本发明专利技术公开一种高超声速气液固多相流型面喷管设计方法，涉及风洞试验领域。本发明专利技术基于高超声速喷管气液固多相流的流动特性和面临的问题，针对颗粒与气流作用规律的不同，设计适用于不同颗粒流动的区域，减少颗粒在流场中分布不连续导致的流场不均匀问题，减弱对试验段均匀性的影响，提高试验段流场品质。本发明专利技术不仅仅有效抑制颗粒流动引起的流动畸变以及非设计状态下流动干扰，还可以减弱颗粒对喷管壁面的冲刷。本发明专利技术能为飞行器研制提供高品质风洞试验气动数据，能够模拟极端环境。能够模拟极端环境。能够模拟极端环境。
【技术实现步骤摘要】
一种高超声速气液固多相流型面喷管设计方法
[0001]本专利技术涉及一种高超声速气液固多相流喷管设计方法，属于风洞试验领域。
技术介绍
[0002]在高超声速风洞试验中，为了提高风洞总温，利用电弧加热器加热试验气流，由于电极烧蚀产生的金属颗粒进入试验气体流场导致多相流动。或者在高超声速风洞试验中，采用示踪粒子对流场进行测量等产生的风洞内多项流动等。这些粒子在高超声速喷管流动过程中，这些微小颗粒在喷管不同区域颗粒和气流相互作用区别较大，流动现象异常复杂,会对流场均匀区、马赫数和气流偏转角等参数产生影响，甚至对试验段模型热力特性产生影响。
技术实现思路
[0003]本专利技术的内容在于给出一种高超声速气液固多相流喷管设计方法，使得喷管入口处气液固多相流动均匀，喷管出口流场品质满足国军标先进指标。
[0004]本申请采用如下的技术方案：
[0005]一种高超声速气液固多相流型面喷管设计方法，喷管包括收缩段、喉道和扩张段，包括：
[0006]S1:在收缩段的上游设置多孔结构的导流板；
[0007]S2:利用完全气体方程、并根据比热比计算喷管的膨胀比，求得喉道尺寸；
[0008]S3:设计完全气体条件下的喷管扩张段的无黏型线，经边界层修正后生成扩张段曲线；采用移轴Witoszynski曲线、喉道尺寸确定收缩段曲线；
[0009]S4:根据液/固颗粒数目和大小、扩张段曲线和收缩段曲线，经过多相流数值计算，确定喷管流动过程中的气流的平均比热比；
[0010]S5:根据平均比热比计算修正后喉道尺寸，利用特征法并结合修正后喉道尺寸得到修正后扩张段曲线，收缩段曲线结合修正后喉道尺寸得到修正后收缩段曲线；
[0011]S6:根据修正后扩张段曲线和修正后收缩段曲线进行数值计算，得到喷管出口参数，若出口参数不满足指标，则修改扩张段的无黏型线，并重复上述步骤S3
‑
S5，若出口参数满足指标，迭代终止。
[0012]即设计方法中，气液固多相流喷管由导流板、收缩段、喉道和扩张段组成；根据风洞驻室的试验环境或模拟环境，确定导流板形状和尺寸；根据液/固颗粒数目和大小，经过多相流数值计算，确定喷管流动过程中的气流的比热比，计算喉道尺寸；根据液/固颗粒数目和大小以及喷管入口和喉道尺寸，确定收缩段曲线。
[0013]经过导流板的气液固流动是均匀的。导流板是多孔形状，每个孔是收缩状或扩张状。如果导流板上游气流存在液/固颗粒，导流板的孔是收缩状；如果导流板上游气流没有液/固颗粒，从导流板喷洒液/固颗粒，导流板的孔是扩张状。导流板的孔朝向近气端的面积与导流板的面积之比大于80％。
[0014]液/固颗粒数目和大小用激光粒度仪进行测量；激光粒度仪能够测量颗粒大小为0.1μm～800μm。
[0015]所述收缩段长度与收缩段入口直径之比大于1.0。
[0016]数值计算需要考虑液/固颗粒相的影响，能够计算不同尺寸颗粒运动轨道，能够得到液/固颗粒相运动的气体比热比、马赫数等属性参数。
[0017]喉道尺寸先利用气流在喷管扩张段流动过程中比热比进行计算，然后进行多相流数值计算后进行修正。
[0018]先利用完全气体方程计算喷管的膨胀比，获得喉道尺寸，利用特征线法设计完全气体条件下的喷管无黏型线，经边界层修正后生成物理型线，再数值计算此物理型线，需要考虑液/固颗粒相的影响，得到液/固颗粒相运动的气体平均比热比，用平均比热比对喉道尺寸进行修正得到修正后喉道尺寸。
[0019]收缩段采用移轴Witoszynski曲线，靠近喉道附近的收缩段曲线斜率要足够平缓，收缩段长度与入口直径之比要大于1.0.
