专利名称：超声速轴对称边界层风洞的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种风洞，尤其涉及一种超声速轴对称边界层风洞。
背景技术：
随着现代空气动力学技术的发展，空气动力学机理问题研究越来越重要，作为 典型的可压缩剪切流动，超声速边界层研究不仅具有广泛的应用背景而且具有重要理论 意义，如轴对称飞行器的气动控制、轴对称发动机的动力性能。存在展向曲率的边界层 流场精细结构还有待深入研究。一百多年的边界层研究表明，边界层尤其是超声速边界 层中仍然存在大量未被认清的问题，这些问题困扰流体力学科研人员的同时，也对边界 层的工程应用提出了越来越严峻的挑战。超声速边界层的实验研究亟待深入开展。超声速轴对称边界层具有三维、非定�：投喑叨鹊奶卣鳎苛鞫上窦际跏� 研究这些特征的重要手段，它需要轴对称边界层风洞具有良好的光学测量环境，相应的 风洞光学窗口需要针对研究对象的特点进行设计。从边界层生成的方法来看，现有边界层实验模型主要有两大类一类是将产生 边界层的平板或圆锥等模型放到风洞实验段中进行研究，另一类是直接对风洞壁面自身 产生的边界层进行研究。文章 “M.Yoda，J.Westerweel，Particle image velocimetry studies of a boundary layer perturbed by localized suction, Experiments in Fluids.30 239—245, 2001.” 设计了
一个用于流动控制研究的200mmX60mm低速边界层平板模型，安装在低速风洞实验段 中，模型下表面距风洞壁面70mm，采用两个底座固定支撑。文章"M.W.Smith, A.J.Smits，Visualization of the structure of supersonic turbulent boundary layers.Experiments in Fluids 18 288-302，1995” 开展了两组超声速边界层实验
研究。第一组研究是在Princeton大学200mmX 200mm的下吹式超声速风洞壁面上进行 的，实验区域距离喷管出口 1.9m，当地边界层厚度28mm，基于动量损失厚度的雷诺数 为81900，速度为580m/s，马赫数2.82。另外一组直接研究实验段截面为13mmX 26mm 的超声速风洞壁面边界层，在观察区域的四壁开有光学窗口，以便于光学测试技术的实 施，观察区域处边界层厚度为4.2_，基于动量损失厚度定义的雷诺数为25000。文章"D.Heitmann et al., Non-intrusive generation of instability waves in a planar hypersonic boundary layer.Experiments in Fluids, Published online 05August 2010."开展了 高超声速边界层流场的研究，其边界层模型为630mmX 200mm的钢制平板，前缘斜切角 为10°，模型前端两侧安装330mmX70mm的侧翼，以抑制三维效应对边界层的影响， 整个边界层模型安装在HBL高超声速风洞的实验段中。基于模型的边界层实验研究方法的主要问题在于一、超声速流场中圆锥边界 层前缘不可避免地产生激波，该激波经过壁面或自由射流边界反射后会与边界层相互作 用，产生复杂的流场结构，不利于边界层自身精细结构的研究；二、因为风洞并不是针 对边界层研究所设计的，相应的实验舱一般较大，不利于采用光学非接触测试技术对边界层精细结构进行观测；三、某些下吹式风洞雷诺数较大，流场未经降噪处理，严重影 响边界层的转捩与失稳特性，不利于机理研究。直接采用风洞壁面产生边界层进行研究，虽然克服了激波干扰的问题，但难以 采用光学手段观测喷管内部边界层，这对研究上游流场结构对边界层的影响是十分不利的。除此之外，现有风洞两侧壁边界层的发展严重干扰主边界层的流场结构，同样不利 于机理研究。