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冲压发动机进气道起动迟滞特性试验装置.pdf

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冲压 发动机 进气道 起动 迟滞 特性 试验装置
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摘要
申请专利号:

CN201410184195.X

申请日:

2014.05.04

公开号:

CN104132811A

公开日:

2014.11.05

当前法律状态:

授权

有效性:

有权

法?#19978;?#24773;: 授权|||实质审查的生效IPC(主分类):G01M 15/00申请日:20140504|||公开
IPC分类号: G01M15/00; G01M9/06; G01M9/04 主分类号: G01M15/00
申请人: 中国航天空气动力技术研究院
发明人: 张江; 董金刚; 蔡琛芳; 陈强; 秦永明
地址: 100074 北京市丰台区云岗西路17号院
优?#28909;ǎ?/td>
专利代理机构: 北京神州华茂知识产权有限公司 11358 代理人: 王宏星
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法律状态
申请(专利)号:

CN201410184195.X

授权公告号:

||||||

法律状态公告日:

2016.08.24|||2014.12.10|||2014.11.05

法律状态类型:

授权|||实质审查的生效|||公开

摘要

本发明公开了一种冲压发动机进气道起动迟滞特性试验装置,包括激波板、驱动器、进气道实验模型、静压测量系统和纹影观测系统,所述激波板位于试验段入口或前段,所述激波板与所述驱动器做动的一端相连,所述驱动器稳固安装在试验?#25991;?#30340;壁面上,并与控制器相连,所述进气道实验模型通过支杆安装在波后流场测试区域内。本发明可实现在试验段形成一定区域马赫数连续改变的流场,在马赫数连续改变的整个过程中,马赫数变化连续平稳,流场?#20998;?#22343;满足风洞试验流场?#20998;?#35201;求。

权利要求书

权利要求书
1.  一种冲压发动机进气道起动迟滞特性试验装置,其特征在于,包括:激波板、驱动器、进气道实验模型、静压测量系统和纹影观测系统,所述激波板位于试验段入口或前段,所述激波板与所述驱动器做动的一端相连,所述驱动器稳固安装在所述试验?#25991;?#30340;壁面上,并与控制器相连,所述进气道实验模型通过支杆安装在波后流场测试区域内。

2.  根据权利要求1所述的冲压发动机进气道起动迟滞特性试验装置,其特征在于:所述激波板以能够转动的方式与驱动器做动的一端连接,所述激波板的前端固定支撑,所述激波板的后端通过所述驱动器的伸缩作动进?#26143;?#21160;。使得所述驱动器能够驱动所述激波板绕所述前端进行旋转运动。

3.  根据权利要求1所述的冲压发动机进气道起动迟滞特性试验装置,其特征在于:所述激波板迎风的一面平整光滑。

4.  根据权利要求1所述的冲压发动机进气道起动迟滞特性试验装置,其特征在于:所述进气道实验模型的壁面设置有测压孔,并通过所述支杆安装在所述试验段中波后流场的测试区域内,所述支杆安装在风洞内改变进气道模型角度的机构上。

5.  根据权利要求1所述的冲压发动机进气道起动迟滞特性试验装置,其特征在于:所述静压测量系统包括测压耙、压力测量传感器和所述测压孔,所述测压耙安装在所述进气道实验模型的内腔,并与所述压力测量传感器连接。

