；14.上壁；15.下壁；16.模型夹持机构；17.亚跨声速段；18.模型变姿态角机构；19.第一超声速段；20.第二超声速段；21.第一板节；22.第二板节；23.第三板节；24.第四板节。

具体实施方式

[0023] 为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明了，下面通过附图中示出的具体实施例来描述本发明。但是应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本发明的范围。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本发明的概念。

[0024] 结合附图1‑5，本实施方式公开了一种暂冲式三声速风洞布局结构，所述风洞布局结构包括储气罐1、稳定段4、柔壁喷管6、试验段7、超扩段8，所述储气罐1与稳定段4通过管道连接，所述稳定段4与收缩段5连接，所述收缩段5与柔壁喷管6连接，所述柔壁喷管6与试验段7连接，所述试验段7与超扩段8连接，所述超扩段8与亚扩段10之间设置引射器9，所述亚扩段10与消音塔11连接。

[0025] 所述储气罐1为中压储气罐，所述储气罐1所承压力小于2.0MPa。储气罐1作为风洞主路和引射器9管路的共同气源。

[0026] 所述柔壁喷管6为矩形截面柔壁喷管，所述柔壁喷管6的上壁面、下壁面均为型面壁。所述管道上设置阀门系统，所述阀门系统包括蝶阀2和调压阀3，所述蝶阀2包括主路蝶阀和旁路蝶阀，所述主路蝶阀和旁路蝶阀并联设置，所述调压阀3采用环状缝隙调压阀。

[0027] 所述超扩段8为截面可调的超扩段。所述超扩段8进口内部设置模型变姿态角机构18，超扩段8中部设置栅指机构12。所述引射器9为矩形截面的缝隙超声速引射器。

[0028] 在一种实施方式中，所述试验段7的驻室13内包括亚跨声速段17，所述亚跨声速段17为直孔壁段，所述直孔壁段的上直孔壁、下直孔壁均为直孔壁，所述直孔壁段的左侧壁、右侧壁均为实壁。

[0029] 在一种实施方式中，所述试验段7的驻室13内包括第二超声速段20，所述第二超声速段20内的上壁14、下壁15均布置有模型夹持机构16。所述柔壁喷管6内的第一菱形区为第一超声速段19。

[0030] 本实施方式的一种暂冲式三声速风洞布局结构运行马赫数范围为0.3‑4.2，达到了先进水平。其中试验段7为可更换部段，超扩段8为可沿风洞轴线前后移动部段，其余部段为固定部段。通过更换试验段7、启用或不启用超扩段8内的栅指机构12、启用或不启用引射器9等手段可以实现七种工作模式，七种工作模式分别是模式一：亚跨声速常规运行(对应亚跨声速段17，栅指机构12不启动，引射器9不启动)，特点是风洞控制简单，效率高，但马赫数控制精度仅达到国军标合格水平；模式二：亚跨声速精确运行(对应亚跨声速段17，栅指机构12启动，引射器9不启动)，特点是马赫数控制精度可以达到国军标先进水平，风洞可以常压运行也可以增压运行，增压运行条件下可以提高风洞试验雷诺数，更接近真实环境，但增压情况下试验模型安全性是一个必须解决的问题，同时该模式控制相对复杂；模式三：亚跨声速精确低压运行(对应亚跨声速段17，栅指机构12启动，引射器9启动)，特点是马赫数控制精度可以达到国军标先进水平，风洞低压低于一个大气压运行，可以有效模拟高空低气压环境，但控制最复杂，耗气量大，效率低；模式四：超声速精确无引射运行（对应第一超声速段19，栅指机构12不启动，引射器9不启动），特点是超声速流场品质高，但风洞总压高，对大尺寸模型不利，容易带来安全问题；模式五：超声速特种无引射运行（对应第二超声速段20，栅指机构12不启动，引射器9不启动），特点是试验段7内具备模型夹持机构16，安全性高于第一超声速段19，对一些特殊形状或大尺寸的试验模型很有利，由于引射器9不启动，风洞总压高，因此通常该模式多在马赫数2.5以下运行，且流场品质仅能达到国军标合格水平；模式六：超声速精确带引射运行（对应第一超声速段19，栅指机构12不启动，引射器9启动），特点是超声速流场品质高，风洞总压低，但风洞耗气量大，成本高；模式七：超声速特种带引射运行（对应第二超声速段20，栅指机构12不启动，引射器9启动），特点是试验段7内具备模型夹持机构16，风洞总压低，试验模型安全性最高，对一些大尺寸或特殊形状模型非常有利，但风洞耗气量最大，且流场品质仅能达到国军标合格水平。

[0031] 实施例

[0032] 本发明中的暂冲式三声速风洞布局结构，由储气罐1、阀门系统、稳定段4、收缩段5、柔壁喷管6、试验段7、超扩段8、引射器9、亚扩段10、消音塔11从风洞上游至下游依次相连而成，气流从储气罐1流出，最终经消音塔11排出。

