一種超音速發動機試車臺包括供給源，溫度模擬單元，模擬艙，超音速噴管和排氣引射器；供給源包括燃油供給源，氧氣供給源，發動機進氣供給源，酒精供給源和引射器主動氣流供給源；溫度模擬單元包括管體和殼體，管體位于殼體內部，管體內為第一介質通道，管體的外壁與殼體的內壁之間的空間形成第二介質通道；被試發動機位于模擬艙內；超音速噴管包括依次同軸固定連接的入口等直段，亞音速收斂段，初始超音速膨脹段和超音速膨脹段；本實用新型的超音速發動機試車臺，在溫度模擬單元和發動機進氣口之間設置拉瓦爾型的超音速噴管，實現超音速發動機以及發動機地面試驗時，超音速發動機的超音速進氣狀態模擬。

技術領域

本實用新型涉及試驗測量技術領域，尤其是一種超音速發動機試車臺。

背景技術

航空發動機在進行試飛前，需在地面做高空模擬試驗，發動機試驗時，要求一組參數，包括進氣總壓，進氣空氣流量，進氣氧含量，進氣總溫，發動機供油油量，空氣環境壓力，稱之為狀態點，同時達到設定值及穩定后，記錄其性能及參數或考核其性能。隨著發動機的日趨成熟，超音速發動機的應用日趨廣泛，在此基礎上，用于飛機尤其是無人機的超音速發動機以及發動機地面試驗時，發動機進氣系統需要模擬超音速發動機的超音速進氣狀態，現有發動機試車臺技術，對于超音速發動機進氣模擬尚無成熟技術，同時對于模擬狀態何時達到穩定狀態也無準確的理論判定方法，導致試驗模擬效果差，試驗周期長，成本高，資源浪費情況嚴重。

發明內容

本實用新型的技術解決問題是：克服現有技術的不足，提供一種超音速發動機試車臺。

本實用新型的技術解決方案是：一種超音速發動機試車臺，包括供給源，溫度模擬單元，模擬艙，超音速噴管和排氣引射器；供給源包括燃油供給源，氧氣供給源，發動機進氣供給源，酒精供給源和引射器主動氣流供給源；溫度模擬單元包括管體和殼體，管體位于殼體內部，管體內為第一介質通道，管體的外壁與殼體的內壁之間的空間形成第二介質通道；被試發動機位于模擬艙內；超音速噴管包括依次同軸固定連接的入口等直段，亞音速收斂段，初始超音速膨脹段和超音速膨脹段；燃油供給源通過管路與被試發動機連通，氧氣供給源和發動機進氣供給源分別通過管路與第二介質通道的入口連通，第二介質通道的出口通過管路與超音速噴管的入口等直段的入口連通，超音速噴管的超音速膨脹段通過管路被試發動機的進氣口連通，酒精供給源經過點火器后通過管路與第一介質通道的入口連通，第一介質通道的出口與外界連通，引射器主動氣流供給源通過管路與排氣引射器連通，排氣引射器穿過模擬艙靠近被試發動機的排氣管。

進一步的，入口等直段，亞音速收斂段，初始超音速膨脹段和超音速膨脹段均為中空回轉體，入口等直段，亞音速收斂段，初始超音速膨脹段和超音速膨脹段的回轉軸相同；亞音速收斂段的內部流道為連續收縮的圓弧的軸回轉曲面，初始超音速膨脹段的內部流道為連續擴張的圓弧的軸回轉曲面，超音速膨脹段的內部流道為圓臺面；亞音速收斂段內部流道連續收縮圓弧的半徑與初始超音速膨脹段內部流道連續擴張圓弧的半徑相同，亞音速收斂段和初始超音速膨脹段的內部流道連接截面為喉道的截面；超音速膨脹段的內部流道圓臺的母線與初始超音速膨脹段內部流道連續擴張圓弧的尾端相切。

進一步的，連通燃油供給源與被試發動機的管路上設置有發動機燃油供給流量調節閥和發動機燃油供給截止閥。

進一步的，連通氧氣供給源與第二介質通道的入口的管路上設置有氧供給流量調節閥和氧供給截止閥。

進一步的，連通發動機進氣供給源與第二介質通道的入口的管路上設置有發動機進氣供給壓力調節閥。

進一步的，連通酒精供給源與第一介質通道的入口的管路上設置有酒精供給流量調節閥和和酒精供給截止閥，第一介質通道的出口與外界連通。

進一步的，連通引射器主動氣流供給源與排氣引射器的管路上設置有引射器主動氣流供給壓力調節閥。

進一步的，噴管的亞音速收斂段內部流道連續收縮圓弧的半徑至少為喉道直徑的4倍。