超声速自由旋涡混合层风洞

摘要

本发明提供了一种超声速自由旋涡混合层风洞，包括：过渡段(1)，用于引入气流；稳定段(2)，连接在所述过渡段(1)的下游，具有第一分隔板(21)，用于将引入的气流分成两股气流；以及喷管实验段(3)，连接在所述稳定段(2)的下游，所述喷管实验段(3)的周壁形成有透明窗口，并包括：喷管部(31)，构造成双自由旋涡喷管结构，将两股气流分别加速至自由旋涡状态，以及混合实验部(32)，位于所述喷管部(31)的下游，用于混合自由旋涡状态的两股气流形成自由旋涡混合层，使风洞实验部入口两股气流的速度场均满足超声速自由旋涡分布，从而在风洞中可以获得理想的超声速自由旋涡混合层。

说明书

技术领域

本发明涉及一种风洞，尤其涉及一种超声速自由旋涡混合层风洞。

背景技术

超声速自由旋涡混合层是指两股速度分布满足自由旋涡关系式的超声速气流在自由或受限空间内混合形成的流场结构，是典型的具有流向曲率的混合层流场。受曲率影响的超声速混合层广泛存在于超燃冲压发动机、超声速引射器、高速导弹气幕冷却光学窗口以及高能激光器的气动窗口等设备中，所涉及的流动稳定性、转捩、涡结构相互作用和湍流等问题远较平面混合层复杂，具有重要的工程和理论价值，相关研究亟待深入开展。

超声速自由旋涡混合层流场的生成需要有相应的风洞，现有混合层风洞主要是平面混合层风洞。平面混合层风洞一般采用两个超声速喷管产生参数不同的两股超声速气流，并通过一定的布局方式使两股气流在实验段内掺混形成混合层流场。

斯坦福大学的博士论文“An experimental investigation of highcompressibility mixing layers.T.Rossmann，2001”在广泛借鉴已有混合层风洞设计经验的基础上，提出了基于激波管和高压储气罐驱动的可压缩混合层风洞。该风洞的高速流动由激波管驱动，低速流动由铝制储气罐供应，是典型的下吹式风洞。风洞喷管段上、下壁面分别为高、低速喷管壁，二者之间利用分隔板隔开从而在喷管出口产生马赫数不同的气流。喷管无粘壁面曲线采用特征线法设计，边界层的影响采用经验公式修正。喷管段下游直接连接风洞试验段，其尺寸为10cm宽、40cm高、1.2m长。由于原激波管是一座炮风洞的驱动系统，相应的混合层风洞喷管与实验段实际是放置在该炮风洞的实验段中。

国防科技大学博士学位论文“超声速混合层时空结构的实验研究，赵玉新，2008”设计了四套能够实现对流马赫数0.2至0.6的超声速平面混合层风洞。风洞主要由三部分组成：稳定段、双喷管与实验段，相应的配套设备还包括总压调节器以及真空设备等。该风洞的来流可以通过干燥器、除尘机和空调进行处理；总压调节器可以连续调节低速层来流总压，实现混合层的压力匹配；双喷管以B-样条曲线为基础进行设计，能够为混合层提供均匀的来流条件；工作时间长达2分钟以上，可以消除风洞启动和关闭的影响。

自由旋涡混合层风洞要比平面混合层风洞复杂，除常规的气动与结构设计之外，还需解决自由旋涡流场设计的问题。

专著《超声速自由旋涡气动窗口及其光学质量)》(易仕和等，国防科技大学出版社，2005年)提出了基于最短长度喷管(MLN)的分区求解的自由旋涡喷管设计方法，该方法设计过程如下：

