本發明專利技術提供一種高超聲速噴管多階連續氣動型面的確定方法，給定噴管出口參數，通過計算出邊界條件，建立特征線網格，計算通過特征線的流量，利用質量守恒原理得到噴管型面曲線，再計算出各點處附面層位移厚度，無粘型面加上附面層位移厚度，即得到噴管的物理型面，根據本發明專利技術方法設計的噴管，不僅可以保證氣動型面的多階連續，且沒有經驗公式的影響，噴管出口氣流均勻分布。
【技術實現步驟摘要】
本專利技術涉及，屬于流體動力技術 領域。
技術介紹
噴管型面設計方法最先由普朗特(Prandtl)和貝斯曼(Busemann)提出，他們依據 特征線方法完成了圖解法，為噴管型面設計技術打下基礎。稍后，派克特(Puckett)將圖解 法修改為半圖解法。該方法設計噴管需要大量精確的繪圖工作，同時還含有未定量的誤差， 尤其當圖線接近對稱軸的時候更加明顯，設計過程枯燥且復雜。為解決圖解法設計噴管的 弊端，噴管設計方法經過了一系列的改進，如解析法，經驗公式法、半理論半經驗公式法，分 析設計法等。現常采用的噴管設計技術方案主要有兩種，Foelsch設計法和Cresci設計法。Foelsch繼承前人的思想，提出了噴管的解析設計法，該方法是一種近似簡化的方 法，噴管外形坐標可以由兩個簡單方程迅速求出。其主要思想是通過假定在轉折點區域的 流動是源流而簡化型面的計算。源流下游的邊界是轉折點發出到對稱軸上的特征線。沿著 這條特征線流動參數很容易計算出來；并且因為在源流區域的下游的所有左行特征線都是 直的，下游的全部型線可以通過解析的方法決定出。在轉折點的上游，通過采用一個簡單的 經驗曲線(圓弧加直線或三次曲線)，使得源流可以產生。其示意圖如附圖說明圖1所示。Cresci設計法也采用源流假設，通過在源流的下游區域引進一個過渡區獲得連續 的曲率型線。在轉折點的上游，采用一條三次曲線使得源流產生，同時轉折點下游型線舍棄 Foelsch法采用的近似的解析解，而是通過已知邊界條件，建立特征線網格，根據質量守恒 原理確定型面坐標。其示意圖如圖2所示?，F有的技術中，Foelsch設計方法型面曲率的不連續會影響流場品質且不適合撓 性噴管的設計。Cresci設計方法雖然可以獲得連續曲率的型面，但轉折點前的曲線是經驗 曲線。選擇的經驗曲線不一定能保證源流的形成或者源流區域很小，從而影響特征線參數 的求取及消波區中消除膨脹波效果，最終的流場品質有所下降。
技術實現思路
本專利技術的目的克服現有技術的不足，提供了一種高超聲速噴管多階連續氣動型 面的確定方法，克服現有技術在噴管設計中型面曲率不連續和需要選擇經驗曲線來完成噴 管設計的問題，完全通過計算獲取多階連續曲率的噴管型面。本專利技術的技術解決方案，包括如下步驟(I)建立坐標系，以噴管入口和出口中心點的連線為X軸，噴管出口的方向為X軸 的正方向，以過喉道頂點T垂直于X軸的直線為y軸，喉道頂點T位于y軸的正半軸上，X軸 和I軸的交點為原點0，G點和A點為所述高超聲速噴管多階連續氣動型面上的點，A點位于G點和D點之間，D為噴管出口點，T、G、A、D四點的橫坐標值依次增大，其中D點為噴管型面上橫坐標值最大的點，E點、B點和C點均為X軸上的點，且E點、B點和C點的坐標依次增大；(2)確定邊界右行特征線TI的參數，I為X軸上的點，具體為 (2.1)通過公式一"權利要求1.，其特征在于，包括如下步驟(1)建立坐標系，以噴管入口和出口中心點的連線為X軸，噴管出口的方向為X軸的正方向，以過喉道頂點T垂直于X軸的直線為y軸，喉道頂點T位于y軸的正半軸上,X軸和y 軸的交點為原點0，G點和A點為所述高超聲速噴管多階連續氣動型面上的點，A點位于G點和D點之間， D為噴管出口點，T、G、A、D四點的橫坐標值依次增大，其中D點為噴管型面上橫坐標值最大的點，E點、B點和C點均為X軸上的點，且E點、B點和C點的坐標依次增大；(2)確定邊界右行特征線TI的參數，I為X軸上的點；(3)計算源流區馬赫數為I的圓的半徑F1；(4)確定邊界IE的參數；(5)確定特征線EG的參數；(6)確定特征線AB的參數；(7)確定邊界BC的參數；(8)確定邊界CD的參數；(9)在確定邊界條件T1、IE、EG、AB、BC、⑶之后，建立特征線網格，特征線網格TIEG由 E點出發，向上游推進建立，特征線網格ABCD由B點出發，向下游推進建立，然后由質量守恒原理確定出無粘型面坐標；(10)通過公式2.根據權利要求1所述的，其特征在于所述步驟(2)確定邊界右行特征線TI的參數，具體為步驟如下3.根據權利要求1所述的，其特征在于所述步驟(3)中計算源流區馬赫數為I的圓的半徑A具體為通過公式4.