[发明专利]超声速轴对称混合层风洞

说明书

技术领域

本发明涉及一种风洞，尤其涉及一种超声速轴对称混合层风洞。

背景技术

超声速轴对称混合层是指两股流动参数不同的同轴高速气流在自由或受限空间内混合形成的流场结构，广泛存在于超燃冲压发动机、超声速引射器、高速导弹气幕冷却光学窗口以及高能激光器的气动窗口等流场中，所涉及的流动稳定性、转捩、涡结构相互作用和湍流等问题远较不可压缩混合层复杂，相关研究亟待深入开展。

风洞是产生超声速轴对称混合层的重要装置。由于存在不稳定性，风洞边界的任何微小扰动都可能改变混合层的流场结构，导致转捩提前发生，甚至在来流流场品质较差的风洞中，来流边界层和实验段壁面本身就存在各种频率的扰动，这对于研究混合层流场结构是十分不利的。超声速轴对称混合层具有三维、非定常和多尺度的特征，定量流动成像技术是研究这些特征的重要手段，它需要混合层风洞具有良好的光学测量环境，相应的风洞光学窗口需要针对研究对象的特点进行设计。

斯坦福大学的博士论文“An experimental investigation of highcompressibility mixing layers.T.Rossmann，2001”在广泛借鉴已有混合层风洞设计经验的基础上，提出了基于激波管和高压储气罐驱动的可压缩混合层风洞。该风洞的高速流动由激波管驱动，低速流动由铝制储气罐供应，是典型的下吹式风洞。为了产生混合层，风洞喷管段上、下壁面分别为高、低速喷管壁，二者之间利用分隔板隔开从而在喷管出口产生马赫数不同的气流。喷管无粘壁面曲线采用特征线法设计，边界层的影响采用经验公式修正。喷管段下游直接连接风洞试验段，其尺寸为10cm宽、40cm高、1.2m长。由于原激波管是一座炮风洞的驱动系统，相应的混合层风洞喷管与实验段实际是放置在该炮风洞的实验段中。

AIAA报告“A.D.Cutler，Supersonic Coaxial Jet Experiment forCFD Code Validation，AIAA-99-3588，1999”提出了一种同轴射流实验装置，该装置由内外两层同轴喷管构成，内外喷管马赫数均为1.8，但由于内喷管总温较高，相应的流动速度较大。内喷管直径10.0mm，外喷管直径60.47mm，喷管气体直接排到大气中。

因此，现有技术中缺少专门研究轴对称混合层的风洞；已知技术中的同轴射流装置，湍流度高，出口受自由大气影响；在实际的风洞测试中，光学测试环境较差，严重影响了使用光学非接触测试技术对全流场的观测。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种产生超声速轴对称混合层的风洞，用于研究展向曲率对超声速混合层流场结构的影响，并且便于光学非接触测试技术的实施。

为解决上述技术问题，本发明提供了一种超声速轴对称混合层风洞，包括：过渡段，用于引入气流；稳定段，连接在过渡段的下游，具有第一分隔板，将稳定段的内腔分隔为上腔和下腔，用于将引入的气流分成两股气流；以及喷管实验段，连接在稳定段的下游，并相对于一旋转轴线呈扇形的轴对称结构，混合实验部的周壁的横截面呈扇形环状，周壁上形成有透明窗口，周壁包括外周壁、内周壁以及连接外周壁和内周壁的两个侧壁，喷管实验段形成有：喷管部，其中设置有第二分隔板，以将来自上腔和下腔中的两股气流分别加速至超声速状态，以及混合实验部，设置在喷管部的下游，用于混合超声速状态的两股气流以形成轴对称混合层。

进一步地，超声速轴对称混合层风洞还包括扩压段，具有沿朝向下游方向收缩的内腔结构。

进一步地，上述超声速轴对称混合层风洞还包括中过渡段，连接在稳定段和喷管实验段之间，其通道的截面形状从与上游端的稳定段对应的截面形状过渡到与下游端的喷管实验段对应的截面形状，中过渡段中形成有连接在第一分隔板和第二分隔板的第三分隔板。

进一步地，上述超声速轴对称混合层风洞的第二分隔板、第一分隔板以及连接在该二者之间的第三分隔板相延续地形成一体中隔板结构。

进一步地，第二分隔板可拆卸地设置在所述喷管实验段中。

进一步地，过渡段的横截面从上游端向下游端呈由圆形轮廓向矩形轮廓过渡的变化形态。

进一步地，稳定段的横截面呈矩形。

进一步地，外周壁和内周壁中之一形成第一喷管膨胀边，第一喷管膨胀边的壁面相对旋转轴线的旋转母线为第一喷管型面曲线，外周壁和内周壁中之另一形成喷管非膨胀边，该喷管非膨胀边的壁面沿旋转轴线方向的旋转母线为直线。