本發明專利技術公開了一種可模擬飛行器外流的引射噴管實驗裝置，包括圓轉圓法蘭段、主噴管段、次流噴管段和外流噴管段。氣流在外流噴管段內沿徑向非對稱膨脹，形成均勻的超聲速氣流，從而達到模擬飛行器后體外流的目的。該外流模擬實驗裝置氣動原理簡單，結構易于實現，無需對自由射流風洞改造，僅通過常規噴管實驗臺即可實現后體超聲速外流的模擬，大大節省實驗成本和工作量。同時利用該裝置產生的超聲速氣流流動參數均勻，不存在復雜的膨脹波和激波。因此本發明專利技術在保證經濟性的前提下，又能準確模擬飛行器外流環境，為開展飛行器高空飛行工況的飛行器后體/引射噴管內外流耦合機理研究提供了一種切實可行的實驗方案。
【技術實現步驟摘要】
一種模擬飛行器外流的引射噴管實驗裝置
本專利技術涉及飛行器氣動實驗領域，尤其是應用于模擬飛行器工作時機體外流的引射噴管實驗裝置。
技術介紹
近年來，隨著航空航天領域的迅速發展，TBCC組合循環發動機成為實現“快速、機動、廉價、可靠”地進入空間、全球遠程到達等目標的主要動力方案之一。TBCC尾噴管在很大的落壓比范圍內工作，且通過的質量流量變化幅度也較大，其擴張比從起飛狀態下的2變化至超聲速巡航狀態時的15-20，需要采用變幾何的方法來調節喉道和擴張角度，而這增加了噴管構型的復雜程度和附加阻力。因此需要通過氣動方法設計包含多流路流體的噴管，在構型上容易實現且又不帶來附加阻力。應用于超聲速飛行器的引射噴管將來自進氣道邊界層的溢流或來自冷卻流路、外涵道的氣體(次流)引射，與流出主噴管的氣體(主流)進行剪切及動能的摻混，從而提高次流流體的動能，主次流流體共同流出引射噴管以提高推力。由于引射噴管在實際工作過程中不可避免地將受到飛行器外流的影響，特別是在低速與跨聲速飛行狀態下，引射噴管第三流路輔助進氣門打開，此時外界氣流直接被吸入到引射噴管內，外流特性將直接影響到引射噴管的工作性能。目前開展的噴管地面實驗中通常在噴管入口處設置一高壓氣源以模擬上游邊界條件，噴管出口則連接低壓氣源或大氣以模擬下游條件。這種方法能夠在難度較小、經濟性較好的前提下模擬出噴管的工作狀態，但無法準確模擬外流情況，尤其是外流和主流之間相互耦合并進一步對主流流場產生影響。為了模擬引射噴管外部高速氣流，已有的辦法主要是開展高速風洞實驗，通過風洞噴管來模擬高速氣流(BresnabanD.L,PerformanceofanAerodynamicallypositionedAuxiliaryInletEjectorNozzleatMachnumbersfrom0to2.0,NASATM-X-2023)，但這種方案非常復雜，不僅需要專門設計支撐系統，通過支撐給引射噴管主次流供氣，還需專門設計整流罩以消除引射噴管上游型面對流場產生的影響，且這種方案成本較高。為此，需要一種新的技術方案以解決上述技術問題。
技術實現思路
本專利技術提供了一種模擬飛行器外流的引射噴管實驗裝置，能夠在不開展高速風洞實驗的前提下模擬飛行器外流場的超聲速氣流，研究內外流之間的耦合相干機制。為達到上述目的，本專利技術一種模擬外流的引射噴管實驗裝置可采用如下技術方案：一種模擬飛行器外流的引射噴管實驗裝置，包括圓轉圓法蘭段、與圓轉圓法蘭段后端同軸連接的主噴管段、圍繞主噴管段的次流噴管段、外流噴管段；次流噴管段包括圍繞主噴管段并向后延伸的次流噴管通道、位于主噴管段與圓轉圓法蘭段連接所在平面內外側的次流噴管進口、連通次流噴管進口與次流噴管通道的連接通道；次流噴管段圍繞主噴管段所在部分的次流噴管通道的剖面為圓環形；所述外流噴管段包括圍繞次流噴管段的中心體、圍繞中心體的外罩，所述中心體與外罩之間共同圍成外流噴管通道，所述中心體面對外罩的內表面自前向后逐漸向次流噴管段一側靠近而形成擴張型面；所述外罩面對中心體的內表面自前向后逐漸向外擴張，且外罩的內表面向后延伸的長度超過中心體的內表面向后延伸的長度；所述外流噴管段還包括外流進氣口。