[发明专利]一种变马赫数超声速风洞

说明书

本发明公开了一种变马赫数超声速风洞，包括气流输入机构、喷管段和测试机构；气流输入机构的输出端与喷管段的输入端连接导通，喷管段的输出端与测试机构的输入端连接导通；喷管段包括管壳、喷管调节块和驱动机构；管壳内壁设有阻挡块；喷管调节块设于管壳内，喷管调节块邻近管壳的输出端布置，喷管调节块相对的两侧分别设有弧形抵接面和调节面；驱动机构用于驱动喷管调节块转动，转动过程中喷管喉道面积不变，出口面积变化；在足够压力驱动的前提下，在喷管出口形成不同马赫数的超声速气流，从而实现了喷管段出口的气流马赫数连续可调；该风洞调控结构简单，流场品质高，切实解决了现有变马赫数风洞调节结构复杂、不易操作且流场品质低的问题。

技术领域

本发明涉及超声风洞的技术领域，特别涉及一种变马赫数超声速风洞。

背景技术

超声速(高超声速)风洞，是超声速(高超声速)飞行器研制过程中必不可少的地面实验装置，而马赫数是其关键的模拟参数。截止目前，大多数超声速(高超声速)风洞的单次运行仅能模拟一个马赫数，也就是说仅能用于研究飞行器在某一飞行马赫数下的流场参数，这种风洞称为定马赫数风洞。然而，飞行器在实际飞行过程中不可避免地产生加速度，导致其周围流场随着飞行马赫数的改变而发生变化。这种流场变化对飞行器的机动性、稳定性等造成的影响是定马赫数风洞无法模拟的。因此，需要建造一种单次运行可以模拟飞行器在不同马赫数下流场的变马赫数风洞。

目前，世界上仅有极少数的变马赫数风洞，这些风洞设计的关键在于通过机械装置调整喷管的形状，达到产生不同马赫数流场的目的。虽说可以在某种程度上做到单次运行可模拟不同马赫数流场的目的，但是这种技术存在着固有的缺点：

1.风洞结构复杂，尤其是喷管段，越是要产生高质量的出口流场品质，越是要加入更多的控制点，导致风洞结构异常复杂；

2.控制困难，主要的难点在于喷管型面的控制，对喷管的每个控制点都施加精确控制，而且相互之间有关联；

3.实现高质量的流场品质难度大，喷管每一个控制点都会对流场品质产生影响，要想连续调整喷管流场的出口马赫数，就要对每一个控制点进行精确的动态控制，在这一过程中，任何一个控制点在任何时刻的误差都会对喷管出口流场造成影响，因此，实现高质量的流场品质难度巨大。

为此急需一种能够降低模拟难度的装置，以更好的满足使用需求。

发明内容

本发明的目的在于提供一种变马赫数超声速风洞，以解决现有风洞模拟结构过于复杂的问题。

为了解决上述技术问题，本发明提供了一种变马赫数超声速风洞，包括气流输入机构、喷管段和测试机构；所述气流输入机构的输出端与所述喷管段的输入端连接导通，所述喷管段的输出端与所述测试机构的输入端连接导通；所述喷管段包括管壳、喷管调节块和驱动机构；所述管壳内壁设有阻挡块；所述喷管调节块设于所述管壳内，所述喷管调节块邻近所述管壳的输出端布置，所述喷管调节块相对的两侧分别设有弧形抵接面和调节面；所述驱动机构用于驱动所述喷管调节块移动，在所述喷管调节块的各种移动状态下，所述弧形抵接面均与所述阻挡块保持抵接，所述调节面均与所述管壳内壁保持分离以形成导流通道。

在其中一个实施例中，所述喷管调节块包括依次连接的输入段、限流段和输出段，所述输入段的厚度小于所述限流段的厚度，所述输出段的厚度小于所述限流段的厚度，且所述输入段、所述限流段和所述输出段的表面平滑过渡连接成所述弧形抵接面和所述调节面。

在其中一个实施例中，所述输入段呈片状结构，在往远离所述限流段的方向上，所述输入段的厚度逐渐缩小。

在其中一个实施例中，所述输出段呈片状结构，在往远离所述限流段的方向上，所述输出段的厚度逐渐缩小。

在其中一个实施例中，在形成所述调节面处，所述输入段与所述限流段连接过渡形成有输入凹弧面，所述输出段与所述限流段连接过渡形成有输出凹弧面，所述输入凹弧面与所述输出凹弧面连接过渡形成有限流凸弧面。