[发明专利]超声速自由旋涡混合层风洞

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自由旋涡混合层风洞。

背景技术

超声速自由旋涡混合层是指两股速度分布满足自由旋涡关系式的超声速气流在自由或受限空间内混合形成的流场结构，是典型的具有流向曲率的混合层流场。受曲率影响的超声速混合层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设备中，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平面混合层复杂，具有重要的工程和理论价值，相关研究亟待深入开展。

超声速自由旋涡混合层流场的生成需要有相应的风洞，现有混合层风洞主要是平面混合层风洞。平面混合层风洞一般采用两个超声速喷管产生参数不同的两股超声速气流，并通过一定的布局方式使两股气流在实验段内掺混形成混合层流场。

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。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。

国防科技大学博士学位论文“超声速混合层时空结构的实验研究，赵玉新，2008”设计了四套能够实现对流马赫数0.2至0.6的超声速平面混合层风洞。风洞主要由三部分组成：稳定段、双喷管与实验段，相应的配套设备还包括总压调节器以及真空设备等。该风洞的来流可以通过干燥器、除尘机和空调进行处理；总压调节器可以连续调节低速层来流总压，实现混合层的压力匹配；双喷管以B-样条曲线为基础进行设计，能够为混合层提供均匀的来流条件；工作时间长达2分钟以上，可以消除风洞启动和关闭的影响。

自由旋涡混合层风洞要比平面混合层风洞复杂，除常规的气动与结构设计之外，还需解决自由旋涡流场设计的问题。

专著《超声速自由旋涡气动窗口及其光学质量)》(易仕和等，国防科技大学出版社，2005年)提出了基于最短长度喷管(MLN)的分区求解的自由旋涡喷管设计方法，该方法设计过程如下：

采用MLN设计方法得到一个对称喷管型面曲线。

提取MLN喷管出口边界的流动参数，作为非对称段的入口边界条件。

将非对称段分为均匀流区、简单波区和非简单波区等几个区域。

利用自由旋涡关系式、普朗特-迈耶关系式和质量守恒关系确定非对称区的壁面曲线。

采用该方法能够得到所需要的自由旋涡喷管型面曲线，数值验证结果表明，所设计的喷管型面基本能够生成所需要的自由旋涡流场。

现有技术主要解决了平面混合层风洞设计的基本问题，以及自由旋涡喷管设计问题。现有混合层风洞结构不利于降低来流湍流度，尤其是基于激波管或高压储气罐驱动的下吹式风洞具有较高的雷诺数，喷管壁和分隔板的边界层为湍流流态。壁面边界层湍流脉动通过马赫波与混合层相互作用，分隔板边界层的涡结构直接脱落影响混合层结构，这些不可控的湍流特征给混合层研究带来了很大的不便。现有平面混合层风洞宽高比较小、侧壁效应明显，侧壁边界层的发展大大增加了混合层流场的复杂性，不利于研究其精细流场结构。现有混合层风洞均缺少良好的光学测量环境，尤其是来流边界层的影响难以评价，这对研究混合层的历史效应也是十分不利的。

除上述问题外，现有平面混合层风洞设计技术难以直接扩展到自由旋涡混合层风洞设计中。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种超声速混合层风洞，该风洞实验部入口两股气流的速度场均满足超声速自由旋涡分布，风洞结构便于光学测试技术实施。