相對于現有技術，本專利技術具有以下有益效果：本專利技術提供的可模擬外流實驗裝置氣動原理簡單，結構易于實現，較大程度上利用原有實驗組件，極大降低了實驗成本。同時巧妙地利用外罩的內表面向后延伸的長度超過中心體的內表面向后延伸的長度的非對稱設計，使氣流在外流通道中沿徑向非對稱膨脹，產生的超聲速氣流不存在復雜的膨脹波和激波，且流動參數均勻，能夠在保證經濟性的前提下準確的模擬出飛行器的外流，為深入開展高空狀態下飛行器的外流影響及內外流耦合機理研究提供了一種切實可行的實驗方案。進一步的，次流噴管段分為次流分布式進氣段、次流噴管、連接次流分布式進氣段與次流噴管的次流穩壓段，次流分布式進氣段上設置所述次流噴管進口；次流分布式進氣段與次流穩壓段之間形成連接通道，且該連接通道垂直主噴管段的外表面向外延伸。進一步的，外流噴管段分為外流分布式進氣段、外流噴管、連接外流分布式進氣段與外流噴管的外流穩壓段；所述中心體及外罩屬于外流噴管；外流分布式進氣段上設有外流進氣口。進一步的，所述的外流穩壓段通過螺紋與次流噴管相連，外流穩壓段與外流噴管的內型面形成外流流道，外流分布式進氣段周向設置在外流穩壓段上，外界氣流從外流進氣口進入外流穩壓段后流入外流噴管。進一步的，外流穩壓段高度為外流道喉道高度的10倍以上，外流分布式進氣段面積為外流喉道面積的1.2倍。進一步的，所述的外流噴管(8)為非對稱漸擴管道，中心體長度較其外罩長度要短且與次流噴管(5)相同，中心體和外罩出口的壁面切線方向均為軸向。附圖說明圖1是本專利技術一種可以模擬飛行器外流的引射噴管實驗裝置示意圖。圖2是實驗裝置的半模立體圖。圖3是數值仿真得到的子午面馬赫數云圖。具體實施方式請參閱圖1和圖2所示，本專利技術公開了一種模擬飛行器外流的引射噴管實驗裝置，包括圓轉圓法蘭段1、主噴管段2、次流噴管段9和外流噴管段10，其中次流噴管段9分為次流分布式進氣段3、次流穩壓段4和次流噴管5，外流噴管段10分為外流分布式進氣段7、外流穩壓段6外流噴管8。其中主噴管段2和次流噴管段9分別用于模擬飛行器主流11與次流12引射流路。次流噴管段9包括圍繞主噴管段2并向后延伸的次流噴管通道、位于主噴管段2與圓轉圓法蘭段1連接所在平面內外側的次流噴管進口、連通次流噴管進口與次流噴管通道的連接通道；次流噴管段9圍繞主噴管段所在部分的次流噴管通道的剖面為圓環形。所述外流噴管段包括圍繞次流噴管段9的中心體14、圍繞中心體的外罩15。所述中心體14與外罩15之間共同圍成外流噴管通道16。所述中心體14面對外罩15的內表面自前向后逐漸向次流噴管段9一側靠近而形成擴張型面。所述外罩15面對中心體14的內表面自前向后逐漸向外擴張，且外罩15的內表面向后延伸的長度超過中心體14的內表面向后延伸的長度，即使進入外流噴管通道的氣流在外流通道中沿徑向非對稱膨脹；所述外流噴管段還包括外流進氣口。所述的外流穩壓段6通過螺紋與次流噴管5相連，其與外流噴管8的內型面形成外流13流道，外流分布式進氣段7周向設置在外流穩壓段6上，外界氣流13自上游實驗臺的高壓氣源中流出，經過外流穩壓段6后流入外流噴管8。為了保證氣流均勻，外流穩壓段6高度為外流道喉道高度的10倍以上，同時為了避免在分布式進氣段7產生堵塞，外流分布式進氣段7面積需達到外流喉道面積的1.2倍。所述的外流噴管8為環形漸擴管道，其中心體長度較其外罩長度要短且與次流噴管5相同，中心體和外罩出口的壁面切線方向均為軸向，以避免與出口氣流方向不一致誘導額外的波系結構。氣流在外流噴管中沿徑向非對稱連續膨脹，在出口處形成均勻氣流。出口氣流速度均為軸向，各氣動參數沿徑向均勻分布，能夠準確模擬飛行器工作時機身外的流動情況。針對本本文檔來自技高網...