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种超声速轴对称边界层风洞，用于研究受展 向曲率影响的超声速边界层结构，其便于光学非接触测试技术的实施。为解决上述技术问题，本发明提供了一种超声速轴对称边界层风洞，其特征在 于，包括前过渡段，用于引入气流，并对气流进行第一级整流；稳定段，连接在过渡 段的下游，用于对气流进行第二级整流；以及喷管实验段，连接在稳定段的下游，并相 对于一旋转轴线呈扇形的轴对称结构，包括外周壁、内周壁以及连接外周壁和内周壁的 两个侧壁，其中至少在侧壁上形成有透明窗口，喷管实验段包括喷管部，构造成单边 膨胀喷管结构，以及实验部，位于喷管部的下游。进一步地，超声速轴对称边界层风洞还包括扩压段，具有沿朝向下游方向收缩 的内腔结构。上述超声速轴对称边界层风洞还包括中过渡段，连接在稳定段和喷管实验段之 间，其通道的截面形状从与上游端的稳定段对应的截面形状过渡到与下游端的喷管实验 段对应的截面形状。进一步地，过渡段的横截面从上游端向下游端呈由圆形轮廓向矩形轮廓过渡的 变化形态。进一步地，稳定段的横截面呈矩形，包括相平行的外周壁和内周壁以及连接外 周壁和内周壁的两个侧壁。进一步地，喷管实验段的横截面为扇形环的形状。进一步地，外周壁和内周壁中之一形成喷管膨胀边，喷管膨胀边的壁面沿旋转 轴线方向的旋转母线为喷管型面曲线，外周壁和内周壁中之另一形成喷管非膨胀边，该 喷管非膨胀边的壁面沿旋转轴线方向的旋转母线为直线。进一步地，喷管非膨胀边的壁面为柱面或锥面，并构成生成超声速轴对称边界 层的边界层壁面。进一步地，喷管实验段的各个周壁一体形成，从而喷管膨胀边的壁面和喷管非 膨胀边的壁面均形成一体的连续壁面。进一步地，喷管实验段的通道截面的周径比位3，其中t按照下式确定t = c’ / r'，其中C’为内周壁壁面的周向长度，r’为内、外周壁壁面之间的空间距离。进一步地，喷管实验段的实验部的外周壁和内周壁中的一个或两个上形成有透 明窗口，两个侧壁中的一个或两个上形成有透明窗口。进一步地，透明窗口向前延伸到所述喷管部所在区域。进一步地，稳定段中包括整流装置，整流装置包括蜂窝器和沙网。
本发明具有以下技术效果
1.通过在风洞的喷管实验段设置为相对于一旋转轴线呈扇形的轴对称结构，并 将喷管实验段的喷管部构造成单边膨胀喷管结构，从而可以模拟环形喷管的轴对称边界 层流场。由于喷管实验段设置为扇形结构，在周壁中的至少扇形侧壁上，特别是在四个 周壁上均形成有透明窗口，因而可以对喷管实验段中形成的轴对称边界层流场进行观察 和光学非接触测试，以便于对超声速边界层的流场特性进行研究。
2.在稳定段和喷管实验段之间设置截面过渡的中过渡段，可以使稳定段的气流 平稳地进入喷管实验段，从而有利于生成理想的轴对称边界层流场流态。
3.将喷管实验段的周径比设置为大于3，优选大于4，可以有效地消除左右连接 侧壁的气体粘性效应对边界层流场的影响，以利于获得理想的流场流态。
4.喷管实验段的各个周壁一体形成，从而喷管膨胀边的壁面和喷管非膨胀边的 壁面均形成一体的连续壁面，因而整个喷管壁面曲率连续，有利于全流场消波，避免传 统圆锥边界层中，圆锥前缘激波反射带来的干扰。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优 点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性 实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中
图1示出了本发明的超声速轴对称边界层风洞的立体结构示意图2为图1中的超声速轴对称边界层风洞的剖视结构示意图，示出了风洞的内部 结构；
图3为图1中喷管实验段的放大结构示意图；以及
图4为喷管实验段沿旋转轴线的纵向剖面的6种构型示意图，示出了喷管实验段 中的内周壁与外周壁的结构曲线(旋转母线)。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由权利要求限 定和覆盖的多种不同方式实施。
