用于组合动力进气道模态转换试验的堵锥及试验装置制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种用于组合动力进气道模态转换试验的堵锥，属于组合动力进气道气动设计领域。堵锥的顶端到其与底端间直线上的任一点距离与顶端到底端之间直线距离之比等于所述任一点的堵锥截面面积与堵锥底端面积之比；堵锥底端面积等于拟堵塞通道出风口截面面积。在模态转换过程中可以保证通道的总堵塞比不变或者按照某一线性规律变化，从而保证模态转换过程进气道出口马赫数保持不变或者按照某一线性规律变化。本发明专利技术还公开了一种采用上述堵锥的试验装置，将涡轮通道出口和冲压通道出口前后错开，可以避免涡轮通道堵锥和冲压通道堵锥在移动过程中出现内外通道气流的干扰。

【技术实现步骤摘要】
用于组合动力进气道模态转换试验的堵锥及试验装置
本专利技术涉及一种用于组合动力进气道模态转换试验的堵锥及试验装置，属于组合动力进气道气动设计领域。
技术介绍
吸气式高超声速推进系统是发展高超声速飞行器的关键技术，在强调空天一体化的应用背景下，该领域引起了世界各国的广泛关注。高超声速飞行器的飞行速度范围包括了亚声速、超声速以及高超声速。吸气式高超声速推进系统需要在宽的马赫数范围内为飞行器提供动力，这将是一个巨大的挑战。吸气式推进系统主要有涡轮发动机、冲压和超燃冲压发动机这两种类型。其中涡轮发动机适合在较低的马赫数下工作，冲压和超燃冲压发动机适合在较高的马赫数下工作。因此采用组合发动机的方法，将涡轮和冲压和超燃冲压发动机进行组合，可以满足高超声速飞行器对吸气式推进系统的要求。通过国内外相关专家的研究表明，组合动力发动机是吸气式高超声速飞行器的理性动力装置。目前，组合发动机根据涡轮和冲压和超燃冲压发动机的布局方式可分为串联式和并联式。其中，串联式组合发动机采用前后的布局方式。模态转换即涡轮模态与冲压模态的相互转换是组合动力发动机的关键技术之一。模态转换过程进气道需要保证进入涡轮和冲压发动机的流量平衡以及气流品质满足要求，才能使整个组合动力系统发挥它的优势。在进行进气道模态转换试验时，需要通过堵锥系统来模拟涡轮/冲压发动机工作状态的改变。目前普遍采用的进气道堵锥是基于等锥角设计方法，采用该方法设计的堵锥堵塞面积与移动距离呈二次曲线关系，采用该堵锥无法满足进气道模态转换过程对涡轮/冲压通道反压的要求，影响了模态转换的稳定性和试验数据的准确性。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题在于克服现有技术缺陷，提供一种在模态转换试验过程能使保证模态转换过程涡轮和冲压通道的总堵塞比不变或者按照某一线性规律变化的堵锥及组合动力进气道试验装置。为了解决上述技术问题，本专利技术提供的用于组合动力进气道模态转换试验的堵锥，所述堵锥的顶端到其与底端间直线上的任一点距离与顶端到底端之间直线距离之比等于所述任一点的堵锥截面面积与堵锥底端面积之比；所述堵锥底端面积等于拟堵塞通道出风口截面面积。本专利技术还提供了采用上述堵锥的组合动力进气道模态转换试验装置，包括涡轮通道、冲压通道和堵锥；所述涡轮通道和冲压通道同轴设置，涡轮通道位于冲压通道内；所述涡轮通道出口截面位于冲压通道出口截面的后方；所述堵锥包括涡轮通道堵锥和冲压通道堵锥，所述冲压通道堵锥用于对冲压通道出气口进行堵塞，所述涡轮通道堵锥用于对涡轮通道出气口进行堵塞。作为优选，所述涡轮通道堵锥为弹头形结构；所述冲压通道堵锥为内设圆形通道的半锥形结构，所述的圆形通道直径等于涡轮通道堵锥所堵塞的涡轮通道的外径，所述冲压通道堵锥套在涡轮通道上。本专利技术的原理：在串联式组合动力进气道模态转换过程发动机对进气道的要求为进气道出口马赫数保持恒定或者按照某一线性规律变化，因此要保证模态转换稳定进行，涡轮和冲压通道的总堵塞比需保持恒定或者按照某一线性规律变化。由于模态转换过程中涡轮和冲压通道的堵塞比是不断变化的，要保证总堵塞比不变或者按照某一线性规律变化就要满足涡轮通道堵锥和冲压通道堵锥在移动过程中两个通道堵塞比呈线性变化或者按照某一线性规律变化。本专利技术的有益效果在于：(1)、在模态转换过程中可以保证通道的总堵塞比不变或者按照某一线性规律变化，从而保证模态转换过程进气道出口马赫数保持不变或者按照某一线性规律变化，提高模态转换过程的稳定性，从而保证实验数据的准确性；(2)、试验装置中涡轮通道出口和冲压通道出口前后错开，涡轮通道出口位于冲压通道出口的后方，可以避免涡轮通道堵锥和冲压通道堵锥在移动过程中出现内外通道气流的干扰，导致两个通道实际的反压与设想的产生差别，从而进一步提升模态转换过程的稳定性；(3)、将冲压通道堵设计成半锥形，其锥横截面设计成直角三角形可让气流经过冲压通道堵锥后尽量向外排出，避免与涡轮通道出口气流形成气动干涉，改善模态转换过程的稳定性。