[科普中国]-喷流试验

试验目的

风洞喷流试验的目的：一是确定喷流对绕飞行器外流的干扰，从而充分利用喷流的有利干扰，合理布局飞行器的部件，从而减小飞行器的阻力，改善飞行器的操纵性和稳定性；二是确定外流对喷流的干扰，充分利用外流的影响，合理地布置发动机和喷管的位置，选择最佳的喷管形式和尺寸，以获得发动机的最大推力。此外，风洞试验数据与飞行数据相关，也必须通过风洞喷流试验得到喷流影响的修正数据。

喷流对飞行器气动特性的影响主要表现为：①喷流反作用力的直接作用，包括喷流的反作用推力、推力线不通过重心时的附加力矩等；②喷流直接打到飞行器部件上的撞击作用，例如翼下吊挂发动机喷流对襟翼的撞击作用，类似现象在美国航天飞机再入时出现过；③喷流的引射效应，高速喷流由于气流的黏性作用，抽吸(引射)外流，使外流流线向喷流轴线方向弯曲，流速增加，静压降低；④喷流的体积效应，又称自由边界效应或位移效应。喷流羽流边界类似一个实体边界，对气流产生阻塞作用，迫使外流流线向外弯曲，静压增高。1

模型设计喷流模型设计应在满足高超声速风洞试验模型设计的基础上展开。喷流模型的设计可参照GJB 4012-2000(高超声速推进风洞导弹冷/热喷模型设计准则》进行。此外，喷流试验模型设计中还应注意以下问题：

模型缩比确定由于喷流会对风洞流场造成较大影响，特别是在大喷流压比、大的相对喷流动量比(喷流动量与风洞自由来流动量之比)的情况下，如仍然按照常规风洞试验确定模型缩比，喷流往往会导致喷流试验时风洞流场堵塞，因此喷流试验模型缩比往往要小于常规试验模型缩比。

由于喷流干扰试验中，飞行器的气动外形、喷管布置位置、喷管数量以及射流方向等差异很大，难以用统一的标准简单地确定喷流干扰试验模型的合理缩比。因此，喷流干扰试验模型的缩比通常采用以下几种方式确定：①在常规试验模型的基础上，再适当缩小模型尺度，通常控制在常规试验模型大小的25%～50%。②根据类似的风洞喷流干扰试验的经验数据确定模型缩比。需要指出的是，由于不同风洞、不同试验条件下风洞的抗堵塞能力不同，在设计中应考虑该因素的影响。③通过带喷流的堵塞模型试验确定合理的模型缩比。即在正式设计前，通过设计加工简化的不同尺度带喷流堵塞模型进行风洞试验，确定最终模型缩比。

防隔热设计由于外流对模型的气动加热，以及热喷流发动机工作后的高温对天平测量存在不利影响，一般应该在天平与模型之间、模型发动机与天平之间加装隔热套或水冷套，以减小温度影响或对天平造成损坏。

冷喷流供气支路为了避免对模型气动特性的干扰，供气管路系统一般与模型支撑进行一体化设计，放置于模型尾部。如采用尾支撑，通常将尾支撑设计为中空的管道结构，作为喷流供气管路的一部分，可以使试验装置结构紧凑并减小干扰。2

试验装置喷流装置喷流装置有喷流气源、闸阀、减压阀(或调压阀)、通气管道、通气支架，高压空气通过喷流接头进入模型内的稳压室(或称储气室)，最后从模型喷管喷出。

在进行风洞喷流试验时，关键问题是在测力试验时怎样把高压气通到模型喷管中而对天平无干扰或少干扰。根据模型支撑方式和采用的天平类型的不同，可以有不同的通气方式和通气装置。通常采用的通气装置包括胶管、波纹管、迷宫盘、空气轴承、空气桥等。对于低速风洞使用机械天平的测力试验，例如用迷宫盘和空气轴承，都能较好地满足要求。

另有一类通气方式，其通气系统不与天平相连，也不与模型相连，整个喷流系统是独立的。这类通气方式把喷流系统与天平及模型分开了，但要求这个系统与模型要同步地改变迎角和侧滑角，并始终与模型保持恒定的相对位置和间隙，这就要求有一套比较复杂的操纵机构。

专门设计的空气桥是被成功应用的通气装置。它是在管道之间安装通气的万向接头(通常为3个)。固定靠高压气源的一端使空气桥悬挂，另一端通向外式天平空心支杆到模型内腔。对采用内式应变天平的尾撑模型(机翼下吊挂的发动机)，则可使用通气天平。高压空气由尾撑系统输送，有中心通孔的天平与空心尾支杆配合连接，空气通道有相对应的密封波纹管，在模型端部密封。空气通过四周上的孔进到包围在波纹管的储气室中，再从贮气室通到模型腔中。这里，校准天平要用预计的试验压力为天平加压，以计算出其微小的干扰和由空气压力引起的天平灵敏度的变化。

喷流模型支架喷流模型支架形式有很多种，可根据不同的设备、不同的模型选用合适的支撑方式。下面介绍5种支架形式。

①腹部支架

低速试验多用垂直机身的支架，高速试验采用带有后掠角或前掠角的叶片式支架，高压空气通过支架内腔流人模型内。其优点是结构相对简单，容易满足结构强度和刚度要求，为了减小干扰，要求支架相对厚度小于5%。其缺点是影响机身流场及其边界层的发展，对模型流场干扰严重，特别是在跨声速范围内，并且不宜用于横侧试验。

②翼尖支架

翼尖支架支撑在模型两边翼尖处，对模型流场的干扰比腹部支架明显减小，但为了提供喷流所需的高压空气，必须改变机翼外形，从而改变机翼下洗对尾翼的影响。为了减小干扰，要求超声速时在支杆尖部所产生的激波和膨胀波不会打到模型的测量部件，连接两侧支杆的后面水平支杆离模型尾部应有足够远的位置。

③尾支撑

与全机测力模型尾支杆支撑形式一样。这种支撑形式对模型流场干扰最小，但尾支杆占据了模型尾部部分空间，要保证喷管有足够的出口面积让喷流流量通过比较困难，高压气流从支杆内部流人荐反喷出来，气流总压损失大，对于非圆形喷管，尾支撑形式也不适用。为了得到准确的喷流试验数据，尾支杆直径与喷管直径之比应小于0.7。

④张线支撑

采用全机测力模型使用的张线支撑形式。进人模型的通气系统可使用引气杆、波纹管空气桥等。其优点是支架干扰小、迎角变化范围大、模型内可装多台天平等。

⑤半模型反射面支撑

该支撑形式只能用于发动机安装在机翼上的模型试验。

试验步骤①根据确定的模拟状态与模拟参数算得试验所需的控制参数，如喷管出口气流总压等。

②测定喷管出口气流总压与调压阀后压力的关系曲线。测量时，总压排管安装在喷管出口截面上，其轴线与喷管轴线平行，通过调压阀控制阀后压力，测得不同的阀后压力与喷管出口气流总压的对应关系。利用这一关系曲线，就可把对喷管出口总压的控制变为对调压阀后压力的控制。

③动量系数的求法

可用安装在供气导管中的流量测量装置测量流量，根据试验落压比、喷流总温等参数算得喷流的动量系数。

④按一般测力试验方法进行有喷流与无喷流的试验。1