用于组合动力进气道模态转换试验的堵锥及试验装置的制造方法
【技术领域】
[0001] 本发明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。
【背景技术】
[0002] 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 的研宄表明，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。
[0003] 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。
【发明内容】
[0004] 本发明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。
[0005] 为了解决上述技术问题，本发明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。
[0006] 本发明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。
[0007] 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。
[0008] 本发明的原理：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。
[0009] 本发明的有益效果在于：（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】
[0010] 图1是涡轮通道堵锥结构图；
[0011] 图2是冲压通道堵锥结构图；
[0012] 图3是涡轮通道堵锥对称面；
[0013] 图4是冲压通道堵锥对称面；
[0014] 图5是串联式组合动力进气道整体结构图；
[0015] 图6是串联式组合动力进气道剖视图；
[0016] 图7是涡轮、冲压通道堵锥的局部视图；
[0017] 图8是涡轮、冲压通道堵锥半剖图；
[0018] 图9是模态转换过程涡轮、冲压通道堵锥运动方向图；
[0019] 图10是模态转换过程涡轮、冲压通道相对位置曲线；
[0020] 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；
[0021] 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；
[0022] 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】
[0023] 下面结合附图对本发明作进一步详细说明。
[0024] 本发明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。
[0025]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STOT与涡轮通道出风口截面8面积S^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
【主权项】
1. 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。
2. -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 权利要求1所述的堵锥；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。
3. 根据权利要求2所述组合动力进气道模态转换试验装置，其特征在于：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。
【专利摘要】本发明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。
【IPC分类】G01M15-02
【公开号】CN104614183
【申请号】CN201510038378
【发明人】刘君, 袁化成, 陈文芳, 姚猛
【申请人】南京航空航天大学
【公开日】2015年5月13日
【申请日】2015年1月26日