6.  根据权利要求1所述的冲压发动机进气道起动迟滞特性试验装置,其特征在于:所述纹影观测系统包括纹影观测仪和观察窗。

说明书

说明书冲压发动机进气道起动迟滞特性试验装置
技术领域
本发明涉及一种冲压发动机进气道起动迟滞特性试验装置。 
背景技术
冲压发动机是超声速推进系统的重要组成部分,而进气道是发动机的主要部件,其主要功能是为飞行器捕获发动机所需的质量流量和实现最大的总压恢复,其在飞行过程中的起动特性将直接决定发动机的工作?#27573;А?nbsp;
实际工作中,冲压发动机面临工作边界狭窄的问题。发动机在进气道起动边界附近工作时,其性能最好,但此时进气道有可能出现不起动。进气道不起动引起捕获流量和总压恢复?#26412;?#19979;降,导致燃烧室无法正常工作,这将会制约整个推进系统功能的发挥和性能的提高,甚至会使整个发动机不能产生推力,易引起动载荷,造成结构破坏,同时使飞行器难以控制,因此必须确定进气道起动边界。 
对超声速飞行器而言,飞行速度必将经历从低马赫数到高马赫数的变化过程,在巡航飞行中马赫数?#19981;?#21457;生增大或减小的变化,在此过程中冲压进气道会出现“迟滞环”现象(影响高超声速进气道起动能力的因素分析,宇航学报),该现象是?#26438;?#30528;来流马赫数逐渐?#26723;?#25110;来流马赫数逐渐升高,同样构型的进气道在两个过程中的起动特性是不同的,见附图1,图中实线为马赫数由低到高过程中进气道捕获 流量系数的变化情况,直到马赫数升高到2.2进气道才实现了自起动。虚线则为马赫数由高?#38477;?#36807;程中流量系数的变化,马赫数降至1.5以前,进气道都是起动的。 
因此确定进气道起动马赫数成为设计者最为关心的问题。不起动/再起动过程中存在两个重要的马赫数:起动马赫数和再起动马赫数,见附图1中实线和虚线对应的流量系数突变的点。两个马赫数在一定程度上表征了进气道的工作?#27573;?#20197;及进气道的再起动能力。 
由于国内超声速风洞大多都是下吹式运行方式,风洞启动的时候总压存在过调现象,无法模拟飞行器实际飞行中马赫数连续平缓增减的过程,风洞启动时进气道突然进入高速气流,来流对进气道有“冲击”作用,无法获得真实的“起动/再起动”马赫数,也无法获得进气道迟滞特性曲线。而且针对进气道起动迟滞特性的研究需要在一定?#27573;?#20869;密集变化马赫数进行,而目前国内风洞无法达到上述要求,固壁喷管马赫数的最小间隔为0.25,柔壁喷管由于机构复杂也无法做到。因此如何在一定?#27573;?#20869;实现进气道迟滞特性的风洞实验研究成为一项关键技术。 
发明内容
本发明提供了一种可进行进气道起动/不起动迟滞特性研究的试验装置,利用安装在风洞中的楔形激波板改变进气道的来流速度,通过调节激波板的角度为进气道提供马赫数连续改变的流场,根据纹影以及进气道沿程静压判断进气道的起动/不起动迟滞特性。 
本发明的冲压发动机进气道起动迟滞特性试验装置包括:激波板、驱动器、进气道实验模型、静压测量系统和纹影观测系统,所述激波板位于试验段入口或前段,所述激波板与所述驱动器做动的一端相连,所述驱动器稳固安装在试验?#25991;?#30340;壁面上,并与控制器相连,所述进气道实验模型通过支杆安装在波后流场测试区域内。 
优选所述激波板以能够转动的方式与驱动器做动的一端连接,所述激波板的前端固定支撑,所述后端通过伸缩作动进?#26143;?#21160;。使得所述驱动器能够驱动所述激波板绕所述前端进行旋转运动。 
优选所述激波板迎风的一面平整光滑。 
优选当所述试验段的横截面为矩形时,所述激波板的平板宽度为所述试验段宽度,所述激波板的长度根据要产生变马赫数流场区域大小进?#26800;?#25972;?#22351;?#39118;洞为所述试验段横截面大于喷管出口的射流式风洞时,所述激波板的平板宽度大于喷管出口?#26412;?#25110;宽度,长度根据要产生变马赫数流场区域大小进?#26800;?#25972;。 
优选所述进气道实验模型的壁面设置有测压孔,并通过所述支杆安装在试验段中波后流场的测试区域内,所述支杆安装在风洞内改变进气道模型角度的机构上。 
优选所述静压测量系统包括测压耙、压力测量传感器和所述测压孔,所述测压耙安装在所述进气道实验模型的内腔,并与所述压力测量传感器连接。 
优选所述纹影观测系统包括纹影观测仪和观察窗。 
根据试验测得的进气道内流场沿程静压以及观察窗纹影显示,可以判断进气道起动/再起动马赫数。 
本发明与现有技术相比的优点如下: 
(1)本发明可实现在试验段形成一定区域马赫数连续改变的流场,而且可以对马赫数改变的速率和规律按照试验要求进行控制,在马赫数连续改变的整个过程中,马赫数变化连续平稳,流场?#20998;?#22343;满足风洞试验流场?#20998;?#35201;求。 
(2)能够较为准确的确定起动/再起动马赫数,获得进气道内流场的参数,无需进行插值,避免插值误差对进气道性能评估的影响。(3)现有风洞无需改变,只需要重新加工下壁板,将激波板安装在试验?#25991;冢?#25286;装方便,且不破坏风洞原有设备。 
