技术领域
[0001] 本
发明属于高超声速
飞行器后体尾喷管内外流干扰实验领域，特别涉及模拟热态喷流干扰的实验装置及实验方法。
背景技术
[0002] 飞机、导弹、火箭和各类航天飞行器，其推进系统排气(喷流)与飞行器外部气流之间存在复杂的相互干扰。喷流影响飞行器有关部件周围的扰流特性，使其升阻特性、
稳定性、
操纵性及
舵面效率发生变化。外流也可能影响
发动机尾喷管内的流动特性，从而影响推
力特性及抽吸特性，最终将影响飞行性能。其影响量与飞行器外形、飞行高度、飞行状态有关，还与发动机类型、布局、数量及发动机工况等诸多因素有关。对于典型的歼击飞机，其喷流对后体阻力的影响，一般可占到全机零升阻力的10％～20％，喷流导致一个低头零升力矩，使焦点后移，舵面效率特性改变10％左右。国外还曾有
过喷流使某飞机
铰链力矩反向的先例。合理的设计可能提高喷管效率1％～4％。
[0003] 吸气式高超声速飞行器后体尾喷管类似一个随飞行状态变化的推力矢量装置，产生的推力、升力和
俯仰力矩对飞行器的推阻匹配和控制至关重要，同时流动有非常强的内外流干扰特征，存在非均匀入口、热态喷流、喷流/外流激波/膨胀波干扰、剪切层/羽流激波等复杂流动现象，数值方法很难准确模拟这些物理现象，常规
风洞试验也是不模拟喷流的，因此通常须在风洞中进行专
门的喷流干扰试验，以研究喷流对飞行器性能的影响，获取喷流影响量，为风洞试验数据的修正、飞行器部件的合理布局以及性能的改善提供试验数据。(确定喷流对绕飞行器外部流动的干扰，从而充分利用喷流的有利干扰，合理的布局飞行器有关部件，以减小飞行器阻力，提高飞行器的操纵性和稳定品质：确定外流对内流的干扰，充分利用外流的影响，合理的布置发动机和喷管的
位置，选择最佳的喷管形式和尺寸，以得到最大的发动机推力。此外，风洞试验数据与飞行数据相关，必须通过喷流试验获得喷流影响的修正数据。)吸气式高超声速飞行器后体尾喷流为
燃烧室产生的高温混合气体，
比热比通常在1.25左右。目前喷流实验通常采用发动机
模拟器进行热喷实验，由于采用的是与真实飞行器发动机相同的
燃料，因此几乎模拟了包括喷流介质成分、
热容比和
温度等全部模拟参数。此种热喷实验需要研制专用点火装置，解决燃烧室材料抗高压、高温问题、燃烧药柱点火及等面燃烧问题、喷管喉道抗烧蚀问题、应变天平热影响问题等。实验难度较大，成本较高，对风洞可能造成一定的
腐蚀。在燃烧风洞中开展带尾喷流的发动机实验代价较高；
同时，由于目前燃烧风洞尺寸有限，很难在现有燃烧风洞中开展模拟真实条件下的尾喷管内外流干扰实验，因此，有必要在常规风洞中开展尾喷流干扰实验。
发明内容
[0004] 鉴于以上所述
现有技术的缺点，本发明的目的在于提供一种模拟热态喷流干扰的实验装置及实验方法。
[0005] 为实现上述发明目的，本发明技术方案如下：
[0006] 一种模拟热态喷流干扰的实验方法，风源通过高超声速风洞压缩膨胀后变成高超声速气流为实验提供外流，将CF4或SF6气体与空气混合后为实验提供内喷流，通过控制CF4/SF6气体与空气的摩尔混合比例和温度，得到实验所需的比热比，从而满足实验中对喷流比热比模拟的需求。
[0007] 作为优选方式，实验前根据实验状态确定所需的比热比，根据比热比计算得到CF4或SF6气体和空气的摩尔配比，再按照道尔顿分压定理得到CF4或SF6气体和空气相对应的分压比，实验时按此分压比控制CF4或SF6气体的压力和空气的压力，同时使混合气体经过加热达到所需的实验温度后流入拉瓦尔内喷管，从而实现实验要求所需的比热比，产生实验需要的模型喷管入口条件，混合气体再流入模型喷管，从而开展对模型喷管的热态性能实验研究。
[0008] 作为优选方式，实验的比热比在1.1至1.4之间。这是因为火箭
冲压发动机燃气γ＝1.1，吸气式超燃冲压发动机燃气γ＝1.25，涡喷、涡扇发动机燃气γ＝1.33。
[0009] 作为优选方式，实验开始前先用纯净空气对系统进行冲扫，确保无上次实验残留气体。