根據權利要求1所述的，其特征在于所述步驟(4)中確定邊界工E的參數，通過如下步驟進行(4.1)令邊界IE的速度分布滿足w = CfC1 ζ+C2C 2+(3ζ3+(；ζ4，其中，w為速度比， ζ = (X-X1)/ (Xe-Xi)，X1為I點的橫坐標，Xe為E點的橫坐標，X為X1和Xe之間的任一點的橫坐標，四次多項式的系數C。 C4依次為5.根據權利要求1所述的，其特征在于所述步驟(5)中確定特征線EG的參數，具體為步驟如下(5.1)令G點的預設氣流角Qe為最大膨脹角，將最大膨脹角分成K份，則分成K份之后，特征線EG上每點的氣流角為已知，K為正整數；(5. 2)根據公式V-Ve = ( O +1) Θ計算得到氣流角Θ所對應的點的普朗特-梅耶角V, 其中，Ve為E點的普朗特-梅耶角，可通過預設的E點的馬赫數計算得到；(5.3)根據步驟(5.2)中得到的所述氣流角Θ所對應的點的普朗特-梅耶角V，計算得到該點的馬赫數M ；(5. 4)通過公式6.根據權利要求1所述的，其特征在于所述步驟(6)中確定特征線AB的參數，具體為步驟如下(6.1)令A點的預設氣流角ΘΑ為最大膨脹角，且ΘΑ= 將最大膨脹角分成K份，則分成K份之后，特征線AB上每點的氣流角為已知，K為正整數；(6. 2)根據公式Vb-V = ( O +1) Θ計算得到氣流角Θ所對應的點的普朗特-梅耶角V, 其中，Vb為B點的普朗特-梅耶角，可通過預設的B點的馬赫數計算得到；(6.3)根據步驟(6.2)中得到的所述氣流角Θ所對應的點的普朗特-梅耶角V，計算得到該點的馬赫數M ;(6. 4)通過公式7.根據權利要求1所述的，其特征在于所述步驟(7)中確定邊界BC的參數，通過如下步驟進行(7.1)令邊界BC的速度分布滿足M = DQ+DJ+D2€2+DJ3+DJ4，其中，M為馬赫數，ξ =(X-Xb)/ (Xc-Xb)，Xb為B點的橫坐標，Xc為C點的橫坐標，X為Xb和Xc之間的任一點的橫坐標，四次多項式的系數Dtl D4依次為 = Mb, D1 = XcMb/，D1 = X2cMl/2,D3 = 4 (Mc-D0) -Mc' Xc-3D「2D2，D4 = -3 (Mc-D0) +Mc' XC+2D1+D2 ；其中B點的馬赫數Mb、馬赫數的一階導數Mb'和二階導數M"由面積比和馬赫數之間的關系式求出等于設計馬赫數Md ；通過公式8.根據權利要求1所述的，其特征在于所述步驟(8)確定邊界CD的參數，具體為CD為直特征線，特征線上的馬赫數為設計馬赫數MD，氣流角為0，CD的傾斜角為出口馬赫數的馬赫角，即得到CD的斜率，則得到CD直線方程，即得到了⑶上的點的坐標。全文摘要本專利技術提供，給定噴管出口參數，通過計算出邊界條件，建立特征線網格，計算通過特征線的流量，利用質量守恒原理得到噴管型面曲線，再計算出各點處附面層位移厚度，無粘型面加上附面層位移厚度，即得到噴管的物理型面，根據本專利技術方法設計的噴管，不僅可以保證氣動型面的多階連續，且沒有本文檔來自技高網...
【技術保護點】
一種高超聲速噴管多階連續氣動型面的確定方法，其特征在于，包括如下步驟：(1)建立坐標系，以噴管入口和出口中心點的連線為x軸，噴管出口的方向為x軸的正方向，以過喉道頂點T垂直于x軸的直線為y軸，喉道頂點T位于y軸的正半軸上，x軸和y軸的交點為原點O，G點和A點為所述高超聲速噴管多階連續氣動型面上的點，A點位于G點和D點之間，D為噴管出口點，T、G、A、D四點的橫坐標值依次增大，其中D點為噴管型面上橫坐標值最大的點，E點、B點和C點均為x軸上的點，且E點、B點和C點的坐標依次增大；(2)確定邊界右行特征線TI的參數，I為x軸上的點；(3)計算源流區馬赫數為1的圓的半徑r1；(4)確定邊界IE的參數；(5)確定特征線EG的參數；(6)確定特征線AB的參數；(7)確定邊界BC的參數；(8)確定邊界CD的參數；(9)在確定邊界條件TI、IE、EG、AB、BC、CD之后，建立特征線網格，特征線網格TIEG由E點出發，向上游推進建立，特征線網格ABCD由B點出發，向下游推進建立，然后由質量守恒原理確定出無粘型面坐標；(10)通過公式?計算噴管出口的邊界層位移厚度?令喉道邊界層位移厚度為0，喉道到出口間的邊界層位移厚度增長為線性關系，即得到各點處的邊界層位移厚度，其中pD為D點運動粘性，uD為D點速度x軸分量，xD為D點橫坐標，無粘型面坐標加上位移厚度，即得到所述高超聲速噴管多階連續氣動型面。FSA00000808625600011.tif,FSA00000808625600012.tif...
【技術特征摘要】
【專利技術屬性】
技術研發人員：王鐵進，黃炳修，賈英勝，孫勇堂，崔春，石運軍，
申請(專利權)人：中國航天空氣動力技術研究院，
類型：發明
國別省市：
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