采用MLN设计方法得到一个对称喷管型面曲线。

提取MLN喷管出口边界的流动参数，作为非对称段的入口边界条件。

将非对称段分为均匀流区、简单波区和非简单波区等几个区域。

利用自由旋涡关系式、普朗特-迈耶关系式和质量守恒关系确定非对称区的壁面曲线。

采用该方法能够得到所需要的自由旋涡喷管型面曲线，数值验证结果表明，所设计的喷管型面基本能够生成所需要的自由旋涡流场。

现有技术主要解决了平面混合层风洞设计的基本问题，以及自由旋涡喷管设计问题。现有混合层风洞结构不利于降低来流湍流度，尤其是基于激波管或高压储气罐驱动的下吹式风洞具有较高的雷诺数，喷管壁和分隔板的边界层为湍流流态。壁面边界层湍流脉动通过马赫波与混合层相互作用，分隔板边界层的涡结构直接脱落影响混合层结构，这些不可控的湍流特征给混合层研究带来了很大的不便。现有平面混合层风洞宽高比较小、侧壁效应明显，侧壁边界层的发展大大增加了混合层流场的复杂性，不利于研究其精细流场结构。现有混合层风洞均缺少良好的光学测量环境，尤其是来流边界层的影响难以评价，这对研究混合层的历史效应也是十分不利的。

除上述问题外，现有平面混合层风洞设计技术难以直接扩展到自由旋涡混合层风洞设计中。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种超声速混合层风洞，该风洞实验部入口两股气流的速度场均满足超声速自由旋涡分布，风洞结构便于光学测试技术实施。

为解决上述技术问题，本发明提供了一种超声速自由旋涡混合层风洞，其特征在于，包括：过渡段，用于引入气流；稳定段，连接在过渡段的下游，具有第一分隔板，将稳定段的内腔分隔为上腔和下腔，用于将引入的气流分成两股，上腔内的气流可以通过总压调节器改变总压；以及喷管实验段，连接在稳定段的下游，喷管实验部的周壁形成有光学窗口(透明窗口)，并包括：喷管部，构造成自由旋涡喷管结构，并且在喷管部中设置有第二分隔板，以将来自上腔和下腔中的两股气流分别加速至自由旋涡状态，以及混合实验部，位于喷管部的下游，用于混合自由旋涡状态的两股气流以形成自由旋涡混合层。

进一步地，超声速自由旋涡混合层风洞还包括扩压段，具有沿朝向下游方向收缩的内腔结构。

进一步地，第二分隔板与第一分隔板相连接。

进一步地，第二分隔板与第一分隔板也可以相延续地形成一体中隔板结构。

进一步地，中隔板结构可拆卸地设置在稳定段和喷管实验段中(以便于更换)。

进一步地，上述超声速自由旋涡混合层风洞的过渡段的横截面从上游端向下游端呈由圆形轮廓向矩形轮廓过渡的变化形态。

进一步地，上述超声速自由旋涡混合层风洞的稳定段的横截面呈矩形，包括相平行的外周壁和内周壁以及连接所述外周壁和内周壁的两个侧壁。

进一步地，上述超声速自由旋涡混合层风洞的喷管实验段的横截面呈矩形，包括外周壁和内周壁以及连接所述外周壁和内周壁的两个侧壁，所述内周壁和外周壁型面为自由旋涡喷管型面曲线。

进一步地，喷管实验段的宽高比大于4。

进一步地，喷管实验段的实验部的四个周壁均安装有光学窗口。

进一步地，喷管实验段的喷管部和混合实验部为一体结构(不用法兰连接)，第二分隔板的下游端处于光学窗口的观察范围内。

进一步地，喷管实验段的第二分隔板的下游端设置有斜劈结构(例如可以是安装的或一体形成的长斜劈)，斜劈结构具有呈弧面的向下游内侧倾斜的过渡表面及位于下游端的尖端边缘。

进一步地，外周壁和内周壁各自内壁面的自由旋涡喷管型面曲线的自由旋涡中心不重合。

进一步地，超声速自由旋涡混合层风洞的稳定段的上腔中可以设置总压调节器，总压调节器为双层孔板，通过调整两孔板的错位程度进行流道的改变和来流总压的调节。

进一步地，稳定段的上腔和下腔中还可以分别包括位于总压调节器下游的整流装置，整流装置包括蜂窝器和沙网。

进一步地，过渡段的内腔中设置有第三分隔板，将过渡段的内腔分为上腔和下腔。过渡段的上腔和下腔中可以分别用于通入不同介质的气体。

本发明具有以下技术效果：

1.通过在风洞的过渡段、稳定段和喷管实验段分别设置分隔板，并将喷管实验段的喷管部设计成自由旋涡喷管结构，实现了风洞实验部入口两股气流的速度场均满足超声速自由旋涡分布，从而在风洞中可以获得理想的超声速自由旋涡混合层，以便于对超声速自由旋涡混合层的流场特性进行研究。

