[发明专利]抽吸流量可调的静音风洞喷管

说明书

本发明公开了一种抽吸流量可调的静音风洞喷管，扩张段与收缩段两者之间的连通过渡部位设有沿风洞喷管径向布设并用于供收缩段壁面发展的湍流边界层内的湍流向外抽吸的抽吸缝。扩张段进流端的外圆上具有外凸的调节凸缘，扩张段进流端的外圆上还装设有抽吸调节环件。抽吸调节环件第一端端面与收缩段出流端的端面密封连接，以使由抽吸缝吸出的抽吸气体经由抽吸调节环件向外吸出。抽吸调节环件的第二端与调节凸缘配合设置，通过调节抽吸调节环件或扩张段沿轴向相对平移运动，以控制抽吸缝抽吸气体流量的大小。本发明中，可通过调节抽吸缝抽吸流量的大小，提高静音风洞喷管的性能和流场品质，也可改变抽吸缝抽吸流量的大小，改变静音喷管流场的湍流度。

技术领域

本发明涉及风洞喷管领域，特别地，涉及一种抽吸流量可调的静音风洞喷管。

背景技术

风洞广泛的应用于导弹、高速飞行器、人造卫星、航天飞机、空天飞机的模型实验，是航空航天领域内非常重要的空气动力地面模拟试验设备。普通的超声速和高超声速风洞流场存在较高的气动噪声和湍流度，比高空大气的“安静”流场大1～2个数量级，因此模型在常规风洞中进行试验，某些试验结果的准确性严重偏离真实情况，从而影响到飞行器等的设计指标。

由于层流边界层与湍流边界层在热传递速率、表面摩阻、稳定性效应等方面存在显著的差异，而风洞的这些噪声通常会对模型表面的层流-湍流转捩造成极大的影响。受传统设计方法、加工工艺的局限，常规风洞喷管的边界层大多处于湍流状态，导致了试验段流场的噪声往往比真实飞行环境高，严重影响模型表面边界层的转捩，因此很难在传统风洞中获得可信的边界层转捩试验数据，相关研究的进一步开展就对风洞性能提出了更高的要求。

随着研究的深入和相关测试技术的发展，设计产生与高空真实飞行环境相当的低湍流度的超声速和高超声速流场，这对加快国内流体力学特别是高超声速流体力学领域的发展将具有重要现实意义，其中最为关键的就是静音风洞喷管的设计加工。

常规风洞喷管一般包括收缩段、喉道段和扩张段三部分，如附图图1所示，静音风洞喷管是整个风洞系统中最为关键的部件，要求喷管的设计达到层流喷管的水平，所谓层流喷管，就是说喷管表面的流动必须是层流附面层，为了实现这一点，将喷管在喉道段的曲线分段，将喷管分成四部分，收缩段61、抽吸段62、喉道段63、扩张段64，抽吸段62的作用是将收缩段壁面发展的湍流边界层抽吸出去，消除了前方湍流对喷管下游的影响，维持喷管壁面边界层为层流。

现有技术中，通过在收缩段61与抽吸段62之间设置流量截面一定的抽吸缝，以将收缩段61壁面发展的湍流边界层抽吸出去。由于抽吸缝的流量截面一定，故而通过该抽吸缝抽吸的抽吸气体流量固定，故而超声速和高超声速静音风洞喷管的性能和流场品质可调性差，且不可以根据实验需求改变喷管流场湍流度，进而静音风洞的试验能力和水平低。

发明内容

本发明提供了一种抽吸流量可调的静音风洞喷管，以解决现有风洞喷管抽吸缝的抽吸流量不可调节的技术问题。

本发明采用的技术方案如下：

一种抽吸流量可调的静音风洞喷管，包括：沿来流方向依次设置的收缩段和扩张段，扩张段的进流端沿轴向伸入收缩段的出流端，扩张段与收缩段两者之间的连通过渡部位设有沿静音风洞喷管径向布设并用于供收缩段壁面发展的湍流边界层内的湍流向外抽吸的抽吸缝；扩张段进流端的外圆上具有外凸且呈环形的调节凸缘，扩张段进流端的外圆上还装设有抽吸调节环件；抽吸调节环件第一端的端面与收缩段出流端的端面密封连接，以使由抽吸缝吸出的抽吸气体经由抽吸调节环件向外吸出；抽吸调节环件的第二端与调节凸缘配合设置，通过调节抽吸调节环件或扩张段沿轴向相对平移运动，以控制抽吸缝抽吸气体流量的大小。

进一步地，扩张段进流端的端面具有伸入收缩段出流端内的调节唇口，调节唇口呈环形，其外环面为沿轴向倾斜的斜面；收缩段出流端的内壁面与调节唇口外环面之间的间隙构成抽吸缝。