一种低雷诺数平面叶栅高空流动模拟装置

摘要

本发明公开了一种低雷诺数平面叶栅高空流动模拟装置。该装置沿气流方向依次包括进气闸阀组、进气快速阀组、进气调压阀组、直管段、扩张段、稳定段、收缩段、试验体、排气节流器、三级引射体和小孔排气段，试验体内安装涡轮叶栅试验模型或压气机叶栅试验模型，试验体连接真空抽吸组件和次流组件。进气调压阀组控制稳定段总压，抽吸组件控制叶栅试验件栅前静压和附面层；三级引射体和排气节流器控制超声速试验体或者亚声速试验体驻室背压实现雷诺数调节，尤其是高空低雷诺数调节。该装置能实现亚跨超声速和宽雷诺数范围流动模拟，适合开展航空发动机叶轮机平面叶栅气动性能试验研究和技术验证。

说明书

技术领域

本发明属于航空发动机基础研究试验设备领域，具体涉及一种低雷诺数平面叶栅高空流动模拟装置。

背景技术

航空叶轮机(包括风扇/压气机和涡轮)和燃气轮机是维持热力循环并产生推力的关键部件，其转/静叶片的气动外形决定了航空叶轮机和燃气轮机的气动性能。为设计出高性能的航空喷气发动机和燃气轮机，需要在叶栅(二维叶型)层面研究叶轮机的设计方法和流动特性。为了能在地面进行真实飞行条件下的叶栅通道流动气动特性试验研究，必须建造能够模拟实际飞行时的叶栅流动马赫数和雷诺数等参数的地面设备，以保证能够在接近实际工作状态的条件下进行试验。尤其是研制适应高空环境和超声速流动的叶型及叶栅，必须模拟其在高空低雷诺数和高速飞行状态下的流动条件，进行大量的气动性能试验研究和技术验证，以分析研究叶栅通道内的流动机理、特点和规律，验证新的设计方案。对于带气膜冷却及内部气冷的涡轮叶栅流动研究，还需要试验设备主流与次流之间具备足够的温度差或者温度比调节能力以及不同介质的引入能力，用以模拟两股同种或者不同种介质气流及涡轮叶片间的传热传质过程。

目前，国内外开展航空发动机叶轮机(包括风扇/压气机和涡轮)和燃气轮机叶型叶栅试验通常采用的流动模拟装置具有以下缺点：一是在模拟超声速流动时普遍采用多套单点马赫数固态喷管，改变流动状态时需要频繁更换喷管，操作极不方便，效率低下；二是试验段没有驻室结构，也无背压调节阀，对雷诺数模拟普遍采用真空抽吸方式，抽吸设备复杂，效率较低，密封保证困难，雷诺数模拟手段单一，模拟范围窄，高空模拟能力不足；三是次流系统功能单一，只具备一种介质气流的传热传质试验能力；四是流动模拟装置普遍采用开口射流结构，排气收集器简单，排气收集效果差，噪声污染大。

当前，迫切需要发展一种封闭式，具备亚跨超声速马赫数和雷诺数、特别是低雷诺数高空流动独立模拟能力，具有不同介质主/次气流温度比调节能力，操作方便高效的平面叶栅高空流动模拟装置，满足先进航空发动机叶轮机和燃气轮机叶型叶栅气动性能试验基础研究和技术验证的需要。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种低雷诺数平面叶栅高空流动模拟装置。

本发明的低雷诺数平面叶栅高空流动模拟装置，其特点是，所述的模拟装置沿气流方向依次包括进气闸阀组、进气快速阀组、进气调压阀组、直管段、扩张段、稳定段、收缩段、试验体、排气节流器、三级引射体和小孔排气段，试验体内安装涡轮叶栅试验模型或压气机叶栅试验模型，试验体连接真空抽吸组件和次流组件；

所述的进气闸阀组、进气快速阀组、进气调压阀组、直管段、扩张段之间通过法兰管路和膨胀节连接，并采用金属缠绕式密封垫密封；扩张段、稳定段和收缩段之间通过法兰连接，并采用金属缠绕式密封垫密封；

所述的收缩段、试验体和排气节流器之间通过端面销钉定位，并采用充气围带密封；

所述的排气节流器、三级引射体和小孔排气段之间也通过法兰连接，并采用金属缠绕式密封垫密封；

所述的扩张段为锥形体，用于降低稳定段流速，稳定稳定段流场；

所述的收缩段为圆变方形体，将圆形进气截面改为方形进气截面，提高试验段流速和流场品质；

所述的排气节流器具有排气功能，收集试验体的试验模型出口气流，并将试验模型出口气流导入三级引射体，防止试验模型出口气流反射干扰试验体内的试验段流场；排气节流器还具有节流功能，用于辅助调节试验体内的试验段试验背压，实现改变试验雷诺数的目的；