【技術保護點】
1.一種模擬飛行器外流的引射噴管實驗裝置，其特征在于：包括圓轉圓法蘭段(1)、與圓轉圓法蘭段后端同軸連接的主噴管段(2)、圍繞主噴管段的次流噴管段(9)、外流噴管段(10)；/n次流噴管段(9)包括圍繞主噴管段(2)并向后延伸的次流噴管通道、位于主噴管段與圓轉圓法蘭段連接所在平面內外側的次流噴管進口、連通次流噴管進口與次流噴管通道的連接通道；次流噴管段圍繞主噴管段所在部分的次流噴管通道的剖面為圓環形；/n所述外流噴管段包括圍繞次流噴管段(9)的中心體(14)、圍繞中心體的外罩(15)，所述中心體與外罩之間共同圍成外流噴管通道，所述中心體面對外罩的內表面自前向后逐漸向次流噴管段一側靠近而形成擴張型面；所述外罩面對中心體的內表面自前向后逐漸向外擴張，且外罩的內表面向后延伸的長度超過中心體的內表面向后延伸的長度；所述外流噴管段還包括外流進氣口。/n
【技術特征摘要】
1.一種模擬飛行器外流的引射噴管實驗裝置，其特征在于：包括圓轉圓法蘭段(1)、與圓轉圓法蘭段后端同軸連接的主噴管段(2)、圍繞主噴管段的次流噴管段(9)、外流噴管段(10)；
次流噴管段(9)包括圍繞主噴管段(2)并向后延伸的次流噴管通道、位于主噴管段與圓轉圓法蘭段連接所在平面內外側的次流噴管進口、連通次流噴管進口與次流噴管通道的連接通道；次流噴管段圍繞主噴管段所在部分的次流噴管通道的剖面為圓環形；
所述外流噴管段包括圍繞次流噴管段(9)的中心體(14)、圍繞中心體的外罩(15)，所述中心體與外罩之間共同圍成外流噴管通道，所述中心體面對外罩的內表面自前向后逐漸向次流噴管段一側靠近而形成擴張型面；所述外罩面對中心體的內表面自前向后逐漸向外擴張，且外罩的內表面向后延伸的長度超過中心體的內表面向后延伸的長度；所述外流噴管段還包括外流進氣口。
2.根據權利要求1所述的引射噴管實驗裝置，其特征在于：次流噴管段(9)分為次流分布式進氣段(3)、次流噴管(5)、連接次流分布式進氣段(3)與次流噴管(5)的次流穩壓段(4)，次流分布式進氣段(3)上設置所述次流噴管進口；次流分布式進氣段(3)與次流穩壓段(4)之間形成連...
【專利技術屬性】
技術研發人員：黃河峽，魯世杰，陳皓宇，唐學斌，譚慧俊，趙磊，陳忠良，
申請(專利權)人：南京航空航天大學，北京動力機械研究所，
類型：發明
國別省市：江蘇;32
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