可替代自由射流试验的超燃冲压发动机直连试验装置及设计方法技术领域
本发明属于航空航天飞行器高超进排气系统技术领域，具体涉及一种可替代自由
射流试验的超燃冲压发动机直连试验装置及设计方法。
背景技术
对超声速燃烧机理及性能影响因素研究是超燃冲压发动机研究的核心问题之一，
在传统的研究方法中，试验模拟研究是进行科学研究最直观、最有力的手段，传统的燃烧室
模拟试验通常包括直连式试验和自由射流试验，但均存在一定缺陷：
在传统的超燃冲压发动机的自由射流试验中，燃烧室前连接有进气道-隔离段，试
验来流条件与飞行条件相同，可使燃烧室入口流场非常接近真实情况，但该实验模型尺寸
太大，相应的喷管出口面积更大，这就要求试验设备具有相当的规模，同时还需要能产生与
飞行条件相同的高焓风洞，因而耗能大，实验成本高，而且高焓风洞实验时间短，不利于数
据的采集等工作的进行。
传统的直连式试验是将出口产生均匀流场的超声速喷管与燃烧室直接相连，直连
式试验具有设备简单、成本低、试验持续时间长等优点，但传统直连式试验中进入燃烧室的
气流与实际发动机由进气道-隔离段进入燃烧室的气流存在诸多差异。主要差别有：
(1)附面层差异：传统直连式试验中进入燃烧室的附面层很少，且一般具有对称
性，而实际状态下附面层较厚，并在进气道-隔离段中进一步发展呈现出明显的非对称性。
(2)激波与膨胀波差异：传统直连式试验中进入燃烧室的气流均匀且无明显的激
波和膨胀波，而实际发动机进气道流场的激波膨胀波系会进入燃烧室。
(3)进入燃烧室气流的压力梯度方向不同：在实际发动机里，进气道流场存在严重
的逆压力梯度，易于产生附面层分离，但传统直连式试验中进入燃烧室的气流存在正向压
力梯度，这有利于抑制附面层的分离。
发明内容
发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种可替代自由射流试
验的超燃冲压发动机直连试验装置及设计方法，利用直连试验台为燃烧室提供了较为真实
的入口流场结构。
技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：
一种可替代自由射流试验的超燃冲压发动机直连试验装置，包括串联的风洞喷管
和进气道内通道模拟段，所述内通道模拟段与目标进气道的内压段结构相同；
所述风洞喷管向上偏转一定角度，大小等于所述进气道内通道模拟段唇口前的顶
板压缩角的角度，所述风洞喷管的出口截面的气流参数等同于实际进气道的唇口入口的截
面参数。
进一步的，所述风洞喷管由圆转方段、亚声速S弯段、拉瓦尔喷管段依次串联匹配
组成；所述亚声速S弯段的后半段向上偏转一定角度，大小等于所述进气道内通道模拟段唇
口前的顶板压缩角的角度。
进一步的，所述风洞喷管与所述进气道内通道模拟段之间连接设置有一段附面层
发展段，利用光滑平板增大附面层厚度，模拟附面层特性。
进一步的，在所述附面层发展段的末端和所述进气道内通道模拟段的唇口连接的
内压段处设置有附面层排溢通道，沿所述进气道内通道模拟段连接至其外侧。
进一步的，所述附面层排溢通道由唇口附面层排溢通道和两侧壁面附面层排溢通
道组成，均呈由大至小的漏斗状；
其中，所述唇口附面层排溢通道位于所述进气道内通道模拟段上方，入口连接所
述附面层发展段的末端；
所述两侧壁面附面层排溢通道对称设置，沿所述进气道内通道模拟段的唇口两侧
壁面向外延伸。
一种可替代自由射流试验的超燃冲压发动机直连试验装置的设计方法，其特征在
于：包括以下步骤：
(1)获得目标流场，为目标进气道即进气道内通道模拟段在典型工况下的特性；
(2)选择模拟起始点即为匹配点，并提取该位置的截面参数；
(3)根据所述起始点参数分布和流量关系设计风洞喷管的参数，包括风洞喷管出
口参数和风洞喷管喉道面积，所述喷管出口参数与匹配点截面参数相同，主要包括马赫数、
静压、温度。
(4)根据所述起始点参数分布进行匹配点前外压段附面层模拟和匹配点后内压段
流场模拟；