所述的三级引射体采用中压气源引射方式，用于调节试验体内的试验段试验背压，实现改变试验雷诺数的目的；

所述的小孔排气段用于排出试验体前端气体，并减小排气流速，降低排气噪声；

所述的真空抽吸组件用于调节试验体内的试验段边界层厚度，辅助调节试验模型的栅前马赫数；

所述的次流组件用于向涡轮叶栅模型的气膜叶片吹与主气流相同或不同介质的次气流，满足涡轮叶栅模型次流掺混和冷却需求，实现涡轮叶栅模型不同介质主气流、次气流的温度比调节。

进一步地，所述的真空抽吸组件、次流组件与超声速试验体之间采用橡胶软管或者金属软管连接。

进一步地，所述的进气闸阀组包括主闸阀和旁路闸阀Ⅰ；主闸阀通过法兰安装在模拟装置沿气流方向的进气管路的最前端；主闸阀管路上并联有旁路闸阀Ⅰ，旁路闸阀Ⅰ通过法兰管路从主闸阀管路上引气和排气。

进一步地，所述的进气快速阀组包括快速阀和旁路闸阀Ⅱ；快速阀通过法兰安装在模拟装置沿气流方向进气闸阀组后的进气管路上；快速阀管路上并联有旁路闸阀Ⅱ，旁路闸阀Ⅱ通过法兰管路从快速阀管路上引气和排气。

进一步地，所述的进气调压阀组包括主调压阀、辅调压阀和气流混合器；

主调压阀和气流混合器之间通过法兰连接，并采用金属缠绕式密封垫密封，组成连接体，连接体的前后端通过法兰安装在模拟装置沿气流方向进气快速阀组后的进气管路上；主调压阀管路上并联有辅调压阀，辅调压阀通过法兰管路从主调压阀前端管路引气，辅调压阀的排气接入气流混合器。

进一步地，所述的稳定段包括沿气流方向顺序连接的整流段和静流段。

进一步地，所述的试验体为超声速试验体；

超声速试验体包括安装在安装平台Ⅰ上，沿气流方向顺序连接的变马赫数喷管和超声速试验舱；

所述的变马赫数喷管为二维方形喷管，具有马赫数1.0～马赫数2.0的亚跨超声速喷管型面调节功能，用于超声速试验体试验段来流马赫数调节；

所述的超声速试验舱为方形体，超声速试验舱的中心为试验段，试验段内具有用于安装涡轮叶栅试验模型或压气机叶栅试验模型的支撑机构，试验段外包裹有试验段驻室。

进一步地，所述的试验体为亚声速试验体，亚声速试验体包括安装在安装平台Ⅱ上，沿气流方向顺序连接的声速喷管和亚声速试验舱；

所述的声速喷管为方形，沿气流方向依次包括喷管收缩段和喷管段，用于实现亚声速试验舱内的亚声速来流；

所述的亚声速试验舱为方形体，亚声速试验舱的中心为试验段，试验段内具有用于安装涡轮叶栅试验模型或压气机叶栅试验模型的支撑机构，试验段外包裹有试验段驻室。

本发明的低雷诺数平面叶栅高空流动模拟装置，能够方便快速地实现平面叶栅亚跨超声速和宽雷诺数范围流动模拟，尤其是超声速和高空低雷诺数流动模拟。本发明的低雷诺数平面叶栅高空流动模拟装置功能全面、操作便捷，试验段流场品质好，试验准备简单，试验精准度高，能够节省试验准备时间，提高试验效率。

附图说明

图1为本发明的低雷诺数平面叶栅高空流动模拟装置二维平面图；

图2为本发明的低雷诺数平面叶栅高空流动模拟装置中的进气闸阀组二维平面图；

图3为本发明的低雷诺数平面叶栅高空流动模拟装置中的进气快速阀组二维平面图；

图4为本发明的低雷诺数平面叶栅高空流动模拟装置中的进气调压阀组二维平面图；

图5为本发明的低雷诺数平面叶栅高空流动模拟装置中的稳定段三维立体图；

图6为本发明的低雷诺数平面叶栅高空流动模拟装置中的超声速试验体二维平面图；

图7为本发明的低雷诺数平面叶栅高空流动模拟装置中的亚声速试验体二维平面图。

图中，1.进气闸阀组 2.进气快速阀组 3.进气调压阀组 4.直管段 5.扩张段 6.稳定段 7.收缩段 8.超声速试验体 9.亚声速试验体 10.排气节流器 11.三级引射体 12.小孔排气段 13.真空抽吸组件 14.次流组件；

101.主闸阀 102.旁路闸阀Ⅰ；

201.快速阀 202.旁路闸阀Ⅱ；

301.主调压阀 302.辅调压阀 303.气流混合器；

601.整流段 602.静流段；

801.安装平台Ⅰ 802.变马赫数喷管 803.超声速试验舱；

901.安装平台Ⅱ 902.声速喷管 903.亚声速试验舱。

具体实施方案

下面结合附图和实施例详细说明本发明。

如图1所示，本发明的低雷诺数平面叶栅高空流动模拟装置沿气流方向依次包括进气闸阀组1、进气快速阀组2、进气调压阀组3、直管段4、扩张段5、稳定段6、收缩段7、试验体、排气节流器10、三级引射体11和小孔排气段12，试验体内安装涡轮叶栅试验模型或压气机叶栅试验模型，试验体连接真空抽吸组件13和次流组件14；