2.由于混合实验部的周壁安装有透明窗口，因而便于光学非接触测试技术实施，便于观察混合层流场结构。

3.将喷管实验段的宽高比设置为大于4，优选大于5，可以有效地消除左、右侧壁的边界层对自由旋涡流场的影响，以获得理想的流场流态。

4.将喷管实验段的喷管部和混合实验部整体设计，克服连接处台阶或凹槽对流场品质的不利影响，第二分隔板的下游端处于透明窗口的观察范围内，这样可以全面地观察和研究自由旋涡混合层的空间结构和时间演化历程。

5.通过在喷管实验段中的第二分隔板的下游端设置长斜劈，可以实现流场的均匀过渡，混合层流场品质好，二维特性好。

6.长斜劈具有呈弧面的向下游内侧倾斜的过渡表面及位于下游端的尖端边缘，有利于降低两层气体汇合时产生的激波强度。

7.稳定段的上腔中设置有总压调节器，通过总压调节装器调节总压，可以更好地帮助实现风洞实验部入口两股气流的速度场均满足超声速自由旋涡分布。

除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。

附图说明

附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1示出了本发明的超声速自由旋涡混合层风洞的第一实施例的整体结构示意图；

图2为图1中的喷管实验段的立体结构示意图；

图3示出了本发明的超声速自由旋涡混合层风洞的第二实施例的整体结构示意图。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。

本文中所称的外周壁是指风洞结构中相对于自由旋涡中心5所在位置而言位于较远侧的周壁，内周壁是指风洞结构中相对于自由旋涡中心所在位置而言位于较近侧的周壁。

参见图1，示出了根据本发明的一种超声速自由旋涡混合层风洞的整体结构，本发明的超声速自由旋涡混合层风洞主要由过渡段1、稳定段2、喷管实验段3和扩压段4首尾连接组成。过渡段1用于引入气流，并对气体进行初步的整流，为其进入稳定段2做好准备。

稳定段2连接在过渡段1的下游，在稳定段2的中间设置有第一分隔板21，将稳定段的内腔分隔为上腔201和下腔202，用于将引入的气流分成两股流动稳定的气流，上腔201中的总压调节器23可调节流过其内的气流总压，并将分割后的两股气流送入喷管实验段3中。喷管实验段3连接在稳定段2的下游，包括：喷管部31，喷管部31构造成自由旋涡喷管结构，并且在喷管部31中还设置有第二分隔板33，以将来自上腔201和下腔202中的两股气流分别加速至自由旋涡状态，可以使风洞实验部入口两股气流的速度场均满足超声速自由旋涡分布(这样，该喷管部的自由旋涡喷管结构实质是两个喷管，可以称之为双自由旋涡喷管结构)；以及混合实验部32，用于使经过喷管部21部分加速之后形成自由旋涡状态的两股气流相互掺混，以形成自由旋涡混合层，从而在风洞中可以获得理想的超声速自由旋涡混合层，以便于对超声速自由旋涡混合层的流场特性进行研究。在混合实验部32的周壁形成有光学窗口(例如光学玻璃，可以起到透光和密封的双重作用)，四壁均装有光学窗口，以便于光学非接触测试技术的实施，也便于观察混合层流场结构。

扩压段4为收缩管道，具有沿朝向下游方向收缩的内腔结构，能够起到扩压节能的作用，以提高风洞的启动性能。

第二分隔板33与第一分隔板21可以连接在一起，或者第二分隔板33与第一分隔板21是相延续地形成一体中隔板结构，优选地，中隔板结构可拆卸地设置在稳定段和喷管实验段中，当为了满足不同实验需要而对中隔板上的相关结构进行调整时，可以很方便地将已安装的中隔板拆除，并换装已经调整为所需结构的中隔板，能够有效地提高实验效率，节约时间。

本实施例中，超声速自由旋涡混合层风洞的过渡段1的横截面从上游端向下游端呈由圆形轮廓向矩形轮廓过渡的变化形态。入口处圆形轮廓可以方便地与外部送风设备的圆形出风口相连接。如果外部送风设备的出风口为矩形，则过渡段上游端只需要配置相应的矩形轮廓即可。过渡段1与稳定段2连接的下游端形成矩形轮廓，可以与稳定段2的矩形轮廓良好衔接。