(4)针对马赫数1.75,2,2.25,2.5的喷管,激波板与来流的夹角最大为7°,就可以实现马赫数的减小值为0.25,正好可以与另外一个喷管搭接,从而实现全?#27573;?#30340;马赫数变化(附图5)。 
(5)针对马赫数3,3.5,4的喷管,激波板与来流夹角最大为10°,便可实现马赫数的减小值为0.5,达到与另外一个喷管搭接的目的。 
(6)根据数?#30340;?#25311;计算和在某风洞安装后流场的校测结果,产生的变马赫数流场区域流动均匀,流场指标满足国军标对流场?#20998;?#30340;要求。(附图4) 
附图说明
图1为冲压进气道捕获流量系数与马赫数之间的关系; 
图2为超声速气流过斜激波流场示意图; 
图3为冲压发动机进气道起动迟滞特性试验装置在风洞应用二维示意图; 
图4为冲压发动机进气道起动迟滞特性试验装置在FD-06风洞应用流场计算结果;(a)Ma1=2,?#27169;?°流场;(b)Ma1=2,?#27169;?0°流场。 
图5为不同喷管实现搭接所需的激波板的最大角度。 
图中1、激波板;2、斜激波;3、测试区域;4、进气道模型;5、试验段;6、测压耙;7、支杆;9、观察窗;10、驱动器。 
具体实施方式
下面根据附图对本发明的具体实施方案进行进一步的详?#35813;?#36848;。 
如图3所示,本发明的冲压发动机进气道起动迟滞特性试验装置包括激波板1、驱动器10、进气道实验模型4、测压耙6、压力测量传感器(未图示)、纹影观测仪(未图示)和观察窗9。 
激波板1位于试验段5的入口或前段,在激波板1的一侧(背风一侧)与驱动器10连接,通过驱动器10的驱动,使得激波板1能够绕激波板前端2(迎向来流方向一边为前端)进行旋转运动。使激波板1另一侧(迎风一侧)和来流方向构成一个夹角δ。在超声速?#36879;?#36229;声速来流条件下,激波板前缘会产生一道斜激波,波后流动方向和马赫数均会发生改变,且流动方向变化量等于?#27169;?#39532;赫数按照超声速流场斜激波关系式进行改变(式1.1和1.2),流场如图2所示。 
激波板是保证本发明可以实施的关键因素,要求激波板迎风一侧的表面即迎风面必须平整光滑。激波板的外形根据要产生变马赫数流场区域的大小和试验段的特点进行设计,图3中的激波板1为楔形,但也可为其他形状。对于横截面为矩形的试验段,激波板的宽度可以设计为试验段宽度,长度要根据产生变马赫数流场区域大小进?#26800;?#25972;。对于试验段横截面大于喷管出口的射流式风洞,激波板宽度可?#28304;?#20110;喷管出口?#26412;?#25110;宽度,长度仍然根据要产生变马赫数流场区域大小进?#26800;?#25972;。 
驱动器10稳固地安装在风洞试验段5内的壁面上,其做动的一端和激波板相连,并与未图?#38236;?#25511;制系统相连。通过控制系统控制驱动器做动,而驱动激波板1进行旋转运动,使其与来流成一个预定的夹角?#27169;?#25110;者使得夹角δ按照给定规律变化,并能够使激波板1绕其前?#30340;?#19968;轴线进行旋转运动。为实现稳定可控的旋转运动,驱动器可在激波板1的前后两端分别以铰链形式连接,前端固定支撑,后端通过伸缩作动进?#26143;?#21160;(如图3);也可采用多点铰链连接,进?#22411;?#27493;作动最终实现激波板的旋转运动。驱动器的作动部件端可以应用电机驱动、液压驱动或其它能够提供足够动力和控制精度的驱动力设备。控制系统包括控制?#24067;?#21644;软件。?#24067;?#21253;括控制驱动设备的控制卡和计算机。软件包括实行人机交互的控制程序和机构运动的控制算法。控制算法是根据波前马赫数和波后马赫数的关系,建立激波板与来流的夹角δ和波后马赫数的关系式来实现的。 
激波前后马赫数关系式见公式1.1和1.2: 
Ma22=Ma12+2γ-12γγ-1Ma12·sin2β-1+2γ-1Ma12cos2βMa12·sin2β+2γ-1---(1.1)]]>
式1.1中Ma1代表波前马赫数,Ma2代表波后马赫数,γ代表气体?#28909;?#27604;,β代表激波角。 
而激波板与来流的夹角与激波角之间的关系式为: 
tanδ=Ma12sin2β-1[Ma12(γ+12-sin2β)+1]·tanβ---(1.2)]]>
式中δ代表激波板与来流之间的夹角,Ma1代表波前马赫数,Ma2代表波后马赫数,γ代表气体?#28909;?#27604;,β代表激波角。 
根据公式1.1和1.2可以建立激波板与来流夹角与波后马赫数之间的关系。从而实现控制激波板的角度来得到需要的波后马赫数的目的。 
