一种超声速一体化喷管设计方法技术

一种超声速一体化喷管设计方法，涉及风洞试验领域；包括如下步骤：步骤(一)、建立喷管模型,包括收缩段、膨胀段、试验段和边界层；步骤(二)、根据TG段曲线的特征线方程求得TG段曲线；根据AD段曲线的特征线方程求得AD段曲线,得到膨胀段外壁的完整曲线；步骤(三)、计算边界层的位移厚度；得到边界层曲线；步骤(四)、获得收缩段的完整曲线；步骤(五)、获得试验段的完整曲线；本发明专利技术使得试验区域增大，且试验段马赫数均方根偏差、轴向马赫数梯度和气流偏转角等参数满足国军标先进指标。

A design method of supersonic integrated nozzle

An ultrasonic velocity integrated nozzle design method involves the wind tunnel test field, including the following steps: step (1) and establish the nozzle model, including the contraction section, the expansion section, the test section and the boundary layer; step (two), the curve line of the TG section is obtained according to the characteristic line equation of the TG section curve, and the AD segment curve is obtained according to the characteristic line equation of the AD section curve. Line, get the complete curve of the outer wall of the expansion section; step (three), calculate the displacement thickness of the boundary layer; get the boundary layer curve; step (four), obtain the complete curve of the contraction section; step (five), obtain the complete curve of the test section; the invention makes the test area increase, and the Maher number in the test section and the axial Maher number. Gradient and airflow deflection angle satisfy the advanced index of the national military standard.

