【技术实现步骤摘要】
一种降低大口径高超声速风洞低马赫数气流脉动的装置
[0001]本专利技术属于高超声速风洞设备设计
,具体涉及一种降低大口径高超声速风洞低马赫数气流脉动的装置。
技术介绍
[0002]高超声速风洞试验是获取飞行器气动性能的主要手段之一。高超声速风洞试验得到的数据将直接应用于飞行器气动设计与定型,故试验数据的精准度和数据质量在整个飞行器研制过程中显得尤为重要。近年来,随着飞行器的不断发展与升级换代,飞行器研制部门对风洞试验数据的质量提出了越来越高的要求。
[0003]高超声速风洞流场的不均匀度、非定常流动对飞行器试验数据有重大影响。因此,从提高风洞试验数据精准度的角度而言,总是希望高超声速风洞有尽可能好的流场品质。对于大口径高超声速风洞,在低马赫数状态下运行时,因其试验气流的流量大,同时为满足稳定段内流速小于30米/秒的设计要求,稳定段直径较大。而大口径的稳定段势必会带来气流在稳定段出现了流动分离,流动分离会导致气流在稳定段内出现脉动,直接影响了喷管出口的流场品质。
[0004]为了在高超声速风洞喷管出口获得湍流度较低的均匀流动,降低风洞运行气流脉动,提高风洞流场品质,需要在上游面积较大的稳定段壳体内布置一系列的消除气流脉动的装置,以使风洞上游产生的大尺度、非各向同性的旋涡在惯性力的作用下向小尺度旋涡转化,小尺度涡又在粘性耗散的作用下形成充分发展的湍流。
[0005]当前,亟需发展一种降低大口径高超声速风洞低马赫数气流脉动的装置。
技术实现思路
[0006]本专利技术所要解决 ...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种用于降低大口径高超声速风洞低马赫数气流脉动的装置,其特征在于,所述的装置包括安装在稳定段壳体(4)的内腔中,从前至后顺序排列的锥孔扩散段(1)、蜂窝器(3)、烧结网段(5)和压紧段(7);在稳定段壳体(4)上开有皮托压力测量接口(9)、脉动压力测量接口(10);还包括用于替换烧结网段(5)的替换段;在稳定段壳体(4)的内腔,沿顺气流方向,从前至后依次设置有台阶孔Ⅰ(11)、台阶孔Ⅱ(13)、稳定段内孔、台阶孔Ⅲ(14)和台阶孔Ⅳ(15),对应的内径分别为D1、D2、D、D3和D4,D1>D2>D,D<D3<D4;台阶孔Ⅰ(11)和台阶孔Ⅱ(13)之间具有逆气流的台阶端面Ⅰ,台阶孔Ⅱ(13)和稳定段内孔之间具有逆气流的台阶端面Ⅱ,稳定段内孔和台阶孔Ⅲ(14)之间具有顺气流的台阶端面Ⅲ,台阶孔Ⅲ(14)和台阶孔Ⅳ(15)之间具有顺气流的台阶端面Ⅳ;台阶孔Ⅰ(11)的内径为D1,深度为t1;锥孔扩散段(1)的后端设置有法兰环Ⅰ(22),法兰环Ⅰ(22)的外径为D1,厚度为t1;法兰环Ⅰ(22)从前至后插入台阶孔Ⅰ(11)内,法兰环Ⅰ(22)上均布沉头通孔Ⅰ(23),台阶端面Ⅰ上均布与沉头通孔Ⅰ(23)一一对应的螺钉孔Ⅰ(12),锥孔扩散段(1)通过穿过沉头通孔Ⅰ(23)和螺钉孔Ⅰ(12)的沉头螺钉Ⅰ(2)固定在台阶端面Ⅰ上;台阶孔Ⅱ(13)的内径为D2,深度为t2;蜂窝器(3)的外径为D2,厚度为t2,蜂窝器(3)安装在台阶孔Ⅱ(13)内,蜂窝器(3)的前端面顶紧锥孔扩散段(1)的后端面,蜂窝器(3)的后端面顶紧台阶端面Ⅱ;稳定段内孔的内径为D,D的取值满足在低马赫数最大流量运行状态下,稳定段内的流速小于30米/秒;对应的稳定段壳体(4)壁面上开有螺钉孔Ⅲ(17),皮托压力测量接口(9)与螺钉孔Ⅲ(17)通过螺纹连接;台阶孔Ⅲ(14)的内径为D3,深度为t3;烧结网段(5)的外径为D3,厚度为t3,烧结网段(5)安装在台阶孔Ⅲ(14)内,烧结网段(5)的前端面顶紧台阶端面Ⅲ上,烧结网段(5)的后端面顶紧压紧段(7)的前端面;台阶孔Ⅳ(15)的内径为D4,深度为t4;压紧段(7)后端设置有法兰环Ⅱ(30),法兰环Ⅱ(30)的外径为D4,厚度为t4,法兰环Ⅱ(30)从后至前插入台阶孔Ⅳ(15)内,法兰环Ⅱ(30)上均布沉头通孔Ⅱ(29),台阶端面Ⅳ上均布与沉头通孔Ⅱ(29)一一对应的螺钉孔Ⅱ(16),压紧段(7)通过穿过沉头通孔Ⅱ(29)和螺钉孔Ⅱ(16)的沉头螺钉Ⅱ(8)固定在台阶端面Ⅳ上。2.根据权利要求1所述的用于降低大口径高超声速风洞低马赫数气流脉动的装置,其特征在于,所述的替换段为圆筒,采用不锈钢板材巻制,替换段的长度、外径、内径分别与对应的烧结网段(5)的长度、外径、内径相同。3.根据权利要求1所述的用于降低大口径高超声速风洞低马赫数气流脉动的装置,其特征在于,所述的锥孔扩散段(1)的前端为朝向来流的头锥(19),中段为裙段(20),后端为法兰环Ⅰ(22);头锥(19)采用不锈钢锻件加工,实心结构,顶部为球头...
【专利技术属性】
技术研发人员:凌岗,孙启志,杨波,巢根明,
申请(专利权)人:中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所,
类型:发明
国别省市:
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