用于尾噴流干擾試驗的噴管的制作方法
【技術領域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種用于尾噴流干擾試驗的噴管，屬于實驗空氣動力學領域。
【背景技術】
[0002] 隨著軍事科學技術的高速發(fā)展，尾噴流干擾試驗技術在飛行器風洞試驗中有著廣 泛和迫切的需求。一些導彈在主動段飛行時，發(fā)動機尾噴管噴出的高溫高速燃氣射流與外 流發(fā)生強烈干擾，導彈底部會形成具有附面層分離、回流、激波干擾和自由流剪切等結構復 雜的流場，對導彈底部及尾舵氣動特性產(chǎn)生影響，進而影響導彈的氣動特性和飛行性能。
[0003] 噴流試驗多通過測力試驗測量噴流的干擾量，因此噴流測力試驗系統(tǒng)主要包括風 洞、模型、天平、模型支撐和噴流控制系統(tǒng)。由于受到風洞試驗環(huán)境和模型縮比的限制，噴流 介質(zhì)多為常溫空氣，即采用冷噴流模擬。常規(guī)噴流試驗的噴管尺寸一般較小，氣路可直接埋 入支桿內(nèi)部。根據(jù)設計要求確定噴管的尺寸，即確定出口馬赫數(shù)，然后通過調(diào)節(jié)閥控制噴流 的總壓來實現(xiàn)噴管出口落壓比（Pj/PoJ或動量比的模擬。然而，對于尾噴流試驗來說，其支 撐方式只能采用腹支撐或背支撐，由于尾噴管的尺寸一般較大，需要較大口徑的高壓供氣 管路才能形成超音速噴流。然而大口徑高壓管路使得支臂尺寸增大，在增大風洞堵塞度的 同時，也增大了背支撐的對模型氣動力的干擾。
[0004] 為此，需研制可在小口徑高壓供氣管路下能實現(xiàn)尾噴流模擬的試驗裝置。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明所解決的技術問題：本發(fā)明針對現(xiàn)有技術不足，提供一種可模擬導彈底 部流動干擾的尾噴管，即通過環(huán)形尾噴管在小口徑高壓管路下完成尾噴流馬赫數(shù)、落壓比 (Pj/P m )以及噴流出口角度的精確模擬。
[0006] 本發(fā)明的用于尾噴流干擾試驗的噴管包括尾噴管中心錐和常規(guī)尾噴管，所述常規(guī) 尾噴管與實驗模型內(nèi)部所開設的穩(wěn)壓室相連，所述穩(wěn)壓室與小口徑高壓供氣管路連通，所 述尾噴管中心錐配置于所述常規(guī)尾噴管內(nèi)，以形成環(huán)形尾噴管。
[0007] 優(yōu)選所述環(huán)形噴管出口與喉道的面積比和所述常規(guī)尾噴管的出口與喉道的面積 比相同。
[0008] 優(yōu)選所述尾噴管中心錐包括錐體部分、圓柱體部分和中心連接桿，所述錐體部分 配置于所述常規(guī)尾噴管的擴張段，所述圓柱體部分位于所述錐體部分的前部，其配置于所 述常規(guī)尾噴管的喉部，所述中心連接桿位于所述圓柱體部分的前部，其沿著所述模型的中 軸線穿過所述穩(wěn)壓室，而固定在所述模型上。
[0009] 優(yōu)選所述尾噴管中心錐的圓柱部分與所述常規(guī)尾噴管的喉部配合形成的喉部環(huán) 形截面積的大小通過所述高壓供氣管路的最小口徑而決定。
[0010] 優(yōu)選所述高壓供氣管道最小橫截面積為所述喉部環(huán)形截面積的兩倍以上。
[0011] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術相比具有如下優(yōu)點：
[0012] (1)本發(fā)明可以在現(xiàn)有小口徑高壓供氣管路下完成對大口徑尾噴管噴流馬赫數(shù)、 落壓比（Pj/P m )以及噴流出口角度的精確模擬。
[0013] (2)小口徑高壓管路可埋入支臂內(nèi)，支臂在滿足強度要求的條件下可以將支臂尺 寸盡量減小，有效降低支臂對模型氣動力的干擾，同時減小風洞堵塞度，滿足風洞試驗要 求。
[0014] (3)避免采用大口徑高壓管路帶來的安全隱患。
【附圖說明】
[0015] 圖1為尾噴流試驗整體的局部剖切示意圖。
[0016] 圖2為環(huán)形噴管結構示意圖。
【具體實施方式】
[0017] 下面就結合附圖對本發(fā)明做進一步介紹。