【技术实现步骤摘要】
一种超声速一体化喷管设计方法
本专利技术涉及一种风洞试验领域，特别是一种超声速一体化喷管设计方法。
技术介绍
目前在超声速风洞试验中，由于喷管出口马赫角较小，导致有效的试验均匀区面积较小，为了避免试验模型暴露在试验均匀区外，只能采用较小试验模型。较小的试验模型在风洞中获得的试验数据与实际飞行器模型所获得试验数据存在一定的偏差，影响试验精度。同时，较小的试验均匀区，限制模型连续变换姿态角，提高风洞运行成本。
技术实现思路
本专利技术的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种超声速一体化喷管设计方法，使得试验区域增大，且试验段马赫数均方根偏差、轴向马赫数梯度和气流偏转角等参数满足国军标先进指标。本专利技术的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：一种超声速一体化喷管设计方法，包括如下步骤：步骤(一)、建立喷管模型；包括收缩段、膨胀段、试验段和边界层；其中，收缩段、膨胀段和试验段沿轴向依次首尾相连；边界层包覆在膨胀段和试验段的外壁；收缩段与膨胀段的连接处为喉道；喉道对应喷管外壁的位置为T点；膨胀段和试验段的连接处对应喷管外壁的位置为D点；收缩段轴向远离膨胀段的一端为入口端；膨胀段轴向远离收缩段的一端为出口端；步骤(二)、预先设定膨胀段的最大膨胀角θ、马赫数M和膨胀段的出口端直径；选取膨胀段中最大膨胀角θ对应点，将该点定义为G点；以G点为起始点，沿指向试验段的方向在膨胀段的外壁取点A；GA段为圆锥曲线段；建立坐标系oxy；根据坐标系oxy分别建立AD段曲线的特征线方程和TG段曲线的特征线方程；根据TG段曲线的特征线方程求得TG段曲线；根据AD段曲线的特征线方程求得AD段曲线；将TG段曲线的G点和AD段曲线的A点直线连接；得到膨胀段外壁的完整曲线；步骤(三)、建立卡门动量积分方程计算边界层的动量厚度δ′；并根据动量厚度δ′计算边界层的位移厚度δ；即为边界层曲线；步骤(四)、根据步骤(二)中的TG段曲线的特征线方程，得到T点下游的斜率；另T点下游的斜率与T点上游的斜率相同；得到收缩段的完整曲线；步骤(五)、预先设定欠膨胀修正因子λ；试验段的外壁曲线为直线段；根据步骤(二)中AD段曲线的特征线方程，得到D点上游的斜率；试验段的斜率为D点上游的斜率乘以欠膨胀修正因子λ；得到试验段的完整曲线。在上述的一种超声速一体化喷管设计方法，所述的步骤(二)中，坐标系oxy的建立方法为：以T点为坐标原点，x轴正方向为沿轴向指向出口端方向，y轴正方形为竖直向上方向。在上述的一种超声速一体化喷管设计方法，所述的步骤(二)中，AD段曲线的特征线方程为：TG段曲线的特征线方程为：式中，x为坐标系oxy的横坐标；y为坐标系oxy的纵坐标；γ喷管中的气体比热比。在上述的一种超声速一体化喷管设计方法，所述的步骤(三)中，通过卡门动量积分方程计算边界层的动量厚度δ′的方法为：其中，H为附面层形状因子；Cf为摩擦系数。在上述的一种超声速一体化喷管设计方法，所述的步骤(三)中，位移厚度δ的计算方法为：δ＝Hδ′(4)。本专利技术与现有技术相比具有如下优点：(1)本专利技术采用步骤1特征线方法设计的无粘型线，无粘型线斜率连续，气流在喷管内流动时流动不会产生波系；(2)本专利技术采用步骤2的边界层修正方法，符合气流的流动规律，喷管出口的流场品质优良；(3)本专利技术采用步骤3的连接方式，使得喷管收缩段和膨胀段斜率连续，气流流过喉道T点时，流动不会产生分离；(4)本专利技术采用步骤4和步骤5的优化方法，使得喷管出口DQ没有明显的膨胀波系和激波，使得试验区域由CDF增大到CDSN。试验段马赫数均方根偏差、轴向马赫数梯度和气流偏转角等参数满足国军标先进指标。附图说明图1为本专利技术超声速一体化喷管示意图；图2为本专利技术超声速一体化喷管设计流程示意图。具体实施方式下面结合附图和具体实施例对本专利技术作进一步详细的描述：如图2所示为超声速一体化喷管设计流程示意图，由图可知，一种超声速一体化喷管设计方法，包括如下步骤：步骤(一)、建立喷管模型；包括收缩段1、膨胀段2、试验段3和边界层4；其中，收缩段1、膨胀段2和试验段3沿轴向依次首尾相连；边界层4包覆在膨胀段2和试验段3的外壁；收缩段1与膨胀段2的连接处为喉道；如图1所示为超声速一体化喷管示意图，由图可知，喉道对应喷管外壁的位置为T点；膨胀段2和试验段3的连接处对应喷管外壁的位置为D点；收缩段1轴向远离膨胀段2的一端为入口端；膨胀段2轴向远离收缩段1的一端为出口端；步骤(二)、预先设定膨胀段2的最大膨胀角θ、马赫数M和膨胀段2的出口端直径；选取膨胀段2中最大膨胀角θ对应点，将该点定义为G点；以G点为起始点，沿指向试验段3的方向在膨胀段2的外壁取点A；GA段为圆锥曲线段；建立坐标系oxy；其中，坐标系oxy的建立方法为：以T点为坐标原点，x轴正方向为沿轴向指向出口端方向，y轴正方形为竖直向上方向。根据坐标系oxy分别建立AD段曲线的特征线方程和TG段曲线的特征线方程；根据TG段曲线的特征线方程求得TG段曲线；根据AD段曲线的特征线方程求得AD段曲线；AD段曲线的特征线方程为：TG段曲线的特征线方程为：式中，x为坐标系oxy的横坐标；y为坐标系oxy的纵坐标；γ喷管中的气体比热比。将TG段曲线的G点和AD段曲线的A点直线连接；得到膨胀段2外壁的完整曲线；步骤(三)、建立卡门动量积分方程计算边界层4的动量厚度δ′；并根据动量厚度δ′计算边界层4的位移厚度δ；即为边界层4曲线；通过卡门动量积分方程计算边界层(4)的动量厚度δ′的方法为：其中，H为附面层形状因子；Cf为摩擦系数。位移厚度δ的计算方法为：δ＝Hδ′(4)。步骤(四)、根据步骤(二)中的TG段曲线的特征线方程，得到T点下游的斜率；另T点下游的斜率与T点上游的斜率相同；得到收缩段1的完整曲线；步骤(五)、预先设定欠膨胀修正因子λ；试验段3的外壁曲线为直线段；根据步骤(二)中AD段曲线的特征线方程，得到D点上游的斜率；试验段3的斜率为D点上游的斜率乘以欠膨胀修正因子λ；得到试验段3的完整曲线。对修正因子λ进行优化，使得喷管出口D和试验段DS无明显的膨胀波和激波，完成超声速一体化喷管的型线设计。在喷管轴线处取点C，CD等于膨胀段2出口端半径除以sinβ；β＝arcsin(1/M)；F与C点沿膨胀段2出口径向对称；试验段3的尾端沿径向分别取S、N两个点；本专利技术将试验区域由CDF增大到CDSN。试验段马赫数均方根偏差、轴向马赫数梯度和气流偏转角等参数满足国军标先进指标。本专利技术说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种超声速一体化喷管设计方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤(一)、建立喷管模型；包括收缩段(1)、膨胀段(2)、试验段(3)和边界层(4)；其中，收缩段(1)、膨胀段(2)和试验段(3)沿轴向依次首尾相连；边界层(4)包覆在膨胀段(2)和试验段(3)的外壁；收缩段(1)与膨胀段(2)的连接处为喉道；喉道对应喷管外壁的位置为T点；膨胀段(2)和试验段(3)的连接处对应喷管外壁的位置为D点；收缩段(1)轴向远离膨胀段(2)的一端为入口端；膨胀段(2)轴向远离收缩段(1)的一端为出口端；步骤(二)、预先设定膨胀段(2)的最大膨胀角θ、马赫数M和膨胀段(2)的出口端直径；选取膨胀段(2)中最大膨胀角θ对应点，将该点定义为G点；以G点为起始点，沿指向试验段(3)的方向在膨胀段(2)的外壁取点A；GA段为圆锥曲线段；建立坐标系oxy；根据坐标系oxy分别建立AD段曲线的特征线方程和TG段曲线的特征线方程；根据TG段曲线的特征线方程求得TG段曲线；根据AD段曲线的特征线方程求得AD段曲线；将TG段曲线的G点和AD段曲线的A点直线连接；得到膨胀段(2)外壁的完整曲线；步骤(三)、建立卡门动量积分方程计算边界层(4)的动量厚度δ′；并根据动量厚度δ′计算边界层(4)的位移厚度δ；即为边界层(4)曲线；步骤(四)、根据步骤(二)中的TG段曲线的特征线方程，得到T点下游的斜率；另T点下游的斜率与T点上游的斜率相同；得到收缩段(1)的完整曲线；步骤(五)、预先设定欠膨胀修正因子λ；试验段(3)的外壁曲线为直线段；根据步骤(二)中AD段曲线的特征线方程，得到D点上游的斜率；试验段(3)的斜率为D点上游的斜率乘以欠膨胀修正因子λ；得到试验段(3)的完整曲线。...

