[发明专利]超声速风洞及其确定方法

说明书

技术领域

本发明涉及空气动力学设备，具体而言，涉及一种超声速风洞及其确定方法。

背景技术

超声速风洞一般由过渡段、稳定段、喷管段、试验段、扩压段以及驱动装置组成，不同的方案有不同的结构形式和不同的试验室布置，其总体方案对于风洞的结构设计、制造、安装以及性能都有很大影响。

文献“风洞设计原理，伍荣林，1985”和“高低速风洞启动与结构设计，刘政崇，2003”中详细介绍了超声速风洞的设计原理与设计流程。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”设计的超声速混合风洞主要由三部分组成：稳定段、双喷管与实验段，其喷管为二维喷管，试验段为矩形截面，试验段壁面上可安装观察窗，且观察窗经过精心设计后可以很好的对流场的展向截面和纵向截面进行层析观测。

常规风洞的超声速流道，如喷管、试验段等，一般是二维或轴对称构型，外形一般为圆形或方形，以便设计试验台架，为了配合光学诊断技术进行观测，风洞试验段截面一般为矩形，实现对流场的层析观测，但随着光学观测技术的发展和流场观测新要求的提出，矩形截面或圆形截面的试验段的缺点越来越明显，在进行光学测量时，现有风洞设计方案都是基于二维或轴对称喷管，试验段的截面多为圆形或矩形，受到观察窗安装壁面的限制，相机位置只能在Y方向和Z方向垂直放置，试验段的光学观测角度和效果都受到影响，成角度观测图像畸变较大，成像不清晰；光源可以垂直于三个方向打出片光，但片光垂直于试验件壁面造成的反射光很强，且会对相机观测区域产生较大影响，不好消除，近壁面流场观测效果差。

发明内容

本发明旨在提供一种超声速风洞及其确定方法，以解决现有技术中二维或轴对称构型的超声速风洞的光学测量的片光造成的反射光过强的问题。

为了实现上述目的，根据本发明的一个方面，提供了一种超声速风洞，该超声速风洞包括：稳定段，用于对气流进行整流；喷管，连接在稳定段的下游，喷管的出口的横截面形状为第一多边形，第一多边形的任一边与相邻的两边构成的两个夹角中至少一个不等于90度；试验段，连接在喷管的下游，试验段的进口端与喷管的出口端相匹配。

进一步地，喷管包括：亚声速段，亚声速段的进口端的横截面形状为第一圆形；喉部，喉部的进口端与亚声速段的出口端相连，且喉部的进口端与亚声速段的出口端相匹配，喉部沿气体的流动方向从上游到下游横截面逐渐收缩；超声速段，与喉部的出口端相连接，超声速段的进口端与喉部的出口端横截面相匹配，超声速段的出口的横截面形状为第一多边形，超声速段的横截面沿气体的流动方向从上游到下游横截面逐渐增大。

进一步地，喷管的壁面沿气体的流动方向为曲面。

进一步地，试验段与喷管一体成型，试验段的出口处的横截面沿气体的流动方向从上游到下游由第一多边形向第二圆形过渡。

进一步地，试验段的各壁面为平面，各壁面上均安装有观察窗。

进一步地，稳定段内设置有整流装置。

进一步地，超声速风洞还包括：过渡段，设置在稳定段的上游，用于引入气流，并对气流进行第一次整流；扩压段，连接在试验段的下游。

进一步地，扩压段包括：收缩部分，收缩部分的横截面面积沿气体的流动方向逐渐减小；扩张部分，扩张部分的横截面面积沿气体的流动方向逐渐增大；第二喉道，连接在收缩部分的小截面端与扩张部分的小截面端之间。

进一步地，第二喉道为空心圆柱形。

根据本发明的另一方面，提供了一种超声速风洞的确定方法，超声速风洞的确定方法用于确定权利要求1中的超声速风洞，超声速风洞的确定方法包括以下步骤：S10：确定第一多边形为喷管的出口横截面形状，第一多边形的任一边与相邻的两边构成的两个夹角中至少一个不等于90度；S20：通过流线追踪方法确定喷管的喉部及亚声速段；S30：通过一体化设计确定与喷管相连接的试验段，试验段的进口与喷管的出口相切。

进一步地，S30的步骤之后还包括：S40：确定连接在喷管上游的稳定段；S50：确定连接在稳定段上游的过渡段；S60：确定连接在试验段下游的扩压段。