共用喉部的超聲速噴管及其設計方法
2023-05-29 18:32:16
專利名稱：共用喉部的超聲速噴管及其設計方法
技術領域：
本發明涉及流體動力領域，具體而言，涉及一種共用喉部的超聲速噴管及其設計方法。
背景技術：
超聲速/高超聲速噴管廣泛的應用於高速飛行器、火箭發動機、超聲速風洞、高能雷射器、引射真空泵等設備中，噴管流場品質對設備的性能具有重要的影響。通過一定的設計技術獲取適當的噴管壁面曲線，可以大大提高噴管流場品質，提高設備性能，節省研究經費。超聲速噴管一般由收斂段(亞聲速段)和膨脹段(超聲速段)組成。在一定壓力驅動下，氣體在收斂段逐漸加速，並在喉部附近達到聲速，然後在膨脹段繼續加速，直至在出口形成所需要的馬赫數和流動方向角分布的超聲速氣流。在高超聲速風洞中，為了節省噴管加工經費，經常採用更換噴管喉部實現大部分噴管段的共用，並實現多馬赫數的運行。然而，隨著對風洞試驗能力要求越來越高，當噴管喉部的研製經費遠遠高於其它部分時，就有了共用噴管喉部的必要性，這種情況常常出現在高總溫連續風洞中。在燃燒加熱的自由射流風洞中，燃燒室以及噴管的亞聲速段和初始膨脹段中流動的馬赫數較低，靜溫較高，必須採取複雜的冷卻系統，其造價十分昂貴，且難以拆卸。為節省經費，提高實驗效率，在實際設計、加工和使用中，可以將燃燒室和噴管喉部前後的低馬赫數區域做成一體，降低冷卻系統複雜性的同時，既避免拆卸可能帶來的系統被破壞的風險， 又大大減少了設計、加工和維護經費，實現一套動力系統對應多個風洞的運行馬赫數、出口直徑。由此提出了一個新的問題，對於一個噴管來說，喉部前後壁面曲線確定之後，如何在出口生成不同參數的流場測試條件。傳統二維和軸對稱噴管設計方法主要包括下面幾種。Foelsch提出的一種近似方法(K. Foelsch. The Analytical Design of an Axially Symmetric Laval Nozzle for a Parallel and Uni form Jet. J. of the Aeronaut, Sci. 16 :161_188，1948.)採用經驗曲線設計亞聲速段，對於超聲速段，假定噴管的某一區域為泉流，然後過渡為均勻流動，並針對初始膨脹區提出一套經驗公式。隨後人們對該方法進行了很多改進，如Crown對其經驗公式進行改進(J. C. Crown. SupersonicNozzle Design. NACA TN-1651，1948.)。由於這些方法都基於泉流假設，為了減小誤差，噴管一般很長，且由於在軸線上泉流區直接與均勻區相接造成軸向速度梯度不連續，影響流場品質。為了避免這些問題，Cresci通過在型面中設置一部分消波區而對以前的方法進行改進(R. J. Cresci. Tabulation of Coordinates for Hypersonic Axisymmetric Nozzles Part I—Analysis andCoordinates for Test Section Mach Numbers of 8，12 and 20. WADD-TN-58-300，1958.)，但此方法初始膨脹段仍為經驗公式，噴管很難做到優化。Sivells繼承Cresci的設計思想，結合Hall的跨聲速理論(I.M. Hall. Transonic Flow in Two-dimensional and Axially-symmetrie Nozzles.Quarterly Journal of Mechanics and Applied Mathematics, XV :487_508,1962.),通過設定軸線馬赫數分布或速度分布而得到具有連續曲率的噴管氣動型面(J. C. Sivells. A Computer Program forthe Aerodynamics Design of Axisymmetric and Planar Nozzles for Supersonic and Hypersonic WindTunnels. AEDC-TR-78—63，1978.)。專著《高低速風洞氣動與結構設計》(劉政崇，國防工業出版社，2003)介紹了多種噴管設計技術，相應的設計思路與前述方法類似，不再贅述。 已有的傳統二維和軸對稱噴管設計方法中並沒有可直接設計共用喉部的超聲速噴管的設計方法，而且設計出的超聲速/高超聲速噴管的流場品質不能很好的滿足試驗要求。
發明內容