[0018] 如圖1和圖2所示，用于模擬導彈底部流動干擾的實驗裝置整體包括中心錐1、原 型尾噴管2、穩(wěn)壓室3、高壓供氣管路4、尾舵5、支臂6、與風洞支架相連的接頭7。
[0019] 穩(wěn)壓室3開設在導彈模型的內(nèi)部，原型尾噴管2與穩(wěn)壓室3相連，高壓供氣管路4 是可調(diào)節(jié)的小口徑管路，其與穩(wěn)壓室3連通。
[0020] 如圖2所示，通過將中心錐1配置于原型尾噴管2內(nèi)，而形成環(huán)形尾噴管。在本實 施例中，中心錐1包括錐體部分、圓柱體部分和中心連接桿，上述錐體部分配置于所述原型 尾噴管2的擴張段，上述圓柱體部分位于上述錐體部分的前部，配置于原型尾噴管2的喉 部，上述中心連接桿位于上述圓柱體部分的前部，其沿著模型的中軸線穿過穩(wěn)壓室3,而固 定在上述導彈模型上。中心錐1也可以通過肋片直接固定于原型尾噴管2的喉部。
[0021] 通過中心錐1與原型尾噴管2配合所形成的環(huán)形噴管出口與喉道的面積比與原型 尾噴管的出口與喉道的面積比相同。其喉部的環(huán)形截面積的大小取決于高壓供氣管路4的 口徑。
[0022] 通過配置中心錐1，可以在不改變出口馬赫數(shù)的情況下有效減小喉道面積，這樣就 可以在小口徑高壓供氣管路下完成對大口徑尾噴管噴流馬赫數(shù)、落壓比（P/P")以及噴流 出口角度的精確模擬。
[0023] 噴流試驗一般模擬噴流出口馬赫數(shù)Mj、落壓比Pj/P C?以及噴流出口 角度，首先，通過噴流管口的幾何相似來保證噴流出口角度與實際的噴流出口角 度一致，從而確定噴管出口尺寸。其次，根據(jù)要模擬的噴流出口％，通過關系式
【主權項】
1. 一種用于尾噴流干擾試驗的噴管，其特征在于，包括尾噴管中心錐和常規(guī)尾噴管，所 述常規(guī)尾噴管與實驗模型內(nèi)部所開設的穩(wěn)壓室相連，所述穩(wěn)壓室與小口徑高壓供氣管路連 通，所述尾噴管中心錐配置于所述常規(guī)尾噴管內(nèi)，以形成環(huán)形尾噴管。
2. 根據(jù)權利要求1所述的用于尾噴流干擾試驗的噴管，其特征在于，所述環(huán)形噴管出 口與喉道的面積比和所述常規(guī)尾噴管的出口與喉道的面積比相同。
3. 根據(jù)權利要求1所述的用于尾噴流干擾試驗的噴管，其特征在于：所述尾噴管中心 錐包括錐體部分、圓柱體部分和中心連接桿，所述錐體部分配置于所述常規(guī)尾噴管的擴張 段，所述圓柱體部分位于所述錐體部分的前部，其配置于所述常規(guī)尾噴管的喉部，所述中心 連接桿位于所述圓柱體部分的前部，其沿著所述模型的中軸線穿過所述穩(wěn)壓室，而固定在 所述模型上。
4. 根據(jù)權利要求3所述的用于尾噴流干擾試驗的噴管，其特征在于：所述尾噴管中心 錐的圓柱部分與所述常規(guī)尾噴管的喉部配合形成的喉部環(huán)形截面積的大小通過所述高壓 供氣管路的最小口徑而決定。
5. 根據(jù)權利要求4所述的用于尾噴流干擾試驗的噴管，其特征在于：所述高壓供氣管 道最小橫截面積為所述喉部環(huán)形截面積的兩倍以上。
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種用于尾噴流干擾試驗的噴管，包括尾噴管中心錐和常規(guī)尾噴管，所述常規(guī)尾噴管與實驗模型內(nèi)部所開設的穩(wěn)壓室相連，所述穩(wěn)壓室與小口徑高壓供氣管路連通，所述尾噴管中心錐配置于所述常規(guī)尾噴管內(nèi)，以形成環(huán)形尾噴管。根據(jù)本發(fā)明，使用小口徑高壓供氣管路就能滿足大口徑尾噴流試驗要求。從而避免了大口徑高壓管路使得支臂尺寸增大而帶來的風洞堵塞度增大、以及背支撐對模型氣動力的干擾增大等問題，可以利用1.2米量級風洞進行尾噴流干擾試驗，從而實現(xiàn)在小口徑高壓供氣管路下完成對大口徑尾噴管噴流馬赫數(shù)和落壓比(Pj/P∞)的精確模擬。
【IPC分類】G01M9-00
【公開號】CN104807610
【申請?zhí)枴緾N201510254910
【發(fā)明人】潘曉軍, 吳軍飛, 閆衛(wèi)鋒, 歐平, 張江
【申請人】中國航天空氣動力技術研究院
【公開日】2015年7月29日
【申請日】2015年5月19日