(5)对风洞喷管、附面层发展段和进气道内通道模拟段组合成的直连试验装置进
行数值仿真，即全流场模拟，获得其流场特征，包括主流区流动参数分布、附面层厚度、激波
和膨胀波波系结构，并与目标流场对比；
(6)依据与目标流场的偏差调整试验装置的形面设计。
进一步的，步骤(1)中，所述特性包括波系结构，如唇口压缩角引起的斜激波、肩点
凸角产生的膨胀波，参数分布，如马赫数、静压、温度分布，总体性能，如喉道及出口位置的
总压恢复系数、马赫数、压比。
进一步的，步骤(2)中，所述截面参数包括马赫数、静压、温度。
有益效果：本发明提供的可替代自由射流试验的超燃冲压发动机直连试验装置及
设计方法，仅利用直连试验台为燃烧室提供较为真实的入口流场结构，包括壁面附面层厚
度、截面参数分布、隔离段内激波与膨胀波的交替反射以及由此引发的二次流等非均匀非
对称流动细节，达到类似自由射流试验的效果，同时试验成本与之相比较低(不需要高焓风
洞或大尺寸风洞)。本方案仿真度高，能较真实地模拟进气道喉道及下游隔离段内的流场结
构，使直连式试验流场更接近实际发动机的流场。
附图说明
图1为超燃冲压发动机燃烧室入口流场模拟直连试验装置的设计流程图。
图2为可替代自由射流试验的超燃冲压发动机直连试验装置正视示意图。
图3为进气道内通道模拟段及附面层排溢通道俯视示意图。
图4为某典型二元高超声速进气道模型示意图。
其中：1-圆转方段，2-亚声速S弯段，3-拉瓦尔喷管段，4-附面层发展段，5-唇口的
附面层排溢通道，6-进气道内通道模拟段，7-两侧壁面的附面层排溢通道。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作更进一步的说明。
本发明公开了一种可替代自由射流试验的超燃冲压发动机直连试验装置及设计
方法，利用直连试验台为燃烧室提供了较为真实的入口流场结构。本装置包括圆转方段1、
亚声速S弯段2、拉瓦尔喷管段3、附面层发展段4、进气道内通道模拟段6和附面层排溢通道
5、7。将风洞喷管向上偏转一定角度，大小等于进气道唇口前的顶板压缩角，从而使风洞喷
管出口截面气流参数等同于实际进气道的唇口入口截面参数，实现对实际进气道唇口下游
的内压缩通道直接进行模拟。在风洞喷管与进气道内通道模拟段6之间连接一附面层发展
段4，同时在内压段处将风洞喷管唇口和两侧壁面的附面层通过排溢通道进行抽吸，便于试
验装置起动，并使上下壁面附面层呈现出类似真实状态下的非对称性。本方案仿真度高，能
较真实地模拟进气道喉道及下游隔离段内的流场结构，使直连式试验流场更接近实际发动
机的流场。
如图2及图3所示，本试验装置包含以下几个组成部分：
(1)圆转方段1：将风洞圆形截面过渡为方形截面，为二元进气道模型做准备；
(2)亚声速S弯段2：使气流向上偏转一定角度，大小等于进气道唇口前的顶板压缩
角；
(3)拉瓦尔喷管段3：将亚声速气流加速至超声速，达到实际进气道唇口入口截面
的流动马赫数；
(4)附面层发展段4：利用光滑平板增大附面层厚度，模拟附面层特性；
(5)内压段唇口的附面层排溢通道5：用于抽吸唇口附近的附面层，便于喷管和试
验装置起动，同时使上壁面附面层厚度较下壁面更薄，接近真实状态；
(6)进气道内通道模拟段6：与目标进气道结构相同，对流场直接进行模拟。
(7)内压段两侧壁面的附面层排溢通道7：用于抽吸两侧壁面的附面层，便于喷管
和试验装置起动。
在图2及图3所示的试验装置中，风洞喷管(包括部件1、2、3)用于产生与进气道喉
道上游某截面相同的流场，该截面称为流场匹配截面。将流场匹配截面选为唇口入口位置，
将喷管向上偏转一定角度，大小等于进气道唇口前的顶板压缩角，可使风洞喷管出口截面
气流参数几乎等同于实际进气道的唇口入口截面参数。从该截面开始，试验装置完全复制
进气道结构(称为内通道模拟段)，以产生与进气道内部相同的波系结构。
为了补偿喷管出口下壁面附面层厚度不足，在喷管与内通道模拟段之间连接一附