[0010] 为实现上述发明目的，本发明还提供一种模拟热态喷流干扰的实验装置，包括高超声速风洞，高超声速风洞内部的实验模型，
支撑实验模型的
支架、固定在支架上的拉瓦尔内喷管、与拉瓦尔内喷管连接的模型喷管，拉瓦尔内喷管用于为模型喷管提供需要的入口流场，
阀门连接在风源至高超声速风洞的管路上作为开启高超声速风洞的
开关，拉瓦尔内喷管的入口和加热器的出口连接，加热器的入口通过动态反馈调节阀连接储气罐的出口，储气罐的一入口通过第一电磁调压阀连接至空气气瓶，另一入口通过第二电磁调压阀连接至CF4/SF6气瓶。
[0011] 作为优选方式，储气罐上设有用于排除残余气体的排气阀。
[0012] 为实现上述发明目的，本发明还提供一种利用所述的实验装置模拟热态喷流干扰的实验方法，包括如下步骤：
[0013] (1)、关闭第二电磁调压阀、阀门，打开动态反馈调节阀、第一电磁调压阀、排气阀，向储气罐中充入空气，将储气罐和管道内的残余气体排尽，关闭动态反馈调节阀、第一电磁调压阀、排气阀；
[0014] (2)、关闭阀门动态反馈调节阀、第二电磁调压阀、阀门、排气阀，打开第一电磁调压阀，向储气罐中充入空气，使储气罐中压力达到实验前确定的压力要求P1，关闭第一电磁调压阀；
[0015] (3)、关闭动态反馈调节阀、第一电磁调压阀、阀门、排气阀，打开第二电磁调压阀，向储气罐中充入CF4/SF6，使储气罐中压力达到实验前确定的压力要求P2，关闭第二电磁调压阀8；
[0016] (4)、根据实验要求，调节好加热器加热温度目标值T；
[0017] (5)、关闭第一电磁调压阀、第二电磁调压阀、阀门、排气阀，打开动态反馈条件阀，启动内喷流供气系统，设置好
电磁阀，使内喷流压力达到实验要求P3；
[0018] (6)、打开阀门，启动风洞，使风洞
马赫数达到实验要求，开始模拟热态喷流干扰的实验。
[0019] 作为优选方式，步骤(2)中压力要求P1为0～2.5MPa，步骤(3)中的压力要求P2为0～2.5MPa，步骤(5)中的压力要求P3为0～2.5MPa。该压力上限为考虑阀门和储气装置压力承受能力得到，取决于设备承受压力上限。
[0020] 作为优选方式，步骤(4)中的加热温度目标值T为100～1000K。这是因为在Ma＝2～6范围内，风洞条件下内喷流气体温度不超过1000K。
[0021] 作为优选方式，步骤(6)中的马赫数的实验要求为Ma＝2～6。这是因为经过数值模拟研究，可以将该马赫数范围内的尾喷流气体近似为冻结流进行研究，不考虑真实气体效应，即喷流气体比热比为固定值。
[0022] 本发明的有益效果为：该装置和方法采用加热Air+CF4/SF6混合气体方式来模拟喷流气体比热比，在常规风洞中实现了模拟喷流比热比的喷流干扰实验，该实验方法具有较长的实验时间、无污染、热
载荷低，采用该装置和方法的喷流干扰实验，在降低实验难度的同时，能够有效的降低实验成本，因此该实验方法可作为评估高超声速飞行器喷管性能的有效手段，具有很强的工程实用价值和很大的经济效益。
附图说明
[0023] 图1为模拟热态喷流干扰的实验装置的示意图。
[0024] 图2是CF4和空气在不同摩尔混合配比情况下、混合气体的比热比随温度的变化关系图。
[0025] 1为高超声速风洞；2为实验模型；3为拉瓦尔内喷管；4为模型喷管；5为支架；6为动态反馈调节阀；7为第一电磁调压阀；8为第二电磁调压阀；9为储气罐；10为空气气瓶；11为CF4/SF6气瓶；12为阀门；13为加热器、14为排气阀。
具体实施方式
[0026] 以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本
说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。
[0027] 图2是CF4和空气在不同摩尔混合配比情况下、混合气体的比热比随温度的变化关系图。从图中可以看出，只要在空气中添加一定配比的CF4气体，就可以比较明显的改变混合气体的比热比特性，从而满足实验中对喷流比热比模拟的需求。
