確定高超聲速低密度風洞的錐形噴管型線的方法技術

本發明專利技術公開了一種確定高超聲速低密度風洞的錐形噴管型線的方法，其包括：將高超聲速低密度風洞錐形噴管型線劃分為收縮段型線和擴張段型線，擴張段型線具有喉道段圓弧曲線和圓錐曲線；建立二維坐標系；計算錐形噴管的喉道半徑；根據喉道半徑，確定收縮段型線；將喉道段圓弧曲線和圓錐曲線連接以確定擴張段型線，其中喉道段圓弧曲線經過喉道的半高點，且與圓錐曲線相切；將收縮段型線和擴張段型線相連接，得到高超聲速低密度風洞的錐形噴管型線。本發明專利技術能迅速計算出錐形噴管的型線，且滿足風洞總體技術要求，能克服現有的低密度型線噴管設計方法的不足，例如現有的錐形噴管型線設計復雜，設計的噴管馬赫數偏離很大。

【技術實現步驟摘要】

本專利技術屬于流體動力
，特別涉及一種高超聲速低密度風洞錐形噴管型線的確定方法。
技術介紹
高超聲速低密度風洞是模擬導彈、衛星、航天飛機等高空飛行狀態的主要試驗設備。它已成功地應用于許多型號的氣動研究之中。低密度風洞是高超聲速飛行器研制中的必不可缺的配套設備，噴管是其核心部件之一。低密度風洞噴管通常為軸對稱噴管。軸對稱噴管有錐形噴管和型面噴管兩種形式。型面噴管的流場品質要優于錐形噴管，但同一馬赫數下，型面噴管的長度約為錐形噴管的2～5倍，即使設置非常大的膨脹角，其擴張段長度仍然很長。而且型面噴管的設計復雜，在低密度條件下的計算方法不成熟，加工難度大，造價昂貴。而低密度風洞噴管附面層為層流附面層，在低雷諾的情況下，附面層厚度的增長迅速，若噴管長度較長，附面層會吞沒核心區均勻流，導致噴管出口截面無均勻區，為避免這種情況發生，獲取一定范圍的流場均勻區，采用錐形噴管的形式。低密度風洞錐形噴管設計與普通錐形噴管設計不同，普通錐形噴管附面層為湍流附面層，其附面層厚度增長規律成熟，容易計算，故可以準確設計。而低密度風洞噴管的附面層為層流附面層，試驗數據較少，難以準確設計。現有的低密度風洞錐形噴管設計，均存在一定缺點或不足。現有方法的附面層厚度修正直接在噴管上進行，需考慮橫向曲率、速度滑移、溫度跳躍和位移效應等眾多影響因素，當噴管的無粘型線、壁溫分布、總壓參數變化時，難以利用已有的數據推廣到另外的全新噴管上，噴管的附面層修正偏大或者偏小，噴管的實際馬赫數與設計的馬赫數有很大差別，影響整個風洞的運行參數，從而改變試驗模擬條件。而且原有的計算方法十分復雜，復雜的計算并不能保證設計的噴管滿足總體技術的要求。
技術實現思路
為了解決上述問題，本專利技術提供了一種確定高超聲速低密度風洞的錐形噴管型線的方法，其包括：將所述高超聲速低密度風洞錐形噴管型線劃分為收縮段型線和擴張段型線，所述擴張段型線具有喉道段圓弧曲線和圓錐曲線；建立二維坐標系，以錐形噴管的入口的中心點和所述錐形噴管的出口的中心點的連線為X軸，所述錐形噴管的出口的方向為X軸的正方向，以所述錐形噴管的喉道處垂直于X軸的直線為Y軸，所述錐形噴管的入口點位于Y軸的正半軸上，X軸和Y軸的交點為原點O；計算所述錐形噴管的喉道半徑；根據所述喉道半徑，確定所述收縮段型線；將喉道段圓弧曲線和圓錐曲線連接以確定所述擴張段型線，其中，所述喉道段圓弧曲線經過所述喉道的半高點，且與所述圓錐曲線相切；將所述收縮段型線和所述擴張段型線相連接，得到所述高超聲速低密度風洞的錐形噴管型線。在如上所述方法中，優選，所述計算所述錐形噴管的喉道半徑，具體包括：選定所述錐形噴管的膨脹角度θ；根據計算所述錐形噴管出口的附面層厚度δ(x)，其中，Ma為所述錐形噴管出口的馬赫數、Tw/T∞為壁溫比，Tw為噴管壁溫、T∞為自由流靜溫、x為所述喉道到所述錐形噴管出口的距離、Re∞x為x處的雷諾數；根據δ*＝(1-B)δ(x)計算所述錐形噴管出口的附面層位移厚度δ*，其中，B=2πtan-1(Maγ-12)Maγ-12,]]>γ為比熱比；根據(r′r*)=1Ma(γ-1γ+1Ma2+2γ+1)γ+12(γ-1)]]>計算噴管喉道半徑r*，其中，所述錐形噴管的出口均勻區半高r′為r′＝r-δ*，r為所述錐形噴管的出口半高。在如上所述方法中，優選，所述膨脹角度θ為10°～20°。本專利技術實施例提供的技術方案帶來的有益效果是：通過給定的高超聲速低密度風洞的錐形噴管出口尺寸、運行馬赫數、運行總壓、總溫和壁溫，并且選擇一定的膨脹角后，可以計算錐形噴管出口附面層厚度，進一步計算錐形噴管出口附面層位移厚度，則可計算錐形噴管出口位流區(或均勻區)半徑進而根據等熵流動關系式確定喉道半徑。選取一定的收縮段曲線收縮到喉道，喉道圓弧過渡到噴管的錐線，則可以確定整個錐形噴管的型線，從而可迅速計算出錐形噴管的型線，且能滿足風洞總體技術要求，能克服現有的低密度型線噴管設計方法的不足，例如：現有的錐形噴管型線設計復雜，設計的噴管馬赫數偏離很大。附圖說明圖1為本專利技術實施例提供的一種高超聲速低密度風洞的錐形噴管的示意圖。圖2為本專利技術實施例提供的一種高超聲速低密度風洞的錐形噴管附面層厚度關系圖。圖3為本專利技術實施例提供的一種確定高超聲速低密度風洞的錐形噴管方法的流程圖。具體實施方式下面結合附圖和具體實施方式對本專利技術做進一步詳細說明。本專利技術實施例提供了一種確定高超聲速低密度風洞的錐形噴管型線的方法，參見圖3，其包括如下步驟：(1)、將高超聲速低密度風洞錐形噴管劃分為兩部分，分別是：收縮段型線和具有喉道段圓弧曲線和圓錐曲線的擴張段型線；也可以將高超聲速低密度風洞錐形噴管劃分為三個部分，其分別是收縮段型線、喉道段型線和圓錐段型線，喉道段型線即前述的喉道段圓弧曲線，圓錐段型線即前述的圓錐曲線。如圖1所示，圖中符號1表示收縮段，符號2表示喉道段，符號3表示圓錐段。(2)、如圖3所示，建立二維坐標系，以高超聲速低密度風洞錐形噴管噴管入口和出口各自的中心點的連線為X軸，噴管出口的方向為X軸的正方向，以喉道處垂直于X軸的直線為Y軸，噴管入口點位于Y軸的正半軸上，X軸和Y軸的交點為原點O。(3)、選定錐形噴管的膨脹角度θ，其為錐形噴管錐線與X軸的夾角，優選膨脹角度θ＝10°～20°。(4)、計算噴管出口附面層厚度δ(x)，噴管出口附面層厚度δ(x)是噴管出口馬赫數Ma、壁溫比Tw/T∞(Tw為噴管壁溫、T∞為自由流靜溫)、喉道到噴管出口的距離x，也就是說x所指的距離為喉道起點到錐形噴管出口的距離，即坐標原點O到錐形噴管出口的距離，x處的雷諾數Re∞x的函數，即：具體見圖2，其中T∞、Re∞x在已知運行總壓、總溫、馬赫數Ma后可以計算出。(5)、計算出口附面層位移厚度δ*，δ*＝(1-B)δ(x)，其中，B=2πtan-1(Maγ-12)Maγ-12,]]>γ為比熱比；(6)、計算噴管喉道半徑r*，先計算噴管出口均勻區半高r′，r′＝r-δ*，其中r為噴管出口半高，r*由等熵關系式確定出(7)、選擇收縮段型線，優選選擇三次曲線作為收縮段型線，確定噴管入口至喉道段的噴管型線，三次曲線可以根據收縮段入口半高、收縮段長度和本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種確定高超聲速低密度風洞的錐形噴管型線的方法，其特征在于，所述方法包括：將所述高超聲速低密度風洞錐形噴管型線劃分為收縮段型線和擴張段型線，所述擴張段型線具有喉道段圓弧曲線和圓錐曲線；建立二維坐標系，以錐形噴管的入口的中心點和所述錐形噴管的出口的中心點的連線為X軸，所述錐形噴管的出口的方向為X軸的正方向，以所述錐形噴管的喉道處垂直于X軸的直線為Y軸，所述錐形噴管的入口點位于Y軸的正半軸上，X軸和Y軸的交點為原點O；計算所述錐形噴管的喉道半徑；根據所述喉道半徑，確定所述收縮段型線；將喉道段圓弧曲線和圓錐曲線連接以確定所述擴張段型線，其中，所述喉道段圓弧曲線經過所述喉道的半高點，且與所述圓錐曲線相切；將所述收縮段型線和所述擴張段型線相連接，得到所述高超聲速低密度風洞的錐形噴管型線。

