[发明专利]高超声速静风洞喷管设计方法及该喷管转捩位置确定方法

说明书

技术领域

本发明涉及高超声速风洞设计技术领域，更具体地，涉及一种高超声速静风洞喷管设计方法及该喷管转捩位置确定方法。

背景技术

风洞实验是指在一个按一定要求设计的管道内，使用动力装置驱动一股可控制的气流，将实验模型100(参见图1和图2所示)固定在管道的试验区内，根据运动的相对性和相似性原理进行各种空气动力实验，以模拟空中各种飞行状态，获取模型实验数据。高超声速风洞是风洞的一种，广泛的应用于导弹、飞机、火箭等的模型实验，是航空航天领域内一项基本的实验设备。

普通的高超声速风洞流场一般能够实现高空大气速度场、温度场、压力场等的模拟，但是存在较高的气动噪声和湍流度，比高空大气的“安静”流场高1～2个数量级，因此模型在普通的高超声速风洞中进行试验，某些试验结果的准确性严重偏离真实情况，从而为模型的准确设计带来困难。

为此需研究一种气动噪声和湍流度，与高空大气接近的高超声速风洞(高空大气的湍流度一般只有0.03％)，我们称之为高超声速静风洞，它是高超声速风洞的一种，是高超声速风洞中性能和流场品质最好的一种风洞。

喷管是高超声速风洞的关键部件，它安装在风洞稳定段的下游和试验段的上游。如图1所示，传统喷管一般包括收缩区10、喉道区11和扩张区12三部分，为了在试验段产生高超声速气流，喷管的收缩区10将气流从低亚声速均匀加速到声速，然后气流从喷管的喉道区11开始等熵均匀加速膨胀，至喷管扩张区12出口达到所要求的马赫数，因此喷管是保证实验段获得设计马赫数的重要风洞部件。

对于传统的高超声速风洞，收缩区10、喉道区11和扩张区12是传统喷管的三个部分(如图1所示)，收缩区10为一连续收缩的型面，喉道区11为曲线直径最小的部分，扩张区12为一连续扩大的型面，喉道区11将收缩区10和扩张区12无缝连接起来，形成整体喷管曲线。见图1所示。试验模型在喷管出口进行实验。为了达到高超声速静风洞设计要求，图1中所示的传统喷管设计已不能满足要求，传统喷管需要进行改造，可以设计成如图2所示的结构。

为得到高超声速静风洞，喷管的设计至关重要，要求喷管的设计达到层流喷管的水平，所谓层流喷管，就是说喷管表面的流动必须是层流边界层，但是众所周知一般的喷管的流动其边界层均是湍流边界层15，如图1所示，一般的喷管其内表面几乎全部是湍流边界层15，而湍流边界层15的喷管是不可能得到高超声速静风洞的。

图2是目前采用的一种高超声速静风洞喷管结构，即将喷管在喉道位置“打断”，喷管在喉道区11的曲线不再连续，将喷管分成四部分，收缩区10、抽吸区16、喉道区11、扩张区12，抽吸区16的作用是将收缩区10壁面发展的湍流边界层抽吸出去，消除了前方湍流对喷管下游的影响，维持喷管壁面边界层为层流；由于风洞流场品质与喷管壁面边界层层流长度有密切关系，喷管壁面边界层层流长度越长，喷管的流场品质越好。因此此举可提高喷管性能和流场品质，大幅降低喷管的湍流度和噪声，达到静风洞的水平。

图3所示为带边界层抽吸的静喷管转捩过程图，从图可以看出，抽吸区16将收缩区10壁面发展的收缩区湍流层17抽吸出去，由于湍流边界层被抽走，从喉道区11开始，边界层重新开始生成，此时开始的边界层为层流边界层，层流边界层经过一段距离的发展再变成湍流边界层15，如图3所示，喉道区11至转捩区域14的T点之间为层流边界层18，但是层流边界层18并不能够维持整个扩张区12的长度，也就是说层流边界层18并没有达到理想的C点，而是到T点流动就开始转捩，形成湍流边界层15，从湍流边界层15转捩的T点开始，马赫波向下游辐射，湍流边界层15的噪声辐射影响到下游区域，造成TEFC和T’EFC’不是静风洞喷管的静试验区域。

根据高超声速空气动力学知识，高超声速喷管模型试验区域是CSC’F的菱形四边形。根据以上分析，CSC’F的菱形四边形减去下游湍流影响的噪声区域CAEF和C’BEF，对于高超声速静风洞的试验区域就是ASBE的菱形四边形，静试验区域的长度为ΔX，高度为ΔY，静试验区的长度ΔX、高度ΔY是衡量静风洞性能的非常重要的指标，因为它们决定了模型的外形尺寸大小，而模型如果太小，意味着实验雷诺数太小，试验结果受到影响。

发明人发现，喷管内表面从层流到湍流转捩点T是一个非常重要的参数，必须预测T点位置，才知道静风洞喷管试验区域的大小，也是说喷管设计时，就要进行T点的预测，这个非常重要，因为如果不进行预先计算，可能喷管设计完成后，进行调试，发现静试验区的长度ΔX、高度ΔY非常小，那就根本没办法进行静风洞喷管试验，静风洞设计就会失败。