本文中所称的外周壁是指风洞结构中相对于旋转轴线而言位于较远侧的周壁， 内周壁是指风洞结构中相对于该旋转轴线而言位于较近侧的周壁。
参见图1，图2，示出了根据本发明的一种超声速轴对称边界层风洞，包括前 过渡段1，用于引入气流(气流可以是空气流，根据实验目的、领域、要求等的不同，也 可以采用其他气体)，并对气流进行第一级整流，将外界的无规律流动的气流通过前过渡 段1使之形成具有一定流动特性的气流，为其进入稳定段2做好准备；稳定段2，连接在 过渡段1的下游，用于对从前过渡段1流入其中的气流进行第二级整流，使气流形成实验 所需要的流动特性，并使气流进入喷管实验段3中以便进行加速和实验；以及喷管实验 段3，连接在稳定段2的下游，并相对于一旋转轴线O呈扇形的轴对称结构，所述喷管实 验段3的周壁中的至少扇形侧壁(侧壁北和3d，即扇形结构的侧面)上形成有透明窗口，所述喷管实验段3包括喷管部31，构造成单边膨胀喷管结构，以及实验部32，位于所 述喷管部的下游。通过在风洞的喷管实验段3设置为相对于一旋转轴线O呈扇形的轴对 称结构，并将喷管实验段的喷管部构造成单边膨胀喷管结构，从而可以模拟环形喷管的 轴对称边界层流场。由于喷管实验段设置为扇形结构，在周壁中的至少侧壁(例如形成 为扇形环的侧边的侧壁)上形成有透明窗口，可以对喷管实验段中形成的轴对称边界层 流场进行观察。为了能够进行光学非接触测试，以便于对超声速边界层的流场特性进行 研究，优选地，在喷管实验段的四个周壁上均形成有透明窗口，四壁均装有光学玻璃。在喷管实验段3的下游设置有扩压段4，具有沿朝向下游方向收缩的内腔结构。 扩压段4可以对进入其中的在喷管实验段3中已经调试好的气流进行扩压节能，以提高风 洞的启动性能，并将处理之后的气流送入下一个阶段。由于喷管实验段3的结构特性， 在稳定段2和喷管试验段3之间还设置有中过渡段5，其通道的截面形状从与上游端的稳 定段2对应的截面形状过渡到与下游端的喷管实验段3对应的截面形状，使稳定段2和喷 管实验段3各自的原有结构不用改变，能够保证实验的稳定进行。通过该中过渡段5， 可以使稳定段2的气流平稳地进入喷管实验段3，从而有利于生成理想的轴对称边界层流 场。在一个未示出的实施例中，喷管实验段3与扩压段4之间还设置有后过渡段，该过渡 段通道的截面形状从与上游端的喷管实验段3对应的截面形状过渡到与下游端的扩压段4 对应的截面形状，使喷管实验段3与扩压段4的衔接更加自然，也减少了加工难度，提高 了实验精度。本实施例中，超声速轴对称边界层风洞的过渡段1的横截面从上游端向下游端 呈由圆形轮廓向矩形轮廓过渡的变化形态。入口处圆形轮廓可以方便地与外部送风设备 的圆形出风口相连接。如果外部送风设备的出风口为矩形，则过渡段上游端只需要配置 相应的矩形轮廓即可。过渡段1与稳定段2连接的下游端形成矩形轮廓，可以与稳定段 2的矩形轮廓良好衔接。如图3所示，超声速轴对称边界层风洞的稳定段2的横截面呈矩形，包括相平行 的外周壁和内周壁以及连接外周壁和内周壁的两个侧壁，可以使从过渡段1进入的气体 在其中稳定的流动。喷管实验段3的横截面为扇形环的形状，包括外周壁3a和内周壁3b 以及连接外周壁3a和内周壁3b的两个侧壁3c、3d，外周壁3a和内周壁3b中之一形成喷 管膨胀边，喷管膨胀边的壁面沿旋转轴线方向的旋转母线为喷管型面曲线Li，外周壁3a 和内周壁3b中之另一形成喷管非膨胀边，该喷管非膨胀边的壁面沿旋转轴线O方向的旋 转母线为直线L2。再参见图4，其所示为喷管实验段沿旋转轴线的纵向剖面的6种构型，分别标以 (a)、(b)、(c)、(d)、(e)、(f)，从这种6种构型中可以看到，外周壁3a和内周壁3b由 各自母线沿旋转轴线O方向旋转之后形成，内周壁3b为圆柱形或圆锥形，外周壁3a形 成喷管的喷管型面曲线，或者是内周壁3b形成喷管型面曲线，外周壁3a为圆柱形或圆锥 形。6种构型具体说明如下。