所述的进气闸阀组1、进气快速阀组2、进气调压阀组3、直管段4、扩张段5之间通过法兰管路和膨胀节连接，并采用金属缠绕式密封垫密封；扩张段5、稳定段6和收缩段7之间通过法兰连接，并采用金属缠绕式密封垫密封；

所述的收缩段7、试验体和排气节流器10之间通过端面销钉定位，并采用充气围带密封；

所述的排气节流器10、三级引射体11和小孔排气段12之间也通过法兰连接，并采用金属缠绕式密封垫密封；

所述的扩张段5为锥形体，用于降低稳定段6流速，稳定稳定段6流场；

所述的收缩段7为圆变方形体，将圆形进气截面改为方形进气截面，提高试验段流速和流场品质；

所述的排气节流器10具有排气功能，收集试验体的试验模型出口气流，并将试验模型出口气流导入三级引射体11，防止试验模型出口气流反射干扰试验体内的试验段流场；排气节流器10还具有节流功能，用于辅助调节试验体内的试验段试验背压，实现改变试验雷诺数的目的；

所述的三级引射体11采用中压气源引射方式，用于调节试验体内的试验段试验背压，实现改变试验雷诺数的目的；

所述的小孔排气段12用于排出试验体前端气体，并减小排气流速，降低排气噪声；

所述的真空抽吸组件13用于调节试验体内的试验段边界层厚度，辅助调节试验模型的栅前马赫数；

所述的次流组件14用于向涡轮叶栅模型的气膜叶片吹与主气流相同或不同介质的次气流，满足涡轮叶栅模型次流掺混和冷却需求，实现涡轮叶栅模型不同介质主气流、次气流的温度比调节。

进一步地，所述的真空抽吸组件13、次流组件14与超声速试验体8之间采用橡胶软管或者金属软管连接。

进一步地，如图2所示，所述的进气闸阀组1包括主闸阀101和旁路闸阀Ⅰ102；主闸阀101通过法兰安装在模拟装置沿气流方向的进气管路的最前端；主闸阀101管路上并联有旁路闸阀Ⅰ102，旁路闸阀Ⅰ102通过法兰管路从主闸阀101管路上引气和排气。

进一步地，如图3所示，所述的进气快速阀组2包括快速阀201和旁路闸阀Ⅱ202；快速阀201通过法兰安装在模拟装置沿气流方向进气闸阀组1后的进气管路上；快速阀201管路上并联有旁路闸阀Ⅱ202，旁路闸阀Ⅱ202通过法兰管路从快速阀201管路上引气和排气。

进一步地，如图4所示，所述的进气调压阀组3包括主调压阀301、辅调压阀302和气流混合器303；

主调压阀301和气流混合器303之间通过法兰连接，并采用金属缠绕式密封垫密封，组成连接体，连接体的前后端通过法兰安装在模拟装置沿气流方向进气快速阀组2后的进气管路上；主调压阀301管路上并联有辅调压阀302，辅调压阀302通过法兰管路从主调压阀301前端管路引气，辅调压阀302的排气接入气流混合器303。

进一步地，如图5所示，所述的稳定段6包括沿气流方向顺序连接的整流段601和静流段602。

进一步地，如图6所示，所述的试验体为超声速试验体8；

超声速试验体8包括安装在安装平台Ⅰ801上，沿气流方向顺序连接的变马赫数喷管802和超声速试验舱803；

所述的变马赫数喷管802为二维方形喷管，具有马赫数1.0～马赫数2.0的亚跨超声速喷管型面调节功能，用于超声速试验体试验段来流马赫数调节；

所述的超声速试验舱803为方形体，超声速试验舱803的中心为试验段，试验段内具有用于安装涡轮叶栅试验模型或压气机叶栅试验模型的支撑机构，试验段外包裹有试验段驻室。

进一步地，如图7所示，所述的试验体为亚声速试验体9，亚声速试验体9包括安装在安装平台Ⅱ901上，沿气流方向顺序连接的声速喷管902和亚声速试验舱903；

所述的声速喷管902为方形，沿气流方向依次包括喷管收缩段和喷管段，用于实现亚声速试验舱903内的亚声速来流；

所述的亚声速试验舱903为方形体，亚声速试验舱903的中心为试验段，试验段内具有用于安装涡轮叶栅试验模型或压气机叶栅试验模型的支撑机构，试验段外包裹有试验段驻室。

实施例1

本实施例的低雷诺数平面叶栅高空流动模拟装置的试验体的试验段尺寸为宽190mm×高445mm，马赫数范围为0.3～1.8，雷诺数范围0.4×10

流场校测表明，亚声速试验体9内的试验段的流场核心区在马赫数0.8时的偏差优于0.003，达到了《低速风洞和高速风洞流场品质要求》GJB 1179A-2012的先进指标。

尽管本发明的实施方案已公开如上，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为本发明专利范围的限制。对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。