本發明旨在提供一種共用喉部的超聲速噴管及其設計方法，以解決現有技術中難以生成不同參數的流場測試條件，以及設計出的超聲速/高超聲速噴管的流場品質不能很好的滿足試驗要求的問題。為了實現上述目的，根據本發明的一個方面，提供了一種共用喉部的超聲速噴管設計方法，包括根據入口幾何參數、喉部面積確定亞聲速段曲線；根據亞聲速段曲線和最大擴張角確定從喉部發出的初始特徵線；根據初始特徵線和喉部共用段壁面馬赫數採用特徵線法確定喉部共用段壁面曲線；根據噴管超聲速段結構設計要求設定喉部共用段壁面曲線下遊軸線馬赫數分布，然後採用特徵線法迭代確定非喉部曲線。 進一步地，初始特徵線根據下列跨聲速初值線方程給出
權利要求
1.一種共用喉部的超聲速噴管設計方法，其特徵在於，包括 根據入口幾何參數、喉部面積確定亞聲速段曲線；根據所述亞聲速段曲線和最大擴張角確定從喉部發出的初始特徵線；根據所述初始特徵線和喉部共用段壁面馬赫數採用特徵線法確定喉部共用段壁面曲線；根據噴管超聲速段結構設計要求設定所述喉部共用段壁面曲線下遊軸線馬赫數分布， 然後採用特徵線法迭代確定非喉部曲線。
2.根據權利要求1所述的共用喉部的超聲速噴管設計方法，其特徵在於，所述初始特徵線根據下列跨聲速初值線方程給出
3.根據權利要求1所述的共用喉部的超聲速噴管設計方法，其特徵在於，所述特徵線法迭代公式為
4.根據權利要求1所述的共用喉部的超聲速噴管設計方法，其特徵在於，在採用特徵線法迭代求解非喉部曲線之後還包括採用動量積分關係式的參考溫度解法求解邊界層位移厚度，進行邊界層修正，得到實際使用的壁面曲線，動量積分關係式為
5.根據權利要求1所述的共用喉部的超聲速噴管設計方法，其特徵在於，在根據入口幾何參數、喉部面積確定亞聲速段曲線之前還包括根據等熵關係式確定所述喉部面積，等熵關係式為
6.根據權利要求5所述的共用喉部的超聲速噴管設計方法，其特徵在於，在根據等熵關係式確定所述喉部面積之前還包括根據噴管幾何結構要求確定亞聲速段入口半徑、喉部半徑、噴管流量、最大擴張角和共用喉部下遊端點的馬赫數。
7.根據權利要求1所述的共用喉部的超聲速噴管設計方法，其特徵在於，所述亞聲速段曲線通過雙圓弧法確定。
8.根據權利要求1所述的共用喉部的超聲速噴管設計方法，其特徵在於，根據所述亞聲速段曲線和最大擴張角確定從喉部發出的初始特徵線包括根據所述超聲速噴管的最大擴張角確定喉部圓弧段端點。
9.根據權利要求8所述的共用喉部的超聲速噴管設計方法，其特徵在於，根據所述初始特徵線和共用段壁面馬赫數採用特徵線法確定共用段壁面曲線包括根據特徵線法確定所述喉部圓弧段端點之前壁面發出的特徵線網格。
10.根據權利要求9所述的共用喉部的超聲速噴管設計方法，其特徵在於，根據所述初始特徵線和喉部共用段壁面馬赫數採用特徵線法確定喉部共用段壁面曲線還包括根據直壁面特徵線網格和喉部共用段壁面馬赫數確定直壁共用段端點。
11.根據權利要求1所述的共用喉部的超聲速噴管設計方法，其特徵在於，所述喉部共用段壁面曲線下遊軸線馬赫數分布通過二次樣條曲線進行調整。
12.—種共用喉部的超聲速噴管，其特徵在於，包括根據初始特徵線和喉部共用段壁面馬赫數採用特徵線法確定的喉部共用段壁面曲線所形成的共用段超聲速噴管壁面。
13.根據權利要求12所述的超聲速噴管，其特徵在於，還包括採用特徵線法迭代確定的非喉部曲線所形成的非喉部超聲速噴管壁面，所述非喉部曲線根據噴管超聲速段結構設計要求設定喉部共用段壁面曲線下遊軸線馬赫數分布。
14.根據權利要求12所述的超聲速噴管，其特徵在於，還包括採用雙圓弧法確定的亞聲速段曲線所形成的亞聲速段超聲速噴管壁面。
15.根據權利要求12至14中任一項所述的超聲速噴管，其特徵在於，還包括採用動量積分關係式的參考溫度解法求解邊界層位移厚度所確定的修正邊界層。
全文摘要
本發明提供了一種共用喉部的超聲速噴管及其設計方法。該共用喉部的超聲速噴管設計方法包括根據入口幾何參數、喉部面積確定亞聲速段曲線；根據亞聲速段曲線和最大擴張角確定從喉部發出的初始特徵線；根據初始特徵線和喉部共用段壁面馬赫數採用特徵線法確定喉部共用段壁面曲線；根據噴管超聲速段結構設計要求設定喉部共用段壁面曲線下遊軸線馬赫數分布，然後採用特徵線法迭代確定非喉部曲線。該設計方法可以通過共用喉部和更換擴張段實現噴管出口流場參數的變化，節省風洞噴管喉部的加工經費，共用喉部的同時能夠保證噴管出口流場的均勻性，提高風洞流場品質。根據本發明的共用喉部的超聲速噴管，採用了上述的共用喉部的超聲速噴管設計方法。
文檔編號B05B1/34GK102302989SQ201110129729
公開日2012年1月4日 申請日期2011年5月18日 優先權日2011年5月18日
發明者易仕和, 沈赤兵, 王振國, 趙玉新 申請人:中國人民解放軍國防科學技術大學