【技术实现步骤摘要】
本申请涉及喷管设计，特别是涉及一种连续消波变马赫喷管的设计方法、装置、设备和介质。
技术介绍
1、随着宽速域飞行器技术的发展，迫切需要研发能够连续模拟不同飞行马赫数的风洞。变马赫风洞可用于研究飞行器的加减速过程、进气道再启动的迟滞现象、组合发动机的模态转换过程，此外也将促进湍流、边界层转捩等基础研究。
2、然而，当前绝大部分风洞只能提供一个固定马赫数的流场，马赫数改变只能通过更换喷管来实现，这极大降低了运行效率与经济性。目前，不更换喷管实现变马赫数主要通过型面变型，改变喷管面积比来实现。在此基础上发展了几种变马赫喷管设计方法，包括滑块喷管、塞式喷管、嵌套喷管、型面旋转喷管、柔性喷管等。
3、如图1所示(x1为固定型面，x2为滑动型面，w1为高马赫位置，w2为低马赫位置)，最早的变马赫喷管采用了滑块喷管的方案，由burbank为美国密歇根大学所设计，其马赫数范围为1.27-2.75。deng为美国alabama大学建造了最新的、具有更高马赫数的滑块喷管，其马赫数范围为3.5–4.0。他们的校测结果表明滑块喷管在设计点流场均匀，但马赫数变化范围非常有限，容易产生激波导致风洞壅塞。此外，由于滑块式喷管的非对称性，流动角不与轴线平行并且随马赫数改变，这显著降低实验的准确性。
4、塞式喷管通过喉部塞锥的轴向移动改变喷管面积比，进而改变马赫数，是少数的可以同时适用轴对称与平面喷管的方案。与滑块喷管相比，塞式喷管采用双边膨胀的方式，同时其轴对称流动具有更高的膨胀效率，因此塞式喷管的长度显著减小。但是，塞锥造
5、如图2所示(ma为马赫数)，嵌套喷管由一个收缩膨胀喷管与一个嵌套的扩张喷管组成。流动经过第一个喷管的压缩与膨胀产生超声速流场，随后经过第二个扩张喷管获得更高马赫数流场。在第一个喷管内，马赫数是轴向位置的函数，靠近下游的流场马赫数比喉部附近的马赫数高。第二个喷管通过轴向移动，得到不同马赫数的入口流动，经过二次膨胀与消波获得不同马赫数的出口流场。嵌套喷管变马赫风洞具有控制简单、成本较低的优点，然而第二个喷管固定的消波型面无法对平移过程获得的不同入口速度进行良好的消波，导致非设计点流场品质不理想。此外，无论是平移加热段和第一个喷管，还是平移第二个喷管与试验段，在工程中都不易于实现。这些因素共同导致了嵌套喷管的变马赫风洞在现实中未得到广泛应用。美国阿诺德工程发展中心的工程师认为嵌套喷管与塞式喷管一样不可行。
6、型面旋转喷管采用固定型面的二维喷管，在变马赫过程中通过支点推动喷管型面围绕出口旋转，喉部面积随之发生改变，进而实现马赫数的连续变化。该方案具有结构简单、易于调节、相应迅速、成本较低的优点，由于只有单自由度，型面旋转喷管能够实现流场马赫数的连续变化，模拟飞行器加减速的真实飞行环境。在设计点位置，型面旋转变马赫喷管具有与固定马赫数喷管相当的流场质量。随着型面逐步偏离设计点，马赫数与流向角的均匀性迅速降低，这是由于旋转后膨胀型面与消波型面不对应导致的。
7、柔性喷管通过调节柔性型面，在一定马赫数范围内获得了更均匀的流场。美国空军阿诺德工程发展中心的a号柔性喷管使用了28对支杆调整柔性型面，中国空气动力研究与发展中心的fl-24柔性喷管使用了24对支杆调整柔性型面。这些柔性喷管在不同马赫数下均取得了比前面几种喷管更好的流场品质，但作为代价，柔性喷管的设计和操作复杂性大大增加，部分喷管(例如荷兰代尔夫特大学的tst-27喷管、荷兰阿姆斯特丹国家航空航天实验室nlr喷管、沙特阿卜杜勒大学svm150喷管)无法在运行过程中改变马赫数。
8、上面这些技术解决了变马赫喷管从无到有的问题，有力促进了地面变马赫风洞的发展。但客观上还存在一些问题，包括：
9、1)变马赫喷管的设计马赫数低，一般是马赫2-3，难以满足高超声速飞行器试验需求；
10、2)变马赫喷管的马赫数变化范围小，一般只能变化约1个马赫数(例如马赫2至3)，而且随着喷管马赫数偏离设计点，流场均匀性急剧下降；
11、3)变马赫喷管在非设计点提供的流场不均匀，流场内有激波、边界层尾迹，导致试验数据不准确；
12、4)变马赫喷管的机械控制操作复杂，多自由度难以协同控制，成本高。
13、尤其是部分喷管需要根据试验马赫数提前调整喷管型面，直接导致了喷管运行过程无法连续改变马赫数，这与飞行器变马赫试验的需求是相违背的。
技术实现思路
1、基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种连续消波变马赫喷管的设计方法、装置、设备和介质，能够连续改变马赫数，且设计马赫数高、变马赫范围大、消波完全、流场均匀、机械控制简单，实现了连续消波变马赫喷管。
2、一种连续消波变马赫喷管的设计方法，包括：
