[发明专利]模拟热态喷流干扰的实验装置及实验方法

说明书

本发明提供一种模拟热态喷流干扰的实验装置及实验方法，实验装置包括高超声速风洞、实验模型、支架、拉瓦尔内喷管、模型喷管、加热器、储气罐、空气气瓶、CF4/SF6气瓶；风源通过高超声速风洞压缩膨胀后变成高超声速气流为实验提供外流，将CF4/SF6气体与空气混合后为实验提供内喷流，通过控制CF4/SF6气体与空气的摩尔混合比例和温度，得到实验所需的比热比，从而满足实验中对喷流比热比模拟的需求；在常规风洞中实现了模拟喷流比热比的喷流干扰实验，该实验方法具有较长的实验时间、无污染、热载荷低、成本低的优势。因此该实验方法可作为评估高超声速飞行器喷管性能的有效手段。

技术领域

本发明属于高超声速飞行器后体尾喷管内外流干扰实验领域，特别涉及模拟热态喷流干扰的实验装置及实验方法。

背景技术

飞机、导弹、火箭和各类航天飞行器，其推进系统排气(喷流)与飞行器外部气流之间存在复杂的相互干扰。喷流影响飞行器有关部件周围的扰流特性，使其升阻特性、稳定性、操纵性及舵面效率发生变化。外流也可能影响发动机尾喷管内的流动特性，从而影响推力特性及抽吸特性，最终将影响飞行性能。其影响量与飞行器外形、飞行高度、飞行状态有关，还与发动机类型、布局、数量及发动机工况等诸多因素有关。对于典型的歼击飞机，其喷流对后体阻力的影响，一般可占到全机零升阻力的10％～20％，喷流导致一个低头零升力矩，使焦点后移，舵面效率特性改变10％左右。国外还曾有过喷流使某飞机铰链力矩反向的先例。合理的设计可能提高喷管效率1％～4％。

吸气式高超声速飞行器后体尾喷管类似一个随飞行状态变化的推力矢量装置，产生的推力、升力和俯仰力矩对飞行器的推阻匹配和控制至关重要，同时流动有非常强的内外流干扰特征，存在非均匀入口、热态喷流、喷流/外流激波/膨胀波干扰、剪切层/羽流激波等复杂流动现象，数值方法很难准确模拟这些物理现象，常规风洞试验也是不模拟喷流的，因此通常须在风洞中进行专门的喷流干扰试验，以研究喷流对飞行器性能的影响，获取喷流影响量，为风洞试验数据的修正、飞行器部件的合理布局以及性能的改善提供试验数据。(确定喷流对绕飞行器外部流动的干扰，从而充分利用喷流的有利干扰，合理的布局飞行器有关部件，以减小飞行器阻力，提高飞行器的操纵性和稳定品质：确定外流对内流的干扰，充分利用外流的影响，合理的布置发动机和喷管的位置，选择最佳的喷管形式和尺寸，以得到最大的发动机推力。此外，风洞试验数据与飞行数据相关，必须通过喷流试验获得喷流影响的修正数据。)吸气式高超声速飞行器后体尾喷流为燃烧室产生的高温混合气体，比热比通常在1.25左右。目前喷流实验通常采用发动机模拟器进行热喷实验，由于采用的是与真实飞行器发动机相同的燃料，因此几乎模拟了包括喷流介质成分、热容比和温度等全部模拟参数。此种热喷实验需要研制专用点火装置，解决燃烧室材料抗高压、高温问题、燃烧药柱点火及等面燃烧问题、喷管喉道抗烧蚀问题、应变天平热影响问题等。实验难度较大，成本较高，对风洞可能造成一定的腐蚀。在燃烧风洞中开展带尾喷流的发动机实验代价较高；同时，由于目前燃烧风洞尺寸有限，很难在现有燃烧风洞中开展模拟真实条件下的尾喷管内外流干扰实验，因此，有必要在常规风洞中开展尾喷流干扰实验。

发明内容

鉴于以上所述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供一种模拟热态喷流干扰的实验装置及实验方法。

为实现上述发明目的，本发明技术方案如下：

一种模拟热态喷流干扰的实验方法，风源通过高超声速风洞压缩膨胀后变成高超声速气流为实验提供外流，将CF4或SF6气体与空气混合后为实验提供内喷流，通过控制CF4/SF6气体与空气的摩尔混合比例和温度，得到实验所需的比热比，从而满足实验中对喷流比热比模拟的需求。