附图说明图1是涡轮通道堵锥结构图；图2是冲压通道堵锥结构图；图3是涡轮通道堵锥对称面；图4是冲压通道堵锥对称面；图5是串联式组合动力进气道整体结构图；图6是串联式组合动力进气道剖视图；图7是涡轮、冲压通道堵锥的局部视图；图8是涡轮、冲压通道堵锥半剖图；图9是模态转换过程涡轮、冲压通道堵锥运动方向图；图10是模态转换过程涡轮、冲压通道相对位置曲线；图11是模态转换过程进气道出口、涡轮/冲压通道入口的流量系数图；图12是模态转换过程进气道出口、涡轮/冲压通道入口的马赫数图；图中：1-串联式组合动力进气道，2-进气道出口，3-冲压通道，4-涡轮通道，5-冲压通道堵锥，6-涡轮通道堵锥，7-冲压通道进口截面，8-涡轮通道进口截面。具体实施方式下面结合附图对本专利技术作进一步详细说明。本专利技术中用于组合动力进气道模态转换试验的堵锥，包括涡轮通道堵锥和冲压通道堵锥，涡轮通道堵锥和冲压通道堵锥之间相互配合实现组合动力进气道的模态转换。如图1、3和8所示，涡轮通道堵锥6为弹头形结构，其可以在涡轮通道4内自由移动，对涡轮通道4进行堵塞，图1中显示的涡轮通道堵锥6结构为图3绕对称轴旋转180°形成。涡轮通道堵锥6的顶端到其与底端间直线上的某一点距离与顶端到底端之间直线距离之比等于此点的截面面积与堵锥底端面积之比。涡轮通道堵锥6底端面积等于涡轮通道出风口截面8面积。为了更清楚、详细地说明本涡轮通道堵锥6，图8中显示了涡轮通道堵锥6的半剖图，涡轮通道堵锥6的顶端到底端直线距离为AC，B为AC之间的任意一点，其与A点之间的直线距离为涡轮通道堵锥6可移动距离AB，B点位置是动态的，根据涡轮通道堵锥6移动而变化。涡轮通道堵锥6底端的面积STUV与涡轮通道出风口截面8面积SGHI相等，涡轮通道堵锥6上B点横截面面积为SDEF。因此上述涡轮通道堵锥6中或图8中的显示涡轮通道堵锥6的半剖结构，并以此进行了说明各部分之比，作为本领域普通技术人员应当知道上述结构仅是为了方便说明和描述上述涡轮通道堵锥6，在采用图1的整体结构时各部分之比与半剖结构中各部分之比是相同的。如图2、4和8所示，冲压通道堵锥5为内设圆形通道的半锥形结构，冲压通道堵锥5上圆形通道直径等于涡轮通道4的外径，冲压通道堵锥5可套在涡轮通道4上进行前后移动，对冲压通道3进行堵塞。如图4所示，冲压通道堵锥5横截面为直角三角形，是为了让气流经过冲压通道堵锥5后尽量向外排出，避免与涡轮通道4出口气流形成气动干涉。冲压通道堵锥5的顶端到其与底端间直线上的某一点距离与顶端到底端之间直线距离之比等于此点的锥截面面积与冲压通道堵锥5底端面积之比。冲压通道堵锥5面积等于冲压通道出风口截面7面积。为了更清楚地说明本冲压通道堵锥5，图8中显示了冲压通道堵锥5的半剖图，冲压通道堵锥5的顶端到底端直线距离为RS，M为RS之间的任意一点，其与R点之间的直线距离为冲压通道堵锥5移动距离RM，M点位置是动态的，根据冲压通道堵锥5移动而变化。冲压通道堵锥5底端的面积SJKLM与冲压通道进风口截面7面积SVYXW相等，冲压通道堵锥M点横截面面积为SJKLM。因此上述冲压通道堵锥5中或图8中的显示冲压通道堵锥5的半剖结构，并以此进行了说明各部分之比，作为本领域普通技术人员应当本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于组合动力进气道模态转换试验的堵锥，其特征在于：所述堵锥的顶端到其与底端间直线上的任一点距离与顶端到底端之间直线距离之比等于所述任一点的堵锥截面面积与堵锥底端面积之比；所述堵锥底端面积等于拟堵塞通道出风口截面面积。

【技术特征摘要】
1.一种组合动力进气道模态转换试验装置，其特征在于：包括涡轮通道、冲压通道和堵锥；所述涡轮通道和冲压通道同轴设置，涡轮通道位于冲压通道内；所述涡轮通道出口截面位于冲压通道出口截面的后方；所述堵锥包括涡轮通道堵锥和冲压通道堵锥，所述冲压通道堵锥用于对冲压通道出气口进行堵塞，所述涡轮通道堵锥用于对涡轮通道出气口进行堵塞；所述堵...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘君，袁化成，陈文芳，姚猛，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏;32