[发明专利]一种连续式风洞马赫数微调机构及调节方法

说明书

一种连续式风洞马赫数微调机构及调节方法，属于航空气动力试验技术领域。本发明解决了现有的第二喉道结构难以同时满足亚声速、跨声速和超声速三速域需求的问题。本发明包括风洞结构框架和风洞驻室，风洞结构框架与风洞驻室连接，风洞结构框架内对称设置有前缘再入可调唇口、前调节板、中间调节板和后尾延板，对称布置的前调节板、中间调节板和后尾延板通过壁板连接并形成流道，前缘再入可调唇口、前调节板、中间调节板和后尾延板顺次通过伸缩驱动机构铰接。本发明的一种连续式风洞马赫数微调机构及调节方法通过铰链以及伸缩调节机构的作用下，使第二喉道结构可以同时满足亚声速、跨声速和超声速三速域需求。

技术领域

本发明属于航空气动力试验技术领域，具体为一种连续式风洞马赫数微调机构。

背景技术

风洞是从事航空飞行器设计和空气动力学研究的最主要、最基本的试验设备，在航空飞行器研制中具有非常重要的主导作用。在航空飞行器的设计过程中，要通过大量的风洞试验进行修改、优化，以形成最后的设计方案。在整个设计过程中，风洞试验是确定飞行器气动布局方案、预测飞行器气动特性、提供设计原始数据、验证气动设计思想和探索空气动力学新概念、新理论、新技术的主要手段。世界航空飞行器的发展历史充分证明：先进的风洞试验设备是航空事业发展的基础，是空气动力学创新发展的源头；没有先进的风洞试验设备，就不可能研制出先进的航空飞行器。

近几年我国航空航天型号大量涌现，相比之下我国亚跨超三声速风洞流场水平成为了飞行器空气动力特性验证的技术瓶颈，为满足未来我国先进航空航天型号的发展需求，必须通过提高风洞的流场控制稳定性来提高风洞试验模拟精细化水平。而第二喉道作为风洞M数控制的有效手段，被认为是提升亚跨声速风洞能力的关键技术之一。同时，第二喉道也是超声速风洞降低试验段后激波损失的主要手段，因此在超声速吹风中也起到了至关重要的作用。

第二喉道在最小截面处形成马赫数略大于1的激波，该过程所实现的堵塞效应，也成为了在亚跨声速范围内抑制下游噪声前传，精确控制马赫数的关键。近些年，国内外也出现了一些配备了亚声速二喉道的生产型跨声速风洞，亚声速流场品质都有一定提高。以往国内外的第二喉道一类是针对解决亚声速马赫数精确控制的结构形式；另一类是解决超声速降低损失的超声速二喉道。对于亚跨超三声速速域的风洞需求则只能考虑将两种型式串联或是进行取舍，造成了风洞建设成本或运行成本的增加。且国内外现有二喉道型式都或多或少给机械和测控设计带来了一定困难。

因此，本申请提出一种能够兼顾亚声速、跨声速和超声声速域的一种连续式风洞马赫数微调机构及调节方法用以解决上述问题。

发明内容

本发明研发目的是解决了现有的第二喉道结构难以同时满足亚声速、跨声速和超声速三速域需求的问题。在下文中给出了关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。

本发明的技术方案：

方案一：一种连续式风洞马赫数微调机构，包括风洞结构框架和风洞驻室，风洞结构框架与风洞驻室连接，风洞结构框架内对称设置有前缘再入可调唇口、前调节板、中间调节板和后尾延板，对称布置的前调节板、中间调节板和后尾延板通过壁板连接并形成流道，前缘再入可调唇口、前调节板、中间调节板和后尾延板顺次通过伸缩驱动机构铰接，壁板上加工有通孔，风洞结构框架上对称设置有伸缩调节机构，伸缩调节机构布置在通孔的正上方。

进一步的，所述风洞驻室的试验段出口与前调节板、中间调节板和后尾延板形成的流道连通。

进一步的，所述伸缩调节机构的横截面为翼型的指式结构。

方案二：一种基于方案一所述的连续式风洞马赫数微调机构的调节方法，包括以下状态：

跨声速状态下控制第二喉道试验马赫数：在前缘再入可调唇口与前调节板连接处伸缩驱动机构的作用下，调节对称设置的前缘再入可调唇口的宽度，进而调节风洞驻室流入流道的流量；