[发明专利]实现双流体混合扰动的超声速喷流装置

说明书

本发明公开了一种实现双流体混合扰动的超声速喷流装置，用于置于风洞内，包括支撑体和设置于所述支撑体上方的喷流结构，支撑体外部设有气体接头，内部设有与气体接头连通的气流通道，支撑体上设有用于与支撑装置连接固定的固定部；喷流结构的内部设有与气流通道连通的气体稳定腔、位于气体稳定腔之后的喷管，喷管包括依序衔接的收缩部、喉部、扩张部，扩张部的出口呈方形，喷流结构还包括位于气体稳定腔前端、用于正对风洞喷管的出口的尖劈前体，尖劈前体的尖锐端位于超声速喷流装置的最前端。本发明用于风洞实验时尖劈前体正对风洞喷管的出口，可避免来流出现正激波，确保来流压力准确，以提高实验的准确性。

技术领域

本发明涉及风洞实验领域，特别地，涉及一种实现双流体混合扰动的超声速喷流装置。

背景技术

对于超声速或高超声速飞行的航空航天飞行器，有时为了调整飞行器的飞行姿态或飞行轨迹，一般在飞行器内安装有超声速喷流装置，通过超声速喷流产生的推力来改变飞行器的飞行姿态。此时，主流流动是超声速或高超声速，喷流流动是超声速气流，两股高速气流混合流动，显然，研究超声速混合喷流扰动试验在航空航天领域具有重要的科研及工程应用价值。

以上实验可以在风洞内实现，风洞实验是指在一个按一定要求设计的管道内，使用动力装置驱动一股可控制的气流，将实验模型固定在管道的试验区内，根据运动的相对性和相似性原理进行各种空气动力实验，以模拟空中各种飞行状态，获取模型实验数据。

目前的超声速风洞或高超声速风洞，一般都是单喷管流动，单喷管流动可能是圆形，也可能是方形喷管，在一次运行试验中，模拟一种马赫数来流，但并不能模拟双马赫数混合层流动，研究双喷管的流动特点在航空航天领域具有重要的意义。但是由于实际需要，要研究双喷管混合层流动，就必须设计制造双喷管风洞，但是双喷管风洞的设计、建设、维修、保养等是巨大的成本投入。

超声速喷流装置，用于在(高)超声速风洞中进行试验，以实现高速双喷管流动。一般超声速喷流出口是方形结构，对于超声速喷流装置，要得到喷流出口气流品质较好的超声速喷流，一般要以下几个部件：气体稳定腔、收缩部、喷管喉道、扩张部、进气口。如图1中所示，由于现有的超声速喷流装置其整体大致呈方形的结构，这种结构在风洞实验时，风洞内(高)超声速主流在风洞喷管1’出口、超声速喷流装置2’的入口位置容易形成正激波3’(弓形正激波)，由于正激波3’的存在，造成正激波3’后的压力与(高)超声速来流压力不同，影响到了风洞气流压力对高空压力的模拟准确性，会影响实验结果的准确性。

发明内容

本发明提供了一种实现双流体混合扰动的超声速喷流装置，以解决现有超声速喷流装置实验时入口位置容易出现正激波导致实验结果不准确的技术问题。

本发明采用的技术方案如下：

一种实现双流体混合扰动的超声速喷流装置，用于置于风洞内，超声速喷流装置包括支撑体和设置于所述支撑体上方的喷流结构，支撑体外部设有气体接头，内部设有与气体接头连通的气流通道，支撑体上设有用于与支撑装置连接固定的固定部；喷流结构的内部设有与气流通道连通的气体稳定腔、位于气体稳定腔之后的喷管，喷管包括依序衔接的收缩部、喉部、扩张部，扩张部的出口呈方形，喷流结构还包括位于气体稳定腔前端、用于正对风洞喷管的出口的尖劈前体，尖劈前体的尖锐端位于超声速喷流装置的最前端。

进一步地，尖锐端的夹角的取值范围为10°～30°。

可选地，超声速喷流装置还包括用于固定至喷流结构上表面的角度板；角度板的前部的夹角与尖锐端的夹角一致，角度板的尾部的夹角与预设攻角对应。

进一步地，尖劈前体的上表面向下凹设有固定孔；角度板上下贯穿设置有与固定孔对应的内埋孔，角度板通过埋置于内埋孔和固定孔内的螺丝固定于喷流结构的上表面。