[发明专利]半自由射流实验舱及具有其的风洞

说明书

本发明公开了一种半自由射流实验舱及具有其的风洞，用于与喷管的喷管出口相连，实验舱呈空心管状，包括上下相对设置的舱上壁面和舱下壁面、以及与舱上壁面和舱下壁面分别垂直连接的两块舱侧壁面，舱上壁面为平壁面，用于与喷管出口无缝对接且与喷管出口处的管上壁面光滑过渡连接以避免气流在舱上壁面形成激波。舱侧壁面为平壁面，用于与喷管出口无缝对接且与喷管出口处对应的管侧壁面光滑过渡连接。舱下壁面后段内凹形成吊舱，以用于安装角度机构以便试验模型的安装和姿态调整，并避免形成的波系对实验测量产生影响。

技术领域

本发明涉及风洞技术领域，特别地，涉及一种半自由射流实验舱。此外，本发明还涉及一种包括上述半自由射流实验舱的风洞。

背景技术

超声速/高超声速风洞广泛应用于导弹、高速飞行器、人造卫星、航天飞机、空天飞机的模型实验，是航空航天领域内非常重要的空气动力地面试验设备。超声速/高超声速风洞的基本原理是：从风洞上游过来的干燥气体，经过风洞的喷管由低速加速到超声速/高超声速后，至喷管出口达到所要求的马赫数，试验模型放置在喷管出口处的实验舱内进行气动试验，流经试验模型的高速气体继续向风洞下游流动，到达扩压器，扩压器将高速气体减速增压排向真空罐或引射至大气中。其中，喷管和实验舱是超声速/高超声速风洞两个非常重要的部件，喷管的作用是加速气流，从低速加速到超声速/高超声速以达到试验所需的马赫数，并保证流场品质；实验舱是模型进行试验的场所，模型的安装和姿态调整均在此进行，而在实验过程中实验舱的结构设计更为重要。

现有超声速/高超声速的实验舱结构多为直联方式或自由射流方式。其中，直联方式实验舱为喷管出口与实验舱入口无缝对接，光滑过渡；直联方式实验舱由于实验舱入口与喷管出口为光滑过渡，而喷管出口近乎方型截面，扩张角非常小，故而导致直联方式实验舱内部试验区域截面积小，进而实验时对模型尺寸约束大，模型尺寸受限，适用于尺寸较小的超声速/高超声速风洞。自由射流方式实验舱喷管出口与实验舱只有过渡连接，喷管多伸入实验舱内部。自由射流方式实验舱内部区间大，便于模型件的安装，但受喷管出口菱形区限制，实验舱内的有效实验区域面积较小，自由射流实验舱大部分用于大型超声速/高超声速风洞。目前这两种方式的实验舱应用范围都较多，技术相对成熟。

发明内容

本发明提供了一种半自由射流实验舱及具有其的风洞，以解决现有实验舱存在的实验时对模型尺寸约束大、模型尺寸受限及受喷管出口菱形区限制使实验舱内的有效实验区域面积较小的技术问题。

本发明采用的技术方案如下：

一种半自由射流实验舱，用于与喷管的喷管出口相连，实验舱呈空心管状，包括上下相对设置的舱上壁面和舱下壁面、以及与舱上壁面和舱下壁面分别垂直连接的两块舱侧壁面，舱上壁面为平壁面，用于与喷管出口无缝对接且与喷管出口处的管上壁面光滑过渡连接以避免气流在舱上壁面形成激波；舱侧壁面为平壁面，用于与喷管出口无缝对接且与喷管出口处对应的管侧壁面光滑过渡连接；舱下壁面后段内凹形成吊舱，以用于安装角度机构以便试验模型的安装和姿态调整，并避免形成的波系对实验测量产生影响。

进一步地，舱上壁面为根据喷管的扩张消波曲线取喷管出口前30mm～50mm长喷管型线的数据点通过数据点拟合而成的平壁面。

进一步地，舱下壁面包括第一下壁平面及用于形成吊舱的下壁凹面；第一下壁平面为平壁面，用于与喷管出口无缝对接且与喷管出口处的管下壁面光滑过渡连接，第一下壁平面用于引导气流并避免气流在其上形成波系；下壁凹面的进流端与第一下壁平面圆滑过渡连接，角度机构可拆卸地连接于下壁凹面上。

进一步地，下壁凹面为圆弧面，其圆弧半径为舱上壁面与第一下壁平面之间间距的1.5～3倍；下壁凹面位于舱下壁面宽度方向的中部，且下壁凹面的宽度为舱下壁面宽度的2/3～3/4。

进一步地，舱下壁面还包括第二下壁平面，第二下壁平面为平壁面，第二下壁平面与下壁凹面的出流端光滑过渡连接，第二下壁平面用于引导气流并避免气流在其上形成波系。