【技术特征摘要】
1.一种超声速一体化喷管设计方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤(一)、建立喷管模型；包括收缩段(1)、膨胀段(2)、试验段(3)和边界层(4)；其中，收缩段(1)、膨胀段(2)和试验段(3)沿轴向依次首尾相连；边界层(4)包覆在膨胀段(2)和试验段(3)的外壁；收缩段(1)与膨胀段(2)的连接处为喉道；喉道对应喷管外壁的位置为T点；膨胀段(2)和试验段(3)的连接处对应喷管外壁的位置为D点；收缩段(1)轴向远离膨胀段(2)的一端为入口端；膨胀段(2)轴向远离收缩段(1)的一端为出口端；步骤(二)、预先设定膨胀段(2)的最大膨胀角θ、马赫数M和膨胀段(2)的出口端直径；选取膨胀段(2)中最大膨胀角θ对应点，将该点定义为G点；以G点为起始点，沿指向试验段(3)的方向在膨胀段(2)的外壁取点A；GA段为圆锥曲线段；建立坐标系oxy；根据坐标系oxy分别建立AD段曲线的特征线方程和TG段曲线的特征线方程；根据TG段曲线的特征线方程求得TG段曲线；根据AD段曲线的特征线方程求得AD段曲线；将TG段曲线的G点和AD段曲线的A点直线连接；得到膨胀段(2)外壁的完整曲线；步骤(三)、建立卡门动量积分方程计算边界层(4)的动量厚度δ′；并根据动量厚度δ′计算边界层(4)的位移厚度δ；即为边界...

【专利技术属性】
技术研发人员：谌君谋，陈星，李广良，张江，李睿劬，秦永明，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11