[发明专利]扩大高超声速静音喷管静试验区的方法及高超声速喷管

说明书

技术领域

本发明涉及空气动力学实验设备，具体而言，涉及一种扩大高超声速静音喷管静试验区的方法及高超声速喷管。

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。

现有的高超声速风洞流场存在较高的气动噪声和湍流度，比高空大气的实际流场高1～2个数量级，因此采用现有的高超声速(马赫数在5.0到10的范围内)风洞进行试验，由于其边界层转捩位置、转捩区域和转捩雷诺数与实际高空大气偏差较大，造成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％)，也即高超声速静音风洞。

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。传统喷管一般包括收缩区、喉道区和扩张区三部分，为了在试验段产生高超声速气流，喷管的收缩区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开始等熵均匀加速膨胀，至喷管扩张区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、喉道区和扩张区是传统喷管的三个部分，收缩区为一连续收缩的型面，喉道区为曲线直径最小的部分，扩张部为一连续扩大的型面，喉道区将收缩区和扩张区无缝连接起来，形成整体喷管曲线。试验模型在喷管出口进行实验。

高超声速风洞要求喷管达到层流喷管的水平，所谓层流喷管，就是说喷管内表面的流动必须是层流边界层，但是一般的喷管的边界层均是湍流边界层，这使得现有喷管构成的高超声速风洞拟真度低、试验结果准确度低。通过在收缩段和喉道之间设置抽吸段，将湍流边界层抽吸出喷管可以使高超声速喷管静音，但此种喷管的试验区可能无法满足需求。由于喷管的转捩位置无法到达喷管出口，致使喷管的试验区域小，不能满足大尺寸模型的试验需要。

发明内容

本发明旨在提供一种扩大高超声速静音喷管静试验区的方法及高超声速喷管，以解决现有技术中的高超声速静音喷管的试验区域较小的问题。

为了实现上述目的，根据本发明的一个方面，提供了一种扩大高超声速静音喷管静试验区的方法，该扩大高超声速静音喷管静试验区的方法包括：确定喷管的转捩位置T；确定第一抽吸孔位置，第一抽吸孔贯穿喷管的管壁，且第一抽吸孔与喷管的内壁面相交形成第一交面，转捩位置T位于第一交面内；确定第一抽吸孔的轴线与喷管的轴线之间的夹角α；确定第一抽吸孔的截面形状，并确定第一抽吸孔的截面积。

进一步地，转捩位置T位于第一抽吸孔的轴线上。

进一步地，在确定第一抽吸孔的截面形状，并确定第一抽吸孔的截面积的步骤中，第一抽吸孔在第一平面上的截面形状为椭圆形，第一平面为垂直于第一抽吸孔的轴线的平面，确定第一抽吸孔的长直径h和短直径m。

进一步地，第一抽吸孔的短直径m的取值范围为喷管的转捩位置T处的边界层厚度的0.1倍至0.3倍，第一抽吸孔的长直径h的取值范围为2倍至4倍的第一抽吸孔短直径m。

进一步地，夹角α的取值范围为45度至90度。

进一步地，多个第一抽吸孔沿喷管的圆周方向均匀间隔设置构成第一孔组，扩大高超声速静音喷管静试验区的方法还包括如下步骤，根据公式1确定第一孔组内的第一抽吸孔的数量，

k=Ln+m]]>          公式1

其中，L为第一孔组所在处的喷管的内圆周长度，n为第一孔组的相邻两个第一抽吸孔之间的距离，n的取值范围为0.5倍至1.5倍的第一抽吸孔的短直径m。

进一步地，第一孔组的相邻两个第一抽吸孔之间的距离n等于第一抽吸孔的短直径m。

进一步地，沿喷管的轴向间隔设置有多个第一孔组，相邻两个第一孔组之间的距离为X1，其中X1为处于上游的第一孔组处的边界层厚度的5倍至10倍。