[发明专利]一种风洞高马赫数低雷诺数轴对称型面喷管设计方法

说明书

本发明涉及一种风洞高马赫数低雷诺数轴对称型面喷管设计方法，包括以下步骤，Ⅰ.选取喷管设计点，根据设计点的总温T₀、总压P₀和特征尺寸等参数通过特征线法计算无粘型面；Ⅱ.求解轴对称的Von‑Karman动量方程，得到附面层形状因子H的值和动量厚度θ的值；Ⅲ.采用动量厚度加权法求解位移厚度，其中需要预估动量厚度加权系数k，将位移厚度加到无粘型面上，求得物理型面；IV.利用NS方程求解喷管内的流动，并分析流场的品质；Ⅴ.当流场的品质达不到使用要求，则修改预估的动量厚度加权系数k值，并重复步骤Ⅲ进行迭代计算，直到流场的品质达到使用要求，本发明所设计的喷管具有在高马赫数、低总压条件下形成高品质流场的优点。

技术领域

本发明涉及风洞设计技术领域，尤其涉及一种风洞高马赫数低雷诺数轴对称型面喷管设计方法。

背景技术

飞行器在再入大气层的过程中要在高马赫数条件下经历稀薄流区，并在这个流区内飞行较长的时间，其气动问题非常复杂；为了通过地面试验模拟来研究飞行器在稀薄条件下的飞行特性，高超声速风洞需要模拟马赫数12～18的流动，为了产生这样高速、均匀的流动，需要设计型面喷管。然而，在这种条件下使用的型面喷管，其总温较高、总压较低，喷管内的流动状态不易确定，如果采用常规的型面喷管设计方法，所得到的喷管就会存在内部急剧膨胀、局部冷凝等问题，所产生的试验流场也会有均匀区偏小、流场品质偏低等问题，不适合做高精度的测力、测热试验。

因此，针对以上不足，需要提供一种风洞高马赫数低雷诺数轴对称型面喷管设计方法。

发明内容

(一)要解决的技术问题

本发明要解决的技术问题是解决风洞运行总温高、总压低、流动状态不易确定、流场品质要求高，型面喷管设计难度大的问题。

(二)技术方案

为了解决上述技术问题，本发明提供了一种风洞高马赫数低雷诺数轴对称型面喷管设计方法，包括以下步骤，

Ⅰ.选取喷管设计点，根据设计点的总温T₀、总压P₀和特征尺寸等参数通过特征线法计算无粘型面；

Ⅱ.求解轴对称的Von-Karman动量方程，得到附面层形状因子H的值和动量厚度θ的值；

式中：x-喷管沿轴线方向的距离，以喉道处为原点；

y-喷管垂直于轴线的距离，以喉道处为原点；

M_e-喷管设计马赫数；

C_f-摩擦系数；

θ_f-气流偏转角；

Ⅲ.采用动量厚度加权法求解位移厚度，其中需要预估动量厚度加权系数k，将位移厚度加到无粘型面上，求得物理型面；

IV.利用NS方程求解喷管内的流动，并分析流场的品质；

Ⅴ.当流场的品质达不到使用要求，则修改预估的动量厚度加权系数k值，并重复步骤Ⅲ进行迭代计算，直到流场的品质达到使用要求。

通过采用上述技术方案，该方法通过在附面层形状因子求解方程中加入加权因子，并通过数值模拟方法确定加权因子的值，使喷管的附面层修正具有一定的弹性，通过迭代计算，形成满足设计要求的喷管型面，该型面能够在高马赫数、低雷诺数条件下产生高品质流场，有效解决了原型面喷管设计难度大的问题。

作为对本发明的进一步说明，优选地，所述特征线法是通过已知两点所发出的特征线相交于第三点，第三点的参数通过已知两点的参数差分获取，一般形式如下：