CN110954292B - 一种高超声速风洞模型表面低速喷流的生成方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种高超声速风洞模型表面低速喷流的生成方法，属于试验流场生成技术领域；步骤一、建立风洞试验整体模型；包括喷流模型和风洞喷管；步骤二、计算在风洞试验下喷流模型外壁的气动压力p_model；步骤三、将喷流孔沿截面划分为4个区，分别为第1区、第2区、第3区和第4区；步骤四、建立喷流分别处于喷流孔中4个区的方程组；步骤五、设定状态方程p_i＝ρ_iRT_i；计算试验中所需的喷流驻室压力p₀和喷流管直径变化比d₄/d₁；步骤六、对喷流模型喷流驻室和喷流管进行设计；完成试验模型的完整建立；本发明在高超声速风洞模型表面生成速度小于100m/s量级并匹配流场压力的喷流，同时保证喷流的高可控性和喷流驻室压力的稳定性。

Description

一种高超声速风洞模型表面低速喷流的生成方法

技术领域

本发明属于试验流场生成技术领域，涉及一种高超声速风洞模型表面低速喷流的生成方法。

背景技术

高超声速飞行器表面通常以低速喷流的方式实现降热减阻的目的。高超声速飞行器表面的低速喷流会对飞行器表面边界层厚度和流态产生影响，并影响激波-边界层干扰区的流动结构，改变飞行器表面的压力和热流分布。利用风洞试验，对飞行器表面低速喷流对流动的影响进行研究，对提升飞行器性能具有重要意义。

在风洞试验中，模型表面产生超声速喷流的手段已较为完备，而产生稳定亚声速喷流，尤其是产生速度小于100m/s的低速喷流的手段仍然缺乏。一方面，低速喷流动压较低，甚至可能远小于流场当地压力，导致喷流驻室压力难以控制；另一方面，模型外流的扰动会从亚声速喷流孔逆流而上，破坏喷流驻室压力的稳定。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种高超声速风洞模型表面低速喷流的生成方法，在高超声速风洞模型表面生成速度小于100m/s量级并匹配流场压力的喷流，同时保证喷流的高可控性和喷流驻室压力的稳定性。

本发明解决技术的方案是：

一种高超声速风洞模型表面低速喷流的生成方法，包括如下步骤：

步骤一、建立风洞试验整体模型；包括喷流模型和风洞喷管；风洞喷管向喷流模型方向提供气流；喷流模型侧壁上设置有喷流孔；喷流模型通过喷流孔向外喷流；

步骤二、计算在风洞试验下喷流模型外壁的气动压力p_model；

步骤三、将喷流孔沿截面划分为4个区，分别为第1区、第2区、第3区和第4区；

步骤四、建立喷流分别处于喷流孔中4个区的方程组；

步骤五、设定状态方程p_i＝ρ_iRT_i；i为区序号；i为0或1或2或3或4；计算试验中所需的喷流驻室压力p₀和喷流管直径变化比d₄/d₁；

步骤六、根据步骤五，对喷流模型内部的喷流驻室和侧壁的喷流管进行设计；完成喷流模型外壁风洞试验，内壁喷流试验模型的完整建立。

在上述的一种高超声速风洞模型表面低速喷流的生成方法，所述步骤一中，所述喷流模型为的锥状结构；且喷流模型的锥顶指向风洞喷管的中心；喷流模型内部设置有中空喷流驻室，喷流存储在喷流驻室中，通过喷流模型侧壁的喷流孔流出。

在上述的一种高超声速风洞模型表面低速喷流的生成方法，所述步骤二中，喷流模型表面气动压力p_model的计算方法为：

p_model＝p_∞+(p_pitot-p_∞)sin²θ

式中，p_∞为风洞试验来流压力；

γ为比热比；

p_pitot为风洞试验来流皮托压；

θ为试验模型表面与水平方向的夹角。

在上述的一种高超声速风洞模型表面低速喷流的生成方法，所述风洞试验来流皮托压p_pitot的计算方法为：

式中，p_∞为风洞试验来流压力；

γ为比热比；

Ma_∞为风洞试验来流的马赫数。

在上述的一种高超声速风洞模型表面低速喷流的生成方法，所述步骤三中，第1区为从喷流孔入口到喷流管直径最细位置的区域；第2区为从喷流管直径最细位置到对喷流进行激波前位置的区域；第3区为对喷流激波后的位置到喷流孔出口位置的区域；第4区为喷流孔出口区域。

