钝头体超声速自由射流试验装置及试验方法制造方法及图纸

本发明专利技术提供一种钝头体超声速自由射流试验装置及试验方法，解决现有钝头体试验件自由射流试验无法满足试验运行要求，而保证风洞能顺利起动，试验件尺寸受限的问题。该装置包括射流喷管、起动机构、试验舱、扩压器及排气管道；射流喷管和扩压器及排气管道同轴间隔设置，射流喷管出口端、扩压器及排气管道入口端均设在试验舱内；起动机构位于射流喷管内；起动机构包括前端平板、后端平板以及连接前端平板和后端平板的平板连接件，前端平板、后端平板均与射流喷管轴线垂直，平板连接件的轴线与射流喷管的轴线重合；前端平板处于射流喷管的流动核心区内，后端平板、平板连接件以及钝头体试验件均处于超声速气流在前端平板处产生的弓形激波内。的弓形激波内。的弓形激波内。

【技术实现步骤摘要】
钝头体超声速自由射流试验装置及试验方法


[0001]本专利技术属于超声速自由射流试验技术，具体涉及一种钝头体超声速自由射流试验装置及试验方法。

技术介绍

[0002]近年来，随着高超声速飞行器技术的快速发展，相应的再入控制技术，成为航空航天相角逐的焦点技术。地面试验在飞行器再入技术研究、性能评估/鉴定等方面不可或缺。
[0003]自由射流试验是地面试验的主要研究方面之一，自由射流试验系统主要由试验空气加热系统、射流喷管、排气系统组成。具体试验原理为：采用基于燃烧加热、电阻加热或蓄热加热等方式的试验空气加热系统生成高温试验空气，以模拟(高)超声速弹道点下的高温来流；高温试验空气经射流喷管加速至(高)超声速状态，以模拟飞行器的实际工作环境参数；射流喷管产生的(高)超声速气流流经试验件表面，再经过排气系统减速、升压及降温后排入大气。
[0004]对于气动轮廓确定的风洞而言，为保证风洞能够顺利起动和运行，试验件在射流喷管出口截面投影面积与喷管出口截面积之比(以下简称堵塞比)存在理论上限值，然而试验件的气动外形对于风洞的起动与否将产生重要本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种钝头体超声速自由射流试验装置，其特征在于：包括射流喷管(1)、起动机构(2)、试验舱(4)、扩压器及排气管道(5)；所述射流喷管(1)和扩压器及排气管道(5)同轴间隔设置，且射流喷管(1)的出口端、扩压器及排气管道(5)的入口端均设置在试验舱(4)内；所述扩压器及排气管道(5)的入口端中部用于放置钝头体试验件(3)，且钝头体试验件(3)的前端伸至射流喷管(1)的出口端内；所述起动机构(2)位于射流喷管(1)内，且位于钝头体试验件(3)的前侧；起动机构(2)包括前端平板(21)、后端平板(22)以及连接前端平板(21)和后端平板(22)的平板连接件(23)，前端平板(21)、后端平板(22)均与射流喷管(1)轴线垂直，平板连接件(23)的轴线与射流喷管(1)的轴线重合，前端平板(21)的面积小于后端平板(22)的面积；所述前端平板(21)处于射流喷管(1)的流动核心区内，后端平板(22)、平板连接件(23)以及钝头体试验件(3)均处于超声速气流在前端平板(21)处产生的弓形激波内。2.根据权利要求1所述钝头体超声速自由射流试验装置，其特征在于：所述后端平板(22)在射流喷管(1)出口截面的投影处于钝头体试验件(3)在射流喷管(1)出口截面投影的最大包络面内。3.根据权利要求2所述钝头体超声速自由射流试验装置，其特征在于：所述前端平板(21)和后端平板(22)均为圆形，后端平板(22)的直径d2小于等于钝头体试验件(3)的最大直径。4.根据权利要求3所述钝头体超声速自由射流试验装置，其特征在于：所述前端平板(21)与后端平板(22)的面积比为3％～15％。5...

【专利技术属性】
技术研发人员：王志武，戴虹，郭航，王伟，徐峰，
申请(专利权)人：西安航天动力试验技术研究所，
类型：发明
国别省市：