[发明专利]一种激波风洞

说明书

技术领域

本发明涉及吸气式高速飞行器实验研究的一项技术，特别涉及用于高超声速飞行器地面模拟设备的激波风洞。

背景技术

高超声速飞行器研制过程中，需要大量的地面模拟实验，以获取飞行器气动力和推进性能数据。脉冲型激波风洞是一种提供高超声速流动模拟的试验设备之一。最常见的激波风洞为直通型激波风洞，即激波风洞驱动段内尺寸与被驱动段内尺寸相同；有时为了提高风洞驱动能力，达到更高的总温和总压，也采用收缩型的激波风洞，即激波风洞驱动段内尺寸大于被驱动段内尺寸；还有一种是扩张型激波风洞，激波风洞驱动段内尺寸小于被驱动段内尺寸，这种风洞可以降低激波风洞的驱动能力。由于扩张型激波风洞会产生特殊的二次波现象且流动品质受到驱动段与被驱动段之间过渡段的影响，这种风洞不常用。

在一些特殊的情况下，扩张型激波风洞有特殊的好处。如在爆轰驱动激波风洞中，由于爆轰驱动能力很强，可以产生很高的模拟流动总温和总压，但同时这种风洞进行高超声速流动模拟时，难以满足缝合接触面运行条件，风洞的试验时间较短。但如果通过扩张型的激波风洞结构，则可以一定程度上降低风洞驱动能力，从而满足缝合接触面运行条件，使风洞试验时间大大地增加。

发明内容

本发明的目的在于提供一种激波风洞，能够削弱二次波与附面层干扰可能形成的流动分离现象，从而提高激波风洞模拟流动的气流品质。

本发明提供的一种激波风洞包括：驱动段和被驱动段，所述被驱动段的段内通道直径大于所述驱动段的段内通道直径；在所述驱动段和被驱动段之间设置有过渡段，所述过渡段的段内通道直径由所述驱动段至所述被驱动段逐渐变大，所述过渡段的与所述驱动段相接的一端的段内通道直径与所述驱动段的段内通道直径相同，所述过渡段的与所述被驱动段相接的一端的段内通道直径与所述被驱动段的段内通道直径相同。

优选地，所述过渡段的段内通道为流线型曲面。

优选地，所述流线型曲面的面上任意一点的沿轴向方向的切线与轴线之间的夹角小于或等于30度。

优选地，所述过渡段的段内通道与所述驱动段的段内通道光滑过渡连接。

优选地，所述过渡段的段内通道与所述被驱动段的段内通道光滑过渡连接。

本发明采用过渡段连接段内直径小的驱动段和段内直径大的被驱动段，并采用流线型的渐变曲面作为过渡段的段内通道形状，避免了附面层分离和大分离和不稳定漩涡的形成，从而提高了流动的均匀稳定性，流动损失也较小，改善了流动品质。

附图说明

以下基于下面附图中的非限制性实施例对本发明作进一步的阐述。

图1是本发明扩张型激波风洞过渡段设计示意图；

图2a是过渡段的段内通道采用突然扩张的结构时，产生分离涡的示意图；图2b是过渡段的段内通道采用扩张角过大的结构时，产生分离涡的示意图；图2c是过渡段的段内通道采用流线型渐变的结构时，不会产生分离涡的示意图。

具体实施方式

如图1所示，本发明的激波风洞包括：驱动段1和被驱动段4，被驱动段4的段内通道直径大于驱动段1的段内通道直径。在驱动段1和被驱动段4之间设置有过渡段3，过渡段3的段内通道直径由驱动段1至被驱动段4逐渐变大，过渡段3的与驱动段1相接的一端的段内通道直径与驱动段1的段内通道直径相同，过渡段3的与被驱动段4相接的一端的段内通道直径与被驱动段4的段内通道直径相同。在过渡段3和驱动段1之间还设置有膜片2。

在本发明实施例中，过渡段3的段内通道为流线型曲面，流线型曲面满足如下条件：流线型曲面的面上任意一点的沿轴向方向的切线与轴线之间的夹角小于或等于30度，过渡段3的段内通道与驱动段1的段内通道光滑过渡连接，过渡段3的段内通道与被驱动段4的段内通道光滑过渡连接。

本发明采用过渡段3连接段内直径小的驱动段1和段内直径大的被驱动段4，并采用流线型的渐变曲面作为过渡段3的段内通道形状，避免了附面层分离、大分离和不稳定漩涡的形成，从而提高了流动的均匀稳定性，流动损失也较小，改善了流动品质，如图2c所示。与之对应，如图2a和图2b所示，如果过渡段3的段内通道采用突然扩张的方式或是扩张角度过大(即流线型曲面的面上任意一点的沿轴向方向的切线与轴线之间的大于30度)时，均会产生分离涡。