[发明专利]一种冲击波下的进气道风洞试验模拟系统

说明书

本发明属于航空飞行器设计技术领域，涉及一种涉及在飞行器上使用的冲击波下进气道风洞试验模拟技术，装置包括，试验风洞包括前端，气体由所述前端进入试验风洞，试验风洞内部安装引射筒体，引射筒体内部安装冲击波生成装置；冲击波生成装置，包括高压通道、主喷管及压力膜，高压通道与主喷管连接，压力膜将主喷管密封，当高压管道压力值达到预设值，压力膜破裂；主喷管后端的引射筒体内安装待试验安装部件该装置可以进行冲击波下的进气道特性风洞试验研究，实现了利用常规风洞研究冲击波对飞行器部件气动特性影响的研究，扩展了风洞试验的能力。

技术领域

本发明属于航空飞行器设计技术领域，特别涉及一种在飞行器上使用的冲击波下进气道风洞试验模拟技术。

背景技术

在实际情况下，冲击波引起进气口前气流参数剧烈变化，但发动机响应相对迟缓，两者相互矛盾，导致其对发动机特性影响也很难评估。其中进气口前气流严重非定常化，在试验中动态参数控制非常困难。同时由于目前开展由于目前激波风洞尺寸较小，较大比例进气道布置困难，无法利用其开展冲击波情况下进气道特性的研究。对于冲击波情况下进气道特性的研究主要依赖于CFD计算分析，但由于非定常计算误差很难确定，同时相关试验数据又缺乏，其计算结果很难得到相关的试验验证。因此利用常规风洞研究开展较大模型的风洞试验，研究冲击波情况下的进气道性能就变得特别重要，但目前的常规风洞无法获得整体范围、稳定、高品质的冲击波气流，因此利用超音速高压局部瞬态变化流场来模拟冲击波参数开展冲击波下的进气道特性风洞试验研究的试验技术也就显得特别重要，也是亟待解决的关键技术。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提供了一种利用引射喷管技术开展冲击波情况下的进气道风洞试验系统。它利用引射喷管技术，在常规风洞内，利用控制主喷管出口的落压比瞬间爆破压力膜，主喷管内的高压气流通过主喷管出口，与次流相互作用，在引射喷管中形成超音速高压局部瞬态变化流场来模拟冲击波参数，将进气道试验模型放置在该区域，可以进行冲击波下的进气道特性风洞试验研究，实现了利用常规风洞研究冲击波对飞行器部件气动特性影响的研究，可以扩展风洞试验的能力,系统改造简单、风险低、成本低。

该冲击波下的进气道风洞试验模拟系统，包括：

试验风洞，试验风洞包括前端，气体由所述前端进入试验风洞，

试验风洞内部安装引射筒体，引射筒体内部安装冲击波生成装置；

冲击波生成装置，包括高压通道、主喷管及压力膜，高压通道与主喷管连接，压力膜将主喷管密封，当高压管道压力值达到预设值，压力膜破裂；

主喷管后端的引射筒体内安装待试验安装部件。

优选的是，高压管道包括高压管道与高压转弯段，高压管道径向穿过引射筒体的壁面并延伸至引射筒体内部，高压转弯段包括进口与出口，所述进口与所述出口的截面相互垂直，所述进口与高压转弯段连接，所述出口与主喷管连接，所述出口朝向试验风洞气体流动方向。

优选的是，高压转弯段内部安装导流片。

优选的是，高压通道与主喷管之间安装高压测量耙。

优选的是，引射筒体包括引射套管前调节板，引射套管后调节板，所述引射套管前调节板与引射套管后调节板分别铰接于引射筒体的前端与后端，引射套管后调节板可通过铰链向内、向外偏转，且均有30的调整角度。

优选的是，引射筒体长度小于试验风洞长度的1/2。

优选的是，主喷管包括主喷管出口与主喷管进口，主喷管由主喷管进口向主喷管出口逐渐收缩。

优选的是，待试验安装部件包括进气道前段与进气道后段，进气道后段连接进气道抽吸管道，进气道抽吸管道连接进气道抽吸设备；进气道后段管内安装待试验的元器件。

优选的是，进气道前段与进气道后段的总长度小于主喷管出口到引射套管后调节板距离的1/2。