在第(a)种构型中，相对于旋转轴线O，外周壁31的母线为喷管型面曲线Li， 内周壁32的母线为直线Li，且直线Ll相对旋转轴线O平行；在第(b)种构型中，相对于旋转轴线O，外周壁31的母线为喷管型面曲线Li， 内周壁32的母线为直线L2，且直线L2相对旋转轴线O以预定夹角倾斜，从上游到下游逐渐远离旋转轴线O；在第(C)种构型中，相对于旋转轴线O，外周壁31的母线为喷管型面曲线Li，内周壁32的母线为直线L2，且直线L2相对旋转轴线O以预定夹角倾斜，从上游到下游 逐渐靠近旋转轴线O；在第(d)种构型中，相对于旋转轴线O，外周壁31的母线为直线L2，内周壁32的母线为喷管型面曲线Li，且直线L2相对旋转轴线O平行；在第(e)种构型中，相对于旋转轴线O，外周壁31的母线为直线L2，内周壁32的母线为喷管型面曲线Li，且直线L2相对旋转轴线O以预定夹角倾斜，从上游到下游逐 渐靠近旋转轴线O；在第(f)种构型中，相对于旋转轴线O，外周壁31的母线为直线L2，内周壁32 的母线为喷管型面曲线Li，且直线L2相对旋转轴线O以预定夹角倾斜，从上游到下游逐 渐远离旋转轴线O。喷管实验段3的实验部32的外周壁3a和内周壁3b中的一个或两个上形成有透 明窗口，两个侧壁3c，3d中的一个或两个上形成有透明窗口，透明窗口向前延伸到喷管 部31所在区域，以便于全面地观察和研究超声速轴对称边界层的形成前后演变过程。由 于中过渡段5的存在，从稳定段2进入喷管实验段3中的气流仍然具有较好的流动特性， 能够更好地保证实验的准确性。喷管实验段3的特殊结构，有助于使得进入其中的气流 形成理想的超声速轴对称边界层流场流态。优选地，为了便于光学非接触测试技术的实 施，可以将整个喷管实验段的四壁均配置为可透明窗口，或者，可以将实验部的四壁均 配置为光学玻璃，将喷管部的柱面或锥面壁以及侧壁也配置为光学玻璃。另外，喷管的 柱面或锥面壁表面纹理采用超精细加工技术进行控制，以研究流动控制技术对边界层精 细结构的影响在本实施例中，喷管非膨胀边的壁面为柱面或锥面，并构成生成气体流边界层 的边界层壁面。喷管实验段3的各个周壁均为一体形成，从而所述喷管膨胀边的壁面和 喷管非膨胀边的壁面均形成一体的连续壁面喷管。实验段3的通道截面的周径比位3。 其中t按照下式确定t = c’ /r'，其中C’为内周壁壁面的周向长度，r’为内、外周 壁壁面之间的空间距离，具体地，其也可以按照内、外周壁壁面之间相对旋转轴线O的 半径差来确定。优选地，周径比位4，可以有效地消除左右连接侧壁边界层对轴对称边界 层流场的影响，以利于获得理想的流场流态。喷管实验段3的各个周壁一体形成，从而 喷管膨胀边的壁面和喷管非膨胀边的壁面均形成一体的连续壁面，因而整个喷管壁面曲 率连续，有利于全流场消波，避免传统圆锥边界层中，圆锥前缘激波反射带来的干扰。作为本发明的一个优选实施例，稳定段2中包括整流装置22，整流装置22包括 蜂窝器和沙网，蜂窝器可有效的抑制来流的横向脉动，沙网可使大尺度旋涡碎裂为小尺 度旋涡。喷管实验段型面整体设计整体加工，以优化喷管曲线，减小喷管边界层厚度， 抑制杂波产生。在超声速轴对称边界层风洞中的边界层壁面上可以布置流动控制装置，例如， 可以适当地在边界层壁面的全部或至少局部区域上布置有表面纹理(例如粗糙度、是否 有条纹或其他形状的表面图案、条纹或其他图案的延伸方向等)，通过流动控制装置，可 以更方便地调控边界层的流态，可以进一步保证实验的精确度。
由上述描述可知，根据本发明的超声速轴对称边界层风洞，可以对喷管实验段 中形成的轴对称边界层流场进行光学非接触测试，以便于对超声速边界层的流场特性进 行研究，可以有效地消除左右连接侧壁的气体粘性效应对边界层流场的影响，以利于获 得理想的流场流态，有利于全流场消波，避免传统圆锥边界层中，圆锥前缘激波反射带 来的干扰。以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的 技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的 任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
权利要求