在上述的一种高超声速风洞模型表面低速喷流的生成方法，所述步骤四中，当喷流位于第1区时，满足如下方程组：

式中，Ma₁为喷流管最细直径处的马赫数；

u₁为喷流管最细直径处的喷流的速度；

R为气体常数；

T₁为喷流管最细直径处的温度；

T₀为喷流驻室的温度；

p₁为喷流管最细直径处喷流的压力；

p₀为喷流驻室的喷流的压力；

ρ₁为喷流管最细直径处喷流的密度；

ρ₀为喷流驻室的喷流密度；

当喷流位于第2区时，满足如下方程组：

式中，Ma₂为喷流位于激波前位置的马赫数；

u₂为喷流位于激波前位置的速度；

T₂为喷流位于激波前位置的温度；

d₁为喷流位于喷流管最细直径位置的喷流管直径；

d₂为喷流位于激波前位置的喷流管直径；

p₂为喷流位于激波前位置的压力；

ρ₂为喷流位于激波前位置的密度；

当喷流位于第3区时，满足如下方程组：

式中，Ma₃为喷流经过激波后的马赫数；

u₃为喷流经过激波后的速度；

T₃为喷流经过激波后的温度；

d₃为喷流经过激波后位置的喷流管直径；

ρ₃为喷流经过激波后的密度；

p₃为喷流经过激波后的压力；

当喷流位于第4区时，满足如下方程组：

式中，Ma₄为喷流在喷流孔出口位置的马赫数；

u₄为喷流在喷流孔出口位置的速度；

T₄为喷流在喷流孔出口位置的温度；

d₄为喷流孔出口位置的直径；

ρ₄为喷流在喷流孔出口位置的密度；

p₄为喷流在喷流孔出口位置的压力。

在上述的一种高超声速风洞模型表面低速喷流的生成方法，所述步骤五中，喷流驻室压力p₀和喷流管直径变化比d₄/d₁的计算方法为：

S1、另p₄＝p_model；

S2、联立方程组(1)-(4)、状态方程p_i＝ρ_iRT_i和p₄＝p_model；计算得到喷流驻室压力p₀和喷流管直径变化比d₄/d₁。

在上述的一种高超声速风洞模型表面低速喷流的生成方法，设定喷流驻室的截面积为A₀；喷流驻室的容积为V₀；则满足：

式中，C_A喷流驻室的截面积比；C_A≥100；

d₁为喷流孔最小直径；

n为喷流孔个数；

式中，C_V为喷流驻室的体积比；C_V≥100；

q_m为单个喷流管的质量流量；

t_test为试验时间；

ρ₀为喷流在喷流驻室的密度。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明利用喷孔截面直径的变化，在细直径部分造成声速流动，在变直径后形成喷流总压压降；与等直径喷流管相比，喷流驻室压力得到提高，降低了喷流参数控制的难度；

(2)本发明喷流孔变直径所产生的激波和声速流动，隔绝了模型外侧等熵扰动传入模型内喷流驻室的可能性，提高了试验的稳定性和有效性。

附图说明

图1为本发明风洞、喷流试验模型建立流程图；

图2为本发明风洞、喷流试验模型示意图；

图3为本发明喷流孔分区示意图。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明作进一步阐述。

本发明提供一种用于高超声速风洞模型表面低速喷流的生成方法，在高超声速风洞模型表面生成速度小于100m/s量级并匹配流场压力的喷流，同时保证喷流的高可控性和喷流驻室压力的稳定性。

如图1所示，一种高超声速风洞模型表面低速喷流的生成方法，主要包括如下步骤：

步骤一、建立风洞试验整体模型；包括喷流模型和风洞喷管；风洞喷管向喷流模型方向提供气流；喷流模型侧壁上设置有喷流孔；喷流模型通过喷流孔向外喷流；如图2所示，喷流模型为的锥状结构；且喷流模型的锥顶指向风洞喷管的中心；喷流模型内部设置有中空喷流驻室，喷流存储在喷流驻室中，通过喷流模型侧壁的喷流孔流出。设定喷流驻室的截面积为A₀；喷流驻室的容积为V₀；则满足：