在一个未示出的实施例中，过渡段1的内腔中还可以设置有第三分隔板，将所述过渡段1的内腔分为上腔和下腔。过渡段的上腔和下腔中可以分别用于通入不同介质的气体，以满足不同的实验要求。

稳定段2的横截面呈矩形，包括相平行的外周壁和内周壁以及连接外周壁和内周壁的两个侧壁，可以使从过渡段1进入的气流在其中稳定的流动。喷管实验段3的横截面呈矩形，包括外周壁和内周壁以及连接外周壁和内周壁的两个侧壁，外周壁和内周壁形成自由旋涡喷管型面曲线，可以使从稳定段2进入的气流沿着自由旋涡喷管型面曲线形成超声速自由旋涡混合层。

为了克服现有平面混合层风洞流场二维特性较差的问题，本发明的喷管实验段3的宽高比(即，宽w与高h的比值，系指喷管实验段中通道的宽高比，可以按照左右侧壁之间的距离与上下周壁之间的距离之比来计算)大于4，可以有效地消除左右连接侧壁的边界层对自由旋涡流场的影响，以获得理想的流场流态。优选地，其宽高比可以设置为大于等于5。

如图2所示，作为本实施例的一种优选方式，喷管实验段3的喷管部31和混合实验部32形成为一体结构，光学窗口(透明窗口)配置为使得第二分隔板33的下游端与光学窗口相对以处于光学窗口的观察范围内，以便于全面地观察和研究自由旋涡混合层边界的形成前后演变过程。在喷管实验段的第二分隔板33的下游端形成有长斜劈(斜劈)331，长斜劈331具有呈弧面的向下游内侧倾斜的过渡表面及位于下游端的尖端边缘。第二分隔板33包括光滑平板、带长斜劈331的平板，可以控制气流流态，使其满足风洞形成的需要。为了控制混合层来流的流态，弧面分隔板表面采用超精细技工技术控制其纹理，用于诱发边界层不稳定波，实现气体流动控制。

为了便于对流入气体的压力进行调节，在低马赫数一侧装有总压调节器23，用以调整低马赫数气流总压，从而可以使两自由旋涡喷管(即上腔和下腔各自所形成的自由旋涡喷管)出口的静压相等。在本实施例中，是在稳定段2的上腔201中设置有总压调节器23，总压调节器23为双层孔板，可以通过调整两孔板的错位程度进行流道的改变和来流总压的调节。稳定段2中还包括位于总压调节器23下游的分别安装于上腔201和下腔202的整流装置，该整流装置包括蜂窝器和沙网。总压调节器23利用气体粘性效应调节来流总压，实现混合层的压力匹配，而蜂窝器可有效的抑制来流的横向脉动，沙网可使大尺度旋涡碎裂为小尺度旋涡。喷管实验段型面整体设计整体加工，以优化喷管曲线，减小喷管边界层厚度，抑制杂波产生。

工作时，实验气体经过过渡段1的初步稳定之后，在稳定段2内由第一分隔板21隔开，上侧气流通过总压调节器23调节之后经过整流装置22流入上喷管，下侧气流直接流经整流装置22进入下喷管。两侧气体在喷管内加速形成超声速自由旋涡之后，在双喷管隔板末端相遇，形成超声速自由涡混合层，混合后的气体经扩压段4排出风洞。

另外，参见图3，其示出了本发明的第二实施例。其中，与第一实施例不同的是，所述外周壁和内周壁各自内壁面的自由旋涡喷管型面曲线的自由旋涡中心5、6不重合，即内、外喷管分别具有不同的自由旋涡中心5和6，以适应和满足不同的实验需要。

由上述描述可知，根据本发明的超声速自由旋涡混合层风洞，实现了风洞实验部入口两股气流的速度场均满足超声速自由旋涡分布，从而在风洞中可以获得理想的超声速自由旋涡混合层；可以有效地消除左右连接侧壁的边界层对自由旋涡流场的影响，以获得理想的流场流态；可以全面地观察和研究自由旋涡混合层边界的形成前后演变过程；可以实现可控制的流场流态，混合层流场品质好，二维特性好。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。