[发明专利]一种模拟亚/跨声速外流的引射喷管装置的设计方法

说明书

本发明公开一种模拟亚/跨声速外流的引射喷管装置的设计方法，通过求解实际飞行状态下引射喷管内流场，将第三流路流动简化并等效为流动方向一致、引射系数相等，并以实际流线作为引射喷管地面实验装置出口内型面，以模拟实际飞行器后体外流对引射喷管出口流动的束缚作用。本发明方法可实现地面静止外流条件下，引射喷管三次流流动、管内流动以及出口附近流动和真实飞行状态流动相似，为开展亚/跨声速外流的三流路引射喷管地面试验并揭示引射喷管内外流耦合机理提供了一种切实可行的实验装置设计方法。

技术领域

本发明涉及飞行器气动实验领域，尤其是一种可以模拟亚/跨声速外流的引射喷管装置的设计方法。

背景技术

自涡轮喷气发动机发展以来，燃烧温度的不断提高及加力燃烧室的出现使涡轮喷气发动机的尾喷管需要有效的冷却方式，而引射器被应用于喷气发动机尾喷管的冷却中。流体动力混合是引射器中动量传递的主要方式，并主导其引射现象。两股流体的湍流混合程度决定了引射器性能，而这种混合发生在自由剪切层中，引射器的大部分性能特征一般可以从相关自由剪切层的行为及其与肩部壁面的关系推导出来。基于以上引射器的机理及流场结构研究，学者们开展了大量有关引射喷管的参数研究，其中包括气动参数规律、几何参数规律、引射喷管结构设计、推力参数计算等。

Exhaust nozzles for propulsion systems with emphasis on supersoniccruise aircraft中提到，引射喷管包含两种类型：第一类称为辅助进气引射喷管，涉及打开辅助进气门，将外部空气引入到与扩张型喷管连接的空腔；第二类称为可变引射喷管，通过控制次流通道面积和混合段角度调节喷管内的流动特性，其中可变的襟翼铰接在上游侧。协和式飞机的引射器还用于调节亚声速状态下的排气流以及在着陆时产生反向推力。OL 593引射喷管的尾缘角度具有较大的调整裕度，这种角度的差异对附加阻力以及内部分离具有重要影响。现有技术的研究主要集中在引射喷管性能及流动特性的机理上，没有关于如何保证地面试验引射喷管内流场与真实内流场相似的设计方法。

发明内容

发明目的：针对以上缺点，本发明提供一种模拟亚/跨声速外流的引射喷管装置的设计方法，能够实现实验装置在地面静止外流条件下准确模拟出亚/跨声速外流的引射喷管流场，并保证地面试验引射喷管内流场与真实内流场相似。

技术方案：为解决上述问题，本发明采用一种模拟亚/跨声速外流的引射喷管装置的设计方法，包括以下步骤：

(1)提供亚/跨声速外流条件下实际三流路引射喷管流场作为基准流场，以及引射喷管实验装置，该实验装置包括圆环形的主喷管段、围绕主喷管段的二次流喷管段、围绕二次流喷管段的三次流喷管段；所述二次流喷管段包括二次流喷管进气口和二次流喷管主体；所述三次流喷管段包括三次流喷管进气口、三次流喷管出气口、连接三次流喷管进气口和三次流喷管出气口的三次流喷管主体、与三次流喷管出气口后端连接的三次流喷管扩张段；

(2)计算基准流场中的流场参数，确定基准流场中主流、二次流、三次流的入口流动条件；

(3)使引射喷管实验装置与步骤(2)中流场参数一致，确定引射喷管实验装置的缩比；

(4)根据二次流的落压比不超过1.0，设置二次流喷管段由环境直接供气；

(5)确定二次流喷管进气口型线，确定方程为(x₁²+r²)²＝2a²(x₁²-r²)，其中x₁为二次流喷管进气口上各点的流向坐标；r为二次流喷管进气口上各点的径向坐标，a为常数；

(6)确定三次流喷管进气口管道型面，确定方程：