1.一种超声速轴对称边界层风洞，其特征在于，包括前过渡段(1)，用于引入气流，并对气流进行第一级整流； 稳定段(2)，连接在所述过渡段(1)的下游，用于对气流进行第二级整流；以及 喷管实验段(3)，连接在所述稳定段(2)的下游，并相对于一旋转轴线(O)呈扇形 的轴对称结构，包括外周壁(3a)、内周壁(3b)以及连接所述外周壁(3a)和内周壁(3b) 的两个侧壁(3c，3d)，其中至少在所述侧壁上形成有透明窗口，所述喷管实验段(3)包 括喷管部(31)，构造成单边膨胀喷管结构，以及 实验部(32)，位于所述喷管部的下游。
2.根据权利要求1所述的超声速轴对称边界层风洞，其特征在于，还包括扩压段(4)，具有沿朝向下游方向收缩的内腔结构。
3.根据权利要求1所述的超声速轴对称边界层风洞，其特征在于，还包括中过渡段(5)，连接在所述稳定段(2)和所述喷管实验段(3)之间，其通道的截面形状从与上游端 的所述稳定段(2)对应的截面形状过渡到与下游端的所述喷管实验段(3)对应的截面形 状。
4.根据权利要求1所述的超声速轴对称边界层风洞，其特征在于，所述过渡段(1)的 横截面从上游端向下游端呈由圆形轮廓向矩形轮廓过渡的变化形态。
5.根据权利要求1所述的超声速轴对称边界层风洞，其特征在于，所述稳定段(2) 的横截面呈矩形，包括相平行的外周壁和内周壁以及连接所述外周壁和内周壁的两个侧壁。
6.根据权利要求5所述的超声速轴对称边界层风洞，其特征在于，所述喷管实验段 (3)的横截面为扇形环的形状。
7.根据权利要求6所述的超声速轴对称边界层风洞，其特征在于，所述外周壁(3a) 和内周壁(3b)中之一形成喷管膨胀边，所述喷管膨胀边的壁面沿所述旋转轴线方向的旋 转母线为喷管型面曲线，所述外周壁(3a)和内周壁(3b)中之另一形成喷管非膨胀边，该 喷管非膨胀边的壁面沿所述旋转轴线方向的旋转母线为直线。
8.根据权利要求7所述的超声速轴对称边界层风洞，其特征在于，所述喷管非膨胀边 的壁面为柱面或锥面，并构成生成超声速轴对称边界层的边界层壁面。
9.根据权利要求7所述的超声速轴对称边界层风洞，其特征在于，所述喷管实验段 (3)的各个周壁一体形成，从而所述喷管膨胀边的壁面和喷管非膨胀边的壁面均形成一体 的连续壁面。
10.根据权利要求7所述的超声速轴对称边界层风洞，其特征在于，所述喷管实验段 (3)的通道截面的周径比位3，其中t按照下式确定t = c，/r'，其中C’为内周壁壁面的周向长度，r’为内、外周壁壁面之间的空间距离。
11.根据权利要求6所述的超声速轴对称边界层风洞，其特征在于，所述喷管实验段 (3)的实验部(32)的外周壁(3a)和内周壁(3b)中的一个或两个上形成有透明窗口，两个 侧壁(3c，3d)中的一个或两个上形成有透明窗口。
12.根据权利要求11所述的超声速轴对称边界层风洞，其特征在于，所述透明窗口向前延伸到所述喷管部(31)所在区域。
13.根据权利要求1所述的超声速轴对称边界层风洞，其特征在于，所述稳定段(2) 中包括整流装置(22)，所述整流装置包括蜂窝器和沙网。
全文摘要
本发明提供了一种超声速轴对称边界层风洞，包括前过渡段(1)，用于引入气流，并对气流进行第一级整流；稳定段(2)，连接在所述过渡段(1)的下游，用于对气流进行第二级整流；以及喷管实验段(3)，连接在所述稳定段(2)的下游，并相对于一旋转轴线(O)呈扇形的轴对称结构，包括外周壁(3a)、内周壁(3b)以及连接所述外周壁(3a)和内周壁(3b)的两个侧壁(3c，3d)，其中至少在所述侧壁上形成有透明窗口，所述喷管实验段(3)包括喷管部(31)，构造成单边膨胀喷管结构，以及实验部(32)，位于所述喷管部的下游，可以对喷管实验段中形成的轴对称边界层流场进行观察和光学非接触测试，以便于对超声速边界层的流场特性进行研究。
文档编号G01M9/04GK102023077SQ20101055128
公开日2011年4月20日 申请日期2010年11月18日 优先权日2010年11月18日
发明者刘卫东, 梁�：�, 王振国, 赵玉新 申请人:中国人民解放军国防科学技术大学
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