[0029] 一种模拟热态喷流干扰的实验方法，风源通过高超声速风洞1压缩膨胀后变成高超声速气流为实验提供外流，将CF4或SF6气体与空气混合后为实验提供内喷流，通过控制CF4/SF6气体与空气的摩尔混合比例和温度，得到实验所需的比热比，从而满足实验中对喷流比热比模拟的需求。
[0030] 实施例2
[0031] 本实施例提供一种模拟热态喷流干扰的实验方法，实验前根据实验状态确定所需的比热比，根据比热比计算得到CF4或SF6气体和空气的摩尔配比，再按照道尔顿分压定理得到CF4或SF6气体和空气相对应的分压比，实验时按此分压比控制CF4或SF6气体的压力和空气的压力，同时使混合气体经过加热达到所需的实验温度后流入拉瓦尔内喷管3，从而实现实验要求所需的比热比，产生实验需要的模型喷管入口条件，混合气体再流入模型喷管4，从而开展对模型喷管4的热态性能实验研究。
[0032] 实验的比热比在1.1至1.4之间。
[0033] 实验开始前可以先用纯净空气对系统进行冲扫，确保无上次实验残留气体。
[0034] 实验时通过电磁调压阀来调节喷流压力，以实现喷流实验所需压比，同时，通过动态反馈调节控制喷流压力，使喷流压力维持稳定。
[0035] 实施例3
[0036] 如图1所示，本实施例提供一种模拟热态喷流干扰的实验装置，包括高超声速风洞1，高超声速风洞1内部的实验模型2，支撑实验模型2的支架5、固定在支架5上的拉瓦尔内喷管3、与拉瓦尔内喷管3连接的模型喷管4，拉瓦尔内喷管3用于为模型喷管4提供需要的入口流场，阀门12连接在风源至高超声速风洞的管路上作为开启高超声速风洞的开关，拉瓦尔内喷管3的入口和加热器13的出口连接，加热器13的入口通过动态反馈调节阀6连接储气罐
9的出口，储气罐9的一入口通过第一电磁调压阀7连接至空气气瓶10，另一入口通过第二电磁调压阀8连接至CF4/SF6气瓶11。
[0037] 储气罐9上设有用于排除残余气体的排气阀14。
[0038] 利用上述实验装置模拟热态喷流干扰的实验方法，包括如下步骤：
[0039] (1)、关闭第二电磁调压阀8、阀门12，打开动态反馈调节阀6、第一电磁调压阀7、排气阀14，向储气罐中充入空气，将储气罐和管道内的残余气体排尽，关闭动态反馈调节阀6、第一电磁调压阀7、排气阀14；
[0040] (2)、关闭阀门动态反馈调节阀6、第二电磁调压阀8、阀门12、排气阀14，打开第一电磁调压阀7，向储气罐中充入空气，使储气罐中压力达到实验前确定的压力要求P1，关闭第一电磁调压阀7；步骤(2)中压力要求P1为0～2.5MPa，步骤(3)中的压力要求P2为0～2.5MPa，步骤(5)中的压力要求P3为0～2.5Mpa。
[0041] (3)、关闭动态反馈调节阀6、第一电磁调压阀7、阀门12、排气阀14，打开第二电磁调压阀8，向储气罐中充入CF4/SF6，使储气罐中压力达到实验前确定的压力要求P2，关闭第二电磁调压阀8；
[0042] (4)、根据实验要求，调节好加热器13加热温度目标值T；步骤(4)中的加热温度目标值T为100～1000K。
[0043] (5)、关闭第一电磁调压阀7、第二电磁调压阀8、阀门12、排气阀14，打开动态反馈条件阀6，启动内喷流供气系统，设置好电磁阀，使内喷流压力达到实验要求P3；
[0044] (6)、打开阀门12，启动风洞，使风洞马赫数达到实验要求，开始模拟热态喷流干扰的实验。步骤(6)中的马赫数的实验要求为Ma＝2～6。
[0045] 上述实施例仅例示性说明本发明的原理及其功效，而非用于限制本发明。任何熟悉此技术的人士皆可在不违背本发明的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因此，凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本发明所揭示的精神与技术思想下所完成的一切等效修饰或改变，仍应由本发明的
权利要求所涵盖。