进气道实验模型4为仿照发动机进气道所制作的模型,在进气道实验模型4的壁面设置有测压孔,通过支杆7将进气道实验模型4安装在试验段5中激波板1斜上方的测试区域3内。支杆7安装在风洞内改变进气道试验模型角度的机构上,改变进气道试验模型角度的机构轴线、支杆7轴线以及进气道试验模型轴线三者重合或者平行。试验过程中,风洞远前方来流(即Ma1)始终保持水平方向不变,进气道试验模型轴线与波后气流Ma2之间的夹角定义为进气道攻角,试验开?#38469;?#36827;气道试验模型4的轴线与来流Ma1方向平行,激波板1偏转δ后,波后气流方向改变?#27169;?#36827;气道模型与气流之间的夹角也随之改变,,通过调节改变进气道实验模型角度的机构,可以保证进气道 模型轴线与波后气流方向的夹角为实验所需要的进气道攻角。 
测压耙6安装在进气道实验模型4的内腔,并与压力测量传感器(未图示,安装于洞体外)连接,对进气道实验模型4的内腔总压进行测量。通过设置于进气道实验模型4的壁面上的测压孔对进气道内流场沿程静压进行测量,并记录进气道内腔沿程压力分布。测压孔、测压耙与压力测量传感器共同形成一个静压测压系统。 
观察窗9设置在试验段侧壁面,纹影观测?#21069;?#35013;在观察窗9外侧,透过观察窗9对流场进行观测。在进气道试验中,进气道入口会产生一道压缩激波,压缩激波存在的位置,流体的密度增加,导致流场内气流密度不均匀,纹影观测仪的原理即通过观测流场中密度的变化间接展现流场中激波的位置。通过纹影观测仪观察激波位置及形状可判断进气道是否起动。 
冲压发动机进气道起动迟滞特性试验装置的工作原理: 
在风洞试验段5建立超声速或高超声速流场后,通过驱动器10驱动激波板1进行旋转运动,使激波板与来流成一个夹角δ。激波板的前端与来流相互作用在其前缘产生一道斜激波2,激波角为β,流动方向变化量为δ(见图2),波后气流方向和波后马赫数均会发生改变,流动方向变化量δ和波后马赫数按照斜激波波前波后关系式改变(见公式1.1和1.2)。增大δ则马赫数减小,减小δ则马赫数增大。 
根据不同的来流马赫数,调整激波板的角度?#27169;?#36827;气道攻角也同?#22791;?#21464;,以满足试验要求的进气道试验模型轴线与波后气流之间的夹 角,进行不同马赫数对进气道起动/再起动特性影响的试验。 
进行进气道起动/再起动迟滞特性研究的模型,置放在斜波后流场的区域内。在保证进气道轴线与波后气流方向夹角满足试验要求的前提下,待风洞内流场达到稳定状态时,通过纹影观测仪观察进气道试验外流场,并通过静压测量系统测量进气道内流场沿程静压,根据流场状态和测得的内流场参数进行进气道起动/再起动性能分析 
综上所述利用本发明可以实现在同一个喷管内连续改变马赫数,直到确定进气道起动/再起动马赫数 
下面按照矩形截面的试验段给出一个应用?#36947;?nbsp;
根据风洞安装示意图(附图4),利用CFD计算模拟激波板对试验段流场的影响,见图4(a)和图4(b)。 
图4(a)表示激波板与来流夹角为5°的模型,来流Ma1=2。计算结果表明此状态得到的波后马赫数为1.81。符合试验要求的流场区域见图4(a)中等马赫数线Ma=1.81的两条线包裹的区域。根据计算公式可以得出激波角β=34°,由此可以计算出激波与上壁面相交的位置,进而确定风洞中可用的试验马赫数区域, 
图4(b)中的模型为激波板与来流的夹角为10°的模型,来流Ma1=2。波后马赫数Ma2为1.67。见图中等马赫数线Ma=1.67的两条线包裹的区域。根据公式计算出激波角,同样可以计算出可用区域的?#27573;В?nbsp;
在现有喷管中,与马赫数为2的喷管搭接的喷管Ma=1.75。根据本发明的计算结果,Ma=2的喷管中,激波板的夹角为10°时, Ma2=1.67,因此要实现与Ma=1.75的喷管搭接,夹角小于10°便可实现。 
将本发明安装在不同马赫数喷管进行计算,得出喷管与下一个喷管实现搭接时,激波板与来流的夹角见图5。图中x轴代表喷管马赫数,y轴代表喷管之间实现搭接所要求的激波板的最大角。结果表明,对于马赫数间隔0.25的喷管(图中ΔMa=0.25的曲线),激波板与来流的最大角为7°即可实现搭接。对于马赫数间隔为0.5的喷管(图中ΔMa=0.5的曲线),激波板与来流的最大角为10°即可实现搭接。 
本说明书(包括任何附加权利要求、摘要?#36879;?#22270;)中公开的?#25105;?#29305;征,除非特别叙述,均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即,除非特别叙述,每个特征只是一系?#26800;?#25928;或类似特征中的一个例子而?#36873;?nbsp;
本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合,以及披露的?#25105;?#26032;的方法或过程的步骤或任何新的组合。 
本发明说明书中未作详?#35813;?#36848;的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。 

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