[发明专利]超声速平面混合层风洞

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平面混合层风洞。

背景技术

超声速平面混合层是指两股流动参数不同的平行超声速气流在自由或受限空间内混合形成的流场结构，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流场中，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不可压缩混合层复杂，具有重要的工程和理论价值，相关研究亟待深入开展。

超声速平面混合层风洞是产生超声速混合层流场所必需的实验装置。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。由于存在不稳定性，风洞边界的任何微小扰动都可能改变混合层的流场结构，导致转捩提前发生，甚至在来流流场品质较差的风洞中，来流边界层和实验段壁面本身就存在各种频率的扰动，这对于研究混合层流场结构是十分不利的。超声速混合层具有三维、非定常和多尺度的特征，定量流动成像技术是研究这些特征的重要手段，它需要混合层风洞具有良好的光学测量环境，相应的风洞光学窗口需要有针对性地设计。

斯坦福大学的博士论文“An experimental investigation of high compressibility 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，实验段上壁面和两侧壁开有光学窗口，以便于光学测试技术实施。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，可以完全消除风洞启动和关闭的影响。

现有技术均采用具有一定厚度的平板分隔上下喷管，分隔板宽度过小，侧壁边界层的发展会降低平面混合层的二维特性，分隔板宽度加大则在压差的作用下容易变形，同样会降低流场的二维特性。

现有混合层风洞未采取整流措施，以降低来流湍流度。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，壁面边界层扰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。

现有混合层风洞虽然大部分都开有光学窗口，但窗口的尺寸和布局无法直接应用在超声速平面混合层风洞装置上，难以满足全流场的观测，尤其是无法通过观测来流边界层的结构评价混合层流场的历史效应。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种流场二维特性好、并且便于光学测试技术实施的超声速平面混合层风洞装置。

为解决上述技术问题，本发明提供了一种超声速平面混合层风洞，其特征在于，包括：过渡段，用于引入气流；稳定段，连接在所述过渡段的下游，具有第一分隔板，将稳定段的内腔分隔为上腔和下腔，用于将引入的气流分成两股气流；以及喷管实验段，连接在稳定段的下游，稳定段的周壁横截面呈矩形，包括相平行的上周壁和下周壁以及连接上周壁和下周壁的两个侧壁，周壁上形成有透明窗口，喷管实验段形成有：喷管部，其中设置有喷管固块，喷管固块的上表面和下表面分别形成喷管型面，以与上周壁和下周壁构造成超声速双喷管结构，以将来自上腔和下腔中的两股气流分别加速至超声速状态，以及混合部，用于混合超声速状态的两股气流以形成超声速平面混合层。

进一步地，超声速平面混合层风洞还包括扩压段，具有沿朝向下游方向收缩的内腔结构。

进一步地，上述超声速平面混合层风洞的固定喷管的上游端与第一分隔板相连接。

进一步地，固定喷管的下游端形成有平面的第二分隔板。