[0020]利用特征线设计喷管扩张段型面后，需要对喷管进行多种类多尺寸的液/固颗粒相的数值模拟，给出喷管均匀流的颗粒大小和数目范围。
[0021]所述步骤S2中的比热比范围为1.2～1.6。
[0022]所述多相流数值计算采用的黏性可压多相流Navier
‑
Stokes控制方程为：
[0023][0024]其中，U为守恒变量，t为时间，E、F和G分别是x、y、z三个方向的无黏通量，E
V
、F
V
和G
V
分别是x、y、z三个方向的黏性通量，S为气相和粒子相之间的耦合源相。
[0025]所述气流的平均比热比为：
[0026]气相混合物的定容比热为：
[0027][0028]气相混合物的定压比热为：
[0029][0030]其中，ns为气相混合物的组元数，i为组元，C
i
为i组元的质量分数，C
vi
为i组元的定容比热，e
i
为i组元的内能，C
pi
为i组元的定压比热，h
i
为i组元的比焓；
[0031]C
i
、C
vi
、e
i
、C
pi
、h
i
由多相流Navier
‑
Stokes控制方程结合完全气体方程求解得到。
[0032]所述使用特征线法计算喷管扩张段的无黏型线时，根据最大膨胀角和步骤1中的设计马赫数计算得到C点，B点和C点马赫数满足如下关系：
[0033]Ma
B
＝λ1(0.75～0.85)Ma
C
[0034]其中，Ma
B
是B点马赫数；Ma
C
是C点马赫数；λ1是修正因子，范围是0.8～1.2；
[0035]出口参数不满足指标，修改修正因子λ1进行迭代。
[0036]迭代终止后，对喷管进行多种类多尺寸的液/固颗粒相的数值模拟，给出喷管均匀
流的液/固颗粒相大小和数目范围。
[0037]综上所述，本申请至少包括以下有益技术效果：
[0038]1、本申请针对颗粒与气流作用规律的不同，设计适用于不同颗粒流动的区域，减少颗粒在流场中分布不连续导致的流场不均匀问题，减弱对试验段均匀性的影响，提高试验段流场品质，为先进飞行器研制所需求的高品质风洞试验气动数据提供相应的支持；
[0039]2、本专利技术不仅仅有效抑制颗粒流动引起的流动畸变以及非设计状态下流动干扰，还可以减弱颗粒对喷管壁面的冲刷。本专利技术能为飞行器研制提供高品质风洞试验气动数据，能够模拟极端环境。
附图说明
[0040]图1为本专利技术实施例中的导流板01；
[0041]图2为本专利技术实施例中的导流板02；
[0042]图3为本专利技术实施例中的高超声速气液固多相流喷管示意图；
[0043]图4为本专利技术实施例中的高超声速气液固多相流喷管设计流程图。
具体实施方式
[0044]下面结合附图和具体实施例对本申请作进一步详细的描述：
[0045]本申请实施例公开一种高超声速气液固多相流喷管设计方法，参照本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种高超声速气液固多相流型面喷管设计方法，喷管包括收缩段、喉道和扩张段，其特征在于：包括S1:在收缩段的上游设置多孔结构的导流板；S2:利用完全气体方程、并根据比热比计算喷管的膨胀比，求得喉道尺寸；S3:设计完全气体条件下的喷管扩张段的无黏型线，经边界层修正后生成扩张段曲线；采用移轴Witoszynski曲线、喉道尺寸确定收缩段曲线；S4:根据液/固颗粒数目和大小、扩张段曲线和收缩段曲线，经过多相流数值计算，确定喷管流动过程中的气流的平均比热比；S5:根据平均比热比计算修正后喉道尺寸，利用特征法并结合修正后喉道尺寸得到修正后扩张段曲线，收缩段曲线结合修正后喉道尺寸得到修正后收缩段曲线；S6:根据修正后扩张段曲线和修正后收缩段曲线进行数值计算，得到喷管出口参数，若出口参数不满足指标，则修改扩张段的无黏型线，并重复上述步骤S3
‑
S5，若出口参数满足指标，迭代终止。2.根据权利要求1所述的一种高超声速气液固多相流型面喷管设计方法，其特征在于：所述导流板上游气流存在液/固颗粒，导流板的孔沿着气流方向为收缩状，孔沿着气流方向的下游端部直径与上游端部直径比小于1.1；导流板上游气流不存在液/固颗粒，导流板的孔沿着气流方向为扩张状，孔沿着气流方向的下游端部直径与上游端部直径比大于1.1。3.根据权利要求2所述的一种高超声速气液固多相流型面喷管设计方法，其特征在于：所述导流板的孔朝向近气端的面积与导流板的面积之比大于80％。4.根据权利要求1所述的一种高超声速气液固多相流型面喷管设计方法，其特征在于：所述液/固颗粒数目和大小用激光粒度仪进行测量；激光粒度仪能够测量颗粒大小为0.1μm～800μm。5.根据权利要求1所述的一种高超声速气液固多相流型面喷管设计方法，其特征在于：所述收缩段长度与收缩段入口直径之比大于1.0。6.根据权利要求1所述的一种高超声速气液固多相流型面喷管设计方法，其特征在于：所述步骤S2中的比热比范围为1.2～1.6。7.根据权利要求1所述的一种高超声速气液固多相流型面喷管设计方法，其特征在于：...
【专利技术属性】
技术研发人员：谌君谋，林键，王惠伦，姚大鹏，陈伟，庞建，卢洪波，
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：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。