式中，C_A喷流驻室的截面积比；C_A≥100；且C_A越大估算越准确；

d₁为喷流孔最小直径；

n为喷流孔个数；

式中，C_V为喷流驻室的体积比；C_V≥100；

q_m为单个喷流管的质量流量；

t_test为试验时间；

ρ₀为喷流在喷流驻室的密度。

步骤二、计算在风洞试验下喷流模型外壁的气动压力p_model；喷流模型表面气动压力p_model的计算方法为：

p_model＝p_∞+(p_pitot-p_∞)sin²θ

式中，p_∞为风洞试验来流压力；

γ为比热比；

p_pitot为风洞试验来流皮托压；

θ为试验模型表面与水平方向的夹角。

风洞试验来流皮托压p_pitot的计算方法为：

式中，p_∞为风洞试验来流压力；

γ为比热比；

Ma_∞为风洞试验来流的马赫数。

步骤三、如图3所示，将喷流孔沿截面划分为4个区，分别为第1区、第2区、第3区和第4区；第1区为从喷流孔入口到喷流管直径最细位置的区域；第2区为从喷流管直径最细位置到对喷流进行激波前位置的区域；第3区为对喷流激波后的位置到喷流孔出口位置的区域；第4区为喷流孔出口区域。喷流孔内部可以为光滑过渡的型线。当风洞试验气流有小幅扰动时，该扰动会从喷流孔出口处传至激波位置，影响激波的位置和强度，但不会对上游喷流驻室产生影响，从而提高了试验系统的稳定性

步骤四、建立喷流分别处于喷流孔中4个区的方程组；当喷流位于第1区时，喷流从喷流驻室进入喷流管直径最细位置时达到声速，则满足如下方程组：

式中，Ma₁为喷流管最细直径处的马赫数；

u₁为喷流管最细直径处的喷流的速度；

R为气体常数；

T₁为喷流管最细直径处的温度；

T₀为喷流驻室的温度；

p₁为喷流管最细直径处喷流的压力；

p₀为喷流驻室的喷流的压力；

ρ₁为喷流管最细直径处喷流的密度；

ρ₀为喷流驻室的喷流密度；

当喷流位于第2区时，由于喷流管道直径变大，试验气体超声速膨胀加速，经过激波前，满足如下方程组：

式中，Ma₂为喷流位于激波前位置的马赫数；

u₂为喷流位于激波前位置的速度；

T₂为喷流位于激波前位置的温度；

d₁为喷流位于喷流管最细直径位置的喷流管直径；

d₂为喷流位于激波前位置的喷流管直径；

p₂为喷流位于激波前位置的压力；

ρ₂为喷流位于激波前位置的密度；

当喷流位于第3区时，满足如下方程组：

式中，Ma₃为喷流经过激波后的马赫数；

u₃为喷流经过激波后的速度；

T₃为喷流经过激波后的温度；

d₃为喷流经过激波后位置的喷流管直径；

ρ₃为喷流经过激波后的密度；

p₃为喷流经过激波后的压力；

当喷流位于第4区时，经过激波后，试验气体变为亚声速，继续膨胀会导致减速，满足如下方程组：

式中，Ma₄为喷流在喷流孔出口位置的马赫数；

u₄为喷流在喷流孔出口位置的速度；

T₄为喷流在喷流孔出口位置的温度；

d₄为喷流孔出口位置的直径；

ρ₄为喷流在喷流孔出口位置的密度；

p₄为喷流在喷流孔出口位置的压力。

步骤五、设定状态方程p_i＝ρ_iRT_i；i为区序号；i为0或1或2或3或4；计算试验中所需的喷流驻室压力p₀和喷流管直径变化比d₄/d₁；喷流驻室压力p₀和喷流管直径变化比d₄/d₁的计算方法为：

S1、另p₄＝p_model；

S2、联立方程组(1)-(4)、状态方程p_i＝ρ_iRT_i和p₄＝p_model；计算得到喷流驻室压力p₀和喷流管直径变化比d₄/d₁。

步骤六、根据步骤五，对喷流模型内部的喷流驻室和侧壁的喷流管进行设计；在模型表面需要喷流的位置加工喷流孔，在模型内部预留喷流驻室腔体，腔体与喷流快速电磁阀和喷流气源相连接；将风洞喷管上游的压力信号经放大后接入快速电磁阀作为触发信号；喷管上游的压力信号，由置于喷管喉道上游的压力传感器测量获取；进行风洞试验，风洞喷管起动后，喷管上游压力信号触发电磁阀打开，形成完成喷流模型外壁风洞试验，内壁喷流试验模型的完整建立。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (5)