面层发展段4，发展段中的光滑平板可以增大附面层厚度，用于模拟进气道流场匹配截面的
附面层特性。
之后将内通道模拟段6设置为与目标进气道内压段结构相同，用于对流场进行直
接模拟。
同时由于实际进气道唇口板附面层从唇口开始发展，而喷管出口上壁面和两侧壁
面均存在一定厚度的附面层，对流场模拟有较大干扰，为了全面准确地模拟进气道流场特
性，通过增加附面层排溢通道5、7抽吸唇口板和侧板位置的附面层，保证上下壁面的附面层
厚度呈现出非对称性。
因此本发明主要分为四个部分：喷管(包括圆转方段，亚声速S弯段和拉瓦尔喷管
段)、附面层发展段、内通道模拟段和附面层排溢通道。
图1给出了超燃冲压发动机燃烧室入口流场模拟直连试验装置的一般设计流程。
具体过程为：
(1)获得目标流场，为目标进气道即进气道内通道模拟段(6)在典型工况下的特
性；
(2)选择模拟起始点即为匹配点，并提取该位置的截面参数；
(3)根据所述起始点参数分布和流量关系设计风洞喷管的参数，包括
风洞喷管的出口参数和风洞喷管的喉道面积，其中风洞喷管喉道面积根据公式
得到，该喷管出口主要参数应与匹配点截
面参数相同，主要包括马赫数、静压、温度。
(4)根据所述起始点参数分布进行匹配点前外压段附面层模拟和匹配点后内压段
流场模拟；
(5)对风洞喷管、附面层发展段(4)和进气道内通道模拟段(6)组合成的直连试验
装置进行数值仿真，即全流场模拟，获得其流场特征，包括主流区流动参数分布、附面层厚
度、激波和膨胀波波系结构，并与目标流场对比；
(6)依据与目标流场的偏差调整试验装置的形面设计。
实施例
下面结合一个实施例对本发明作进一步说明。
图4给出了一个典型二元高超声速进气道模型示意图，该进气道设计点取Ma6、+4°
攻角状态，工作范围为：Ma4～Ma7。0°攻角时进气道总收缩比5.44，+4°攻角时，总收缩比达
到7.14，能够满足进气道对气流的压缩要求。同时为避免攻角状态下第一级压缩角过大，故
外压段第一级楔角取4°，后接两级6°压缩角，该压缩角配置下，进气道实现了在设计点时三
道斜激波气动封口。选取该进气道流场为试验的目标流场，试验工况对应于Ma4/Ma6、0°攻
角状态。
第一步，根据试验装置喷管出口截面参数应与真实进气道相应工况下的唇口入口
截面参数相同可以得到，其中，对应进气道Ma4、0°攻角状态的喷管出口马赫数为Ma3.1，对
应进气道Ma6、0°攻角状态的喷管出口马赫数为Ma4.3，结合风洞条件得到拉瓦尔喷管段。
第二步，调整试验装置使喷管出口倾斜角度等于唇口前顶板压缩角，本例中为
16°，并由此得到喷管的圆转方段与亚声速S弯段。
第三步，设置附面层发展段内为光滑平板。
第四步，完全复制该进气道内压段结构作为内通道模拟段。
第五步，在内压段的两侧壁面和唇口增开溢流通道。
两种工况下的试验和仿真结果分别如下表，可以看出燃烧室入口截面位置的总压
恢复系数σiso_ex、马赫数Maiso_ex、增压比πiso_ex等试验结果与数值仿真结果基本一致，
此外从计算云图与试验探针测量结果图像对比可以发现，截面上各参数的分布趋
势也大致吻合，基本实现了利用直连试验台为燃烧室提供较为真实的入口流场结构。
Ma4、0°攻角工况下燃烧室入口截面流量平均参数
Ma6、0°攻角工况下燃烧室入口截面流量平均参数
表格中EXP数据为试验中皮托耙直接测得，CFD数据由数值仿真软件求出。总压恢
复系数σiso_ex定义为出口质量流量平均总压与来流总压之比，马赫数Maiso_ex定义为出口质
量流量平均马赫数，增压比πiso_ex定义为出口质量流量平均静压与来流静压之比。
该实施例结果表明，本发明所述装置可达到相应的试验要求。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人
员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应
视为本发明的保护范围。