【技術特征摘要】
1.一種確定高超聲速低密度風洞的錐形噴管型線的方法，其特征在于，
所述方法包括：
將所述高超聲速低密度風洞錐形噴管型線劃分為收縮段型線和擴張段型
線，所述擴張段型線具有喉道段圓弧曲線和圓錐曲線；
建立二維坐標系，以錐形噴管的入口的中心點和所述錐形噴管的出口的
中心點的連線為X軸，所述錐形噴管的出口的方向為X軸的正方向，以所述
錐形噴管的喉道處垂直于X軸的直線為Y軸，所述錐形噴管的入口點位于Y
軸的正半軸上，X軸和Y軸的交點為原點O；
計算所述錐形噴管的喉道半徑；
根據所述喉道半徑，確定所述收縮段型線；
將喉道段圓弧曲線和圓錐曲線連接以確定所述擴張段型線，其中，所述
喉道段圓弧曲線經過所述喉道的半高點，且與所述圓錐曲線相切；
將所述收縮段型線和所述擴張段型線相連接，得到所述高超聲速低密度
風洞的錐形噴管...

【專利技術屬性】
技術研發人員：黃炳修，王鐵進，孫勇堂，石運軍，崔春，
申請(專利權)人：北京航天益森風洞工程技術有限公司，
類型：發明
國別省市：北京;11