1.一种高超声速风洞模型表面低速喷流的生成方法，其特征在于：包括如下步骤：

步骤一、建立风洞试验整体模型；包括喷流模型和风洞喷管；风洞喷管向喷流模型方向提供气流；喷流模型侧壁上设置有喷流孔；喷流模型通过喷流孔向外喷流；

步骤二、计算在风洞试验下喷流模型外壁的气动压力p_model；

步骤三、将喷流孔沿截面划分为4个区，分别为第1区、第2区、第3区和第4区；第1区为从喷流孔入口到喷流管直径最细位置的区域；第2区为从喷流管直径最细位置到对喷流进行激波前位置的区域；第3区为对喷流激波后的位置到喷流孔出口位置的区域；第4区为喷流孔出口区域；

步骤四、建立喷流分别处于喷流孔中4个区的方程组；当喷流位于第1区时，满足如下方程组：

式中，Ma₁为喷流管最细直径处的马赫数；

u₁为喷流管最细直径处的喷流的速度；

R为气体常数；

T₁为喷流管最细直径处的温度；

T₀为喷流驻室的温度；

p₁为喷流管最细直径处喷流的压力；

p₀为喷流驻室的喷流的压力；

ρ₁为喷流管最细直径处喷流的密度；

ρ₀为喷流驻室的喷流密度；

当喷流位于第2区时，满足如下方程组：

式中，Ma₂为喷流位于激波前位置的马赫数；

u₂为喷流位于激波前位置的速度；

T₂为喷流位于激波前位置的温度；

d₁为喷流位于喷流管最细直径位置的喷流管直径；

d₂为喷流位于激波前位置的喷流管直径；

p₂为喷流位于激波前位置的压力；

ρ₂为喷流位于激波前位置的密度；

当喷流位于第3区时，满足如下方程组：

式中，Ma₃为喷流经过激波后的马赫数；

u₃为喷流经过激波后的速度；

T₃为喷流经过激波后的温度；

d₃为喷流经过激波后位置的喷流管直径；

ρ₃为喷流经过激波后的密度；

p₃为喷流经过激波后的压力；

当喷流位于第4区时，满足如下方程组：

式中，Ma₄为喷流在喷流孔出口位置的马赫数；

u₄为喷流在喷流孔出口位置的速度；

T₄为喷流在喷流孔出口位置的温度；

d₄为喷流孔出口位置的直径；

ρ₄为喷流在喷流孔出口位置的密度；

p₄为喷流在喷流孔出口位置的压力；

步骤五、设定状态方程p_i＝ρ_iRT_i；i为区序号；i为0或1或2或3或4；计算试验中所需的喷流驻室压力p₀和喷流管直径变化比d₄/d₁；喷流驻室压力p₀和喷流管直径变化比d₄/d₁的计算方法为：

S1、令p₄＝p_model；

S2、联立方程组(1)-(4)、状态方程p_i＝ρ_iRT_i和p₄＝p_model；计算得到喷流驻室压力p₀和喷流管直径变化比d₄/d₁；

步骤六、根据步骤五，对喷流模型内部的喷流驻室和侧壁的喷流管进行设计；完成喷流模型外壁风洞试验，内壁喷流试验模型的完整建立。

2.根据权利要求1所述的一种高超声速风洞模型表面低速喷流的生成方法，其特征在于：所述步骤一中，所述喷流模型为锥状结构；且喷流模型的锥顶指向风洞喷管的中心；喷流模型内部设置有中空喷流驻室，喷流存储在喷流驻室中，通过喷流模型侧壁的喷流孔流出。

3.根据权利要求2所述的一种高超声速风洞模型表面低速喷流的生成方法，其特征在于：所述步骤二中，喷流模型表面气动压力p_model的计算方法为：

p_model＝p_∞+(p_pitot-p_∞)sin²θ

式中，p_∞为风洞试验来流压力；

p_pitot为风洞试验来流皮托压；

θ为试验模型表面与水平方向的夹角。

4.根据权利要求3所述的一种高超声速风洞模型表面低速喷流的生成方法，其特征在于：所述风洞试验来流皮托压p_pitot的计算方法为：

式中，p_∞为风洞试验来流压力；

γ为比热比；

Ma_∞为风洞试验来流的马赫数。

5.根据权利要求4所述的一种高超声速风洞模型表面低速喷流的生成方法，其特征在于：设定喷流驻室的截面积为A₀；喷流驻室的容积为V₀；则满足：

式中，C_A喷流驻室的截面积比；C_A≥100；

d₁为喷流孔最小直径；

n为喷流孔个数；

式中，C_V为喷流驻室的体积比；C_V≥100；

q_m为单个喷流管的质量流量；

t_test为试验时间；

ρ₀为喷流在喷流驻室的密度。

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