3、获取喉部高度数据，采用特征线方法和跨声速级数展开方法，得到变马赫喷管的第一设计点的初始特征线；以第一设计点的初始特征线和变马赫喷管的轴线马赫数分布为边界条件，采用特征线法反设计变马赫喷管的第一设计点型面；
4、根据挠曲率微分方程，得到变马赫喷管的柔壁的型面控制方程；根据柔壁的型面控制方程，确定柔壁端点切线与喷管出口高度水平线的交点，并得到变马赫喷管的固壁的型面控制方程；
5、获取喷管面积比和马赫数的对应关系，确定第一设计点的喉部高度和第二设计点的喉部高度；根据固壁的型面控制方程，以交点作为固壁的旋转中心，令固壁由第一设计点的喉部高度旋转到第二设计点的喉部高度，得到变马赫喷管的第二设计点的初始特征线，并反设计变马赫喷管的第二设计点型面；
6、令第一设计点型面在受力后与第二设计点型面重合，以第一设计点型面与第二设计点型面的挠度作为柔壁的型面控制方程的边界条件，采用弹性力学反设计得到柔壁的厚度分布关系；对柔壁的厚度分布关系进行迭代求解，得到连续消波变马赫喷管。
7、在一个实施例中，获取喉部高度数据，采用特征线方法和跨声速级数展开方法，得到变马赫喷管的第一设计点的初始特征线，包括：
8、获取喉部高度数据，采用特征线方法，得到跨声速流动的势函数方程；
9、采用跨声速级数展开方法，对势函数方程进行求解，得到变马赫喷管的第一设计点的跨声速解；
10、根据第一设计点的跨声速解，得到变马赫喷管的第一设计点的初始特征线。
11、在一个实施例中，势函数方程，包括：
12、
13、式中，a为声速，u为流向速度，v为法向速度，x为横坐标，y为纵坐标。
14、在一个实施例中，以第一设计点的初始特征线和变马赫喷管的轴线马赫数分布为边界条件，采用特征线法反设计变马赫喷管的第一设计点型面，包括：
15、
本文档来自技高网...【技术保护点】
1.一种连续消波变马赫喷管的设计方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的连续消波变马赫喷管的设计方法，其特征在于，获取喉部高度数据，采用特征线方法和跨声速级数展开方法，得到变马赫喷管的第一设计点的初始特征线，包括：
3.根据权利要求2所述的连续消波变马赫喷管的设计方法，其特征在于，势函数方程，包括：
4.根据权利要求3所述的连续消波变马赫喷管的设计方法，其特征在于，以第一设计点的初始特征线和变马赫喷管的轴线马赫数分布为边界条件，采用特征线法反设计变马赫喷管的第一设计点型面，包括：
5.根据权利要求1至4任一项所述的连续消波变马赫喷管的设计方法，其特征在于，根据挠曲率微分方程，得到变马赫喷管的柔壁的型面控制方程，包括：
6.根据权利要求5所述的连续消波变马赫喷管的设计方法，其特征在于，根据柔壁的型面控制方程，确定柔壁端点切线与喷管出口高度水平线的交点，并得到变马赫喷管的固壁的型面控制方程，包括：
7.根据权利要求1至4任一项所述的连续消波变马赫喷管的设计方法，其特征在于，令第一设计点型面在受力后与第二
8.一种连续消波变马赫喷管的设计装置，其特征在于，包括：
9.一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1至7中任一项所述方法的步骤。
10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1至7中任一项所述的方法的步骤。
...【技术特征摘要】
1.一种连续消波变马赫喷管的设计方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的连续消波变马赫喷管的设计方法，其特征在于，获取喉部高度数据，采用特征线方法和跨声速级数展开方法，得到变马赫喷管的第一设计点的初始特征线，包括：
3.根据权利要求2所述的连续消波变马赫喷管的设计方法，其特征在于，势函数方程，包括：
4.根据权利要求3所述的连续消波变马赫喷管的设计方法，其特征在于，以第一设计点的初始特征线和变马赫喷管的轴线马赫数分布为边界条件，采用特征线法反设计变马赫喷管的第一设计点型面，包括：
5.根据权利要求1至4任一项所述的连续消波变马赫喷管的设计方法，其特征在于，根据挠曲率微分方程，得到变马赫喷管的柔壁的型面控制方程，包括：
6.根据权利要求5所述的连续消波变马赫喷管的设计方法，其特征在...
【专利技术属性】
技术研发人员：赵玉新，张博，易仕和，陆小革，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
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。