[0033] 所述柔壁喷管6为二元矩形截面全柔壁喷管，所述柔壁喷管6的上壁面、下壁面均为型面壁，可达到马赫数0.3‑4.2，所述柔壁喷管6的左侧壁、右侧壁为平行实壁。

[0034] 所述管道上设置阀门系统，所述阀门系统包括蝶阀2和调压阀3，所述蝶阀2包括主路蝶阀和旁路蝶阀，所述主路蝶阀和旁路蝶阀并联设置，所述调压阀3采用环状缝隙调压阀。其中蝶阀起到截断和接通气源的作用，在开启主路蝶阀前，必须先将旁路蝶阀打开，使旁路蝶阀两边变压力平衡。调压阀3采用环状缝隙阀，其作用是在风洞运行过程中，随着气源压力的下降，通过控制系统调节与控制调压阀3的开度，保证稳定段4内气流压力稳定在某一运行压力值，维持风洞的正常运行。

[0035] 来自储气罐1的气流经由稳定段4和收缩段5整流降湍后进入柔壁喷管6，在风洞中，柔壁喷管6是保证试验段7获得设计马赫数的均匀气流的重要部件。本发明中采用二元全柔壁喷管，达到实现宽速域M=0.3‑4.2高精度的目的，柔壁喷管6壁面为型面壁，由型面驱动装置驱动形成不同马赫数型面，左侧壁、右侧壁为光滑实壁，并开有测压孔，可以检验喷管马赫数是否达到。柔壁喷管6内部的第一菱形区作为第一超声速段，在该试验段内，流场品质高，适合高精度超声速试验工作模式四和工作模式六。

[0036] 柔壁喷管6下游为亚跨声速段，并可替换为第二超声速段，其中亚跨声速段为直孔壁的试验段7，上直孔壁、下直孔壁为直孔壁，开孔率22.5%，经过试验对比，该开孔率下风洞洞壁对试验模型干扰最小，左侧壁、右侧壁为实壁。第二超声速段四壁为光滑实壁，与第一超声速段不同的是，第二超声速段上壁14、下壁15设置有模型夹持机构16，风洞启动过程中，模型会承受冲击载荷，对于特别长或翼展较大的模型，所受冲击载荷较大，风洞启动过程中存在损毁风险，因此需要模型夹持机构16在风洞启动过程中夹持住模型，起到保护作用，当风洞启动完成后，模型夹持机构16缩回上壁14、下壁15。亚跨声速段17和第二超声速段20并非串联设置，而是可以互换，其长度可以相同也可以不同，长度不足可以由超扩段8下连接一段移动套筒段来补偿。

[0037] 试验段7下游为超扩段8，为了尽可能缩短风洞整体长度，本发明将超扩段8与支架段和栅指段进行了整合，将模型变姿态角机构18设置在超扩段8入口部分第一板节21内，将栅指机构12设置在超扩段8中部第三板节23内，而非常规的栅指机构12布置在超扩段8之前。超扩段8侧壁采用四板节可调壁型式，第一板节21和第二板节22组成超扩段8型面的收缩部分，第三板节23为超扩段8型面的等直部分，第四板节24为超扩段8型面的扩张部分。通过侧壁板驱动机构驱动可以调节超扩段8侧壁之间的宽度，形成不同的超扩段8型面，对应于不同的风洞马赫数。由于超扩段8入口增加了模型变姿态角机构18，因此，超扩段8入口的宽度和高度均可调整。超扩段8中部的栅指机构12在进行超声速试验时全部收回，在亚跨声速试验时通过实时控制栅指机构12的伸缩量来调节气流截面积，形成堵塞节流，进而实时精确控制试验段7的气流马赫数。利用栅指机构12可以将马赫数控制精度由传统的ΔM≤0.005提高至ΔM≤0.001。

[0038] 超扩段8下游为引射器9，引射器9作为一种输送流体的装置，依靠高压流体流经喷嘴后所形成的高速流，引射另一种低压流体，并在引射器9的混合室中进行能量交换与物质掺混，最后达到输送目的。当引射器9作用于风洞时，主要是作为风洞的驱动装置，将来自上游的低压低速气流带动后经由消音塔11排出。考虑到尽量减少对风洞流场的干扰和不带来额外的阻力损失，引射器9采用了四壁缝隙超声速引射器，被引射气流来自于超扩段8，引射器9的截面为矩形截面，而非通常的圆形截面，主要是与超扩段的矩形截面配合，如果采用圆形截面，还需要在超扩段之后布置一个矩形转圆截面段，这样会导致风洞长度加长，成本增加。

[0039] 本发明有效提高了风洞亚跨声速马赫数调节精度，同时减小了风洞整体长度，降低了风洞建设成本；超扩段8和引射器9组合使用，使得相同马赫数下风洞运行压力降低一半以上，提高了风洞使用安全性。

[0040] 以上附图及解释说明仅为本发明的一种具体实施方式，但本发明的具体保护范围不仅限以上解释说明，任何在本发明揭露的技术思路范围内，及根据本发明的技术方案加以简单地替换或改变，都应在本发明的保护范围之内。