[发明专利]一种模拟飞行器外流的引射喷管实验装置的设计方法

说明书

本发明公开了一种模拟飞行器外流的引射喷管实验装置的设计方法。该方法采用特征线法设计出特定飞行马赫数下外流喷管子午面的初始型线，然后通过调整外流道对称因子G和喉道高度h得到符合要求的外流道非对称喷管子午面型线，并进一步得到外流道三维模型，最后设计外流稳压段和周向分布式进气段。本设计方法利用特征线法设计出外流通道，可以较大程度上利用原有实验组件，方法简单、程序易于实现，可设计不同马赫数下的外流道型面。采用本设计方法产生的超声速气流不存在膨胀波和激波，且流动参数均匀，能够在保证经济性的前提下准确模拟出飞行器的外流环境，为开展飞行器高空飞行工况的内外流耦合机理研究提供了一种切实可行的实验装置设计方法。

技术领域

本发明涉及飞行器气动实验领域，尤其是一种可模拟外流实验装置的设计方法。

背景技术

TBCC尾喷管由于在很大的落压比范围内工作，且通过的质量流量变化幅度也较大，其扩张比从起飞状态下的2变化至超声速巡航状态时的15-20，需要采用变几何的方法来调节喉道和扩张角度，而这增加了喷管构型的复杂程度和附加阻力。因此需要通过气动方法设计包含多流路流体的喷管，在构型上容易实现且又不带来附加阻力。应用于超声速飞行器的引射喷管将来自进气道边界层的溢流或来自冷却流路、外涵道的气体(次流)引射，与流出主喷管的气体(主流)进行剪切及动能的掺混，从而提高次流流体的动能，主次流流体共同流出引射喷管以提高推力。

由于实际引射喷管在工作过程中不可避免将受到飞行器外流的影响，特别是在低速与跨声速飞行状态下，引射喷管第三流路辅助进气门打开，此时外流气流直接被吸入到引射喷管内，外流条件将直接影响到引射喷管的工作性能。

常用的模拟方法是开展高速风洞实验，通过风洞喷管来模拟高速气流(BresnabanD.L,Performance of an Aerodynamically positioned Auxiliary Inlet EjectorNozzle at Mach numbers from 0to 2.0,NASA TM-X-2023)。这种设计方法非常复杂，需要专门设计支撑系统，通过支撑给引射喷管主次流供气，并且为了消除引射喷管上游型面对流场的干扰，还需专门设计整流罩。

另一种常用喷管实验通常在喷管入口处设置一高压气源以模拟上游边界条件，喷管出口则连接低压气源或大气以模拟下游条件。这种方法能够在难度较小、经济性较好的前提下模拟出喷管的工作状态，但无法准确模拟外流情况，尤其是外流和主流之间相互耦合并进一步对主流流场产生影响。

为此，需要寻找一种模拟飞行器外流的引射喷管实验装置的实际方法，在保证经济性的前提下模拟飞行器外流，从而更好得研究飞行器在高空实际飞行状态下的工作情况。

发明内容

本发明提供了一种模拟飞行器外流实验装置的设计方法，能够在不开展高速风洞实验的前提下模拟出飞行器外的超声速气流。

为达到上述目的，本发明的设计方法可采用如下技术方案：

一种模拟飞行器外流的引射喷管实验装置的设计方法，包括以下步骤：

(1)提供飞行器飞行马赫数及引射喷管实验装置原型，该实验装置原型包含包括圆转圆法兰段(1)、与圆转圆法兰段后端同轴连接的主喷管段(2)、围绕主喷管段的次流喷管段(9)、外流喷管段(8)；外流喷管段(8)包括围绕次流喷管段(9)的中心体(14)、围绕中心体的外罩(15)；中心体面对外罩的内表面自前向后逐渐向次流喷管段一侧靠近而形成扩张型面；所述外罩面对中心体的内表面自前向后逐渐向外扩张，且外罩的内表面向后延伸的长度超过中心体的内表面向后延伸的长度；

(2)基于提供的飞行马赫数，确定外流喷管(8)扩张比，并通过特征线法得到外流喷管子午面的初始型线(11)，若该型线满足已有实验装置的几何约束和流量约束，则进行步骤(6)，若不满足，则进行步骤(3)；