CN113946904A - 一种大尺寸低噪声喷管设计方法 - Google Patents

一种大尺寸低噪声喷管设计方法 Download PDF

Info

Publication number
CN113946904A
CN113946904A CN202111015149.3A CN202111015149A CN113946904A CN 113946904 A CN113946904 A CN 113946904A CN 202111015149 A CN202111015149 A CN 202111015149A CN 113946904 A CN113946904 A CN 113946904A
Authority
CN
China
Prior art keywords
expansion section
spray pipe
characteristic line
line
boundary layer
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202111015149.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113946904B (zh
Inventor
谌君谋
李睿劬
宫建
姚大鹏
邵忠杰
肖翔
纪锋
陈星�
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Original Assignee
China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA filed Critical China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority to CN202111015149.3A priority Critical patent/CN113946904B/zh
Publication of CN113946904A publication Critical patent/CN113946904A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113946904B publication Critical patent/CN113946904B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/17—Mechanical parametric or variational design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2111/00—Details relating to CAD techniques
    • G06F2111/10—Numerical modelling
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2113/00—Details relating to the application field
    • G06F2113/08—Fluids
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/10—Noise analysis or noise optimisation
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明公开了一种大尺寸低噪声喷管设计方法，采用先分解后整合的思路：步骤(一)、设计低噪声喷管的初始膨胀段型线，包括膨胀段左行特征线区域、源流区和带有多孔界面吸波区域的膨胀段右行特征线区域；步骤(二)、设计带有边界层抽吸槽的收缩段；步骤(三)、将膨胀段和收缩段整体装配，缝合成光滑无黏曲线；步骤(四)、对无黏曲线进行基于卡门动量积分方程方法的边界层修正，获得喷管初始型线；步骤(五)、基于eN方法、顺压梯度效应和直接数值模拟方法数值校对低噪声喷管初始型线，然后修正设计参数，当喷管壁面流态为层流时，可认为满足设计要求。本发明不仅仅显著提高低噪声喷管型线优化效率，同时能够有效保证喷管边界层为层流以及非设计状态下抑制喷管流场的扰动。为低噪声喷管设计提供一种经过试验验证的可行思路。

Description

一种大尺寸低噪声喷管设计方法
技术领域
本发明涉及低噪声风洞工程领域，特别涉及一种大尺寸低噪声喷管设计方法。
背景技术
边界层转捩是飞行器飞行过程中存在的重大基础问题，其物理机制长期困扰着气体动力学专家，同时，边界层转捩也是制约高超声速飞行器发展的关键技术性难题，其转捩位置的准确预测一直是飞行器设计所关心的重要问题，尤其对于未来先进的飞行器研制有着特别重要的意义。在飞行过程中，边界层转捩研究有助于提高飞行器表面热传导，摩擦力以及流动分离的预测准确性以及控制水平，进而提高飞行器气动效率和热防护效率。由于边界层的不同流态的不同气动特点，所以在飞行器气动布局和热防护系统的设计中，必须精确考虑边界层转捩带来的摩阻和热流大幅增加的效应，必须精确预测边界层的转捩位置，并通过有效控制手段使边界层处于层流状态。常规风洞的来流噪声约为1～3％，与飞行器真实飞行时的来流噪声相比大了数十甚至上百倍，也就是说，风洞模拟的流场与真实流场的参数存在显著不同，这会使试验数据与真实飞行结果之间存在较大偏差。因此，在常规风洞中，很难进行有效的边界层转捩特性试验研究。为了提高试验数据特别是边界层转捩结果的可信程度,必须有相应的低来流噪声结果与其对照,提供修正依据。这就需要建设和发展能够提供低噪声的风洞试验设备。低噪声喷管是低噪声风洞的核心部件之一，也是低噪声风洞的设计难点。
发明内容
本发明的目的在于克服上述缺陷，提供一种大尺寸低噪声喷管设计方法，采用先分解后整合的思路，包括如下步骤：步骤(一)、设计低噪声喷管的初始膨胀段型线，包括膨胀段左行特征线区域、源流区和带有多孔界面吸波区域的膨胀段右行特征线区域；步骤(二)、设计带有边界层抽吸槽的收缩段；步骤(三)、将膨胀段和收缩段整体装配，缝合成光滑无黏曲线；步骤(四)、对无黏曲线进行基于卡门动量积分方程方法的边界层修正，获得喷管初始型线；步骤(五)、基于eN方法、顺压梯度效应和直接数值模拟方法数值校对低噪声喷管初始型线，然后修正设计参数，当喷管壁面流态为层流时，可认为满足设计要求。本发明不仅仅显著提高低噪声喷管型线优化效率，同时能够有效保证喷管边界层为层流以及非设计状态下抑制喷管流场的扰动。为低噪声喷管设计提供一种经过试验验证的可行思路。
为实现上述发明目的，本发明提供如下技术方案：
一种大尺寸低噪声喷管设计方法，包括以下步骤：
步骤(一)设计膨胀段结构；所述膨胀段包括沿轴向依次连接的膨胀段左行特征线区域，源流区域，膨胀段右行特征线区域，和设于膨胀段右行特征线区域中的多孔界面吸波区域；所述膨胀段右行特征线区域远离源流区域的一端为喷管的出口端；所述多孔界面吸波区域包含多孔微结构，多孔界面吸波区域与膨胀段右行特征线区域的曲线相同；
步骤(二)根据设计需求确定膨胀段设计参数的初始值，利用特征线法，确定膨胀段左行特征线区域1和膨胀段右行特征线区域3的无黏曲线；设计需求一般指喷管最大膨胀角
Figure BDA0003240095040000021
和喷管出口气流马赫数Ma，最大膨胀角为给出值，对于大尺寸低噪声喷管，一般建议取值为4-12°；步骤(三)使源流区域平滑连接膨胀段左行特征线区域和膨胀段右行特征线区域；
步骤(四)设计收缩段结构，所述收缩段结构包括收缩段主体和设于收缩段主体与膨胀段左行特征线区域之间的抽吸槽；
步骤(五)根据移轴Witoszynski公式，设计收缩段主体的曲线；
步骤(六)利用特征线法，确定抽吸槽的曲线；
步骤(七)将膨胀段和收缩段整体装配，所述膨胀段和收缩段曲线连接为喷管无黏型线；
步骤(八)采用基于卡门动量积分方程方法对喷管无黏型线进行边界层修正，修正后型线为喷管初始型线；
步骤(九)设定孔界面吸波区域在膨胀段右行特征线区域中的初始位置，并采用大涡模拟和直接数值模拟方法确定孔界面吸波区域所含多孔微结构的尺寸参数；
步骤(十)基于eN方法，顺压梯度效应和直接数值模拟方法校对喷管初始型线对应的喷管边界层状态，并根据喷管的边界层状态修正膨胀段设计参数，对步骤(二)到步骤(九)进行迭代，直至边界层状态为层流，对步骤(二)到步骤(九)进行迭代，直至边界层状态为层流。
进一步的，所述步骤(一)中，多孔界面吸波区域包含的多孔微结构为槽道构型或圆柱微腔构型；所述槽道构型中，多个槽道沿槽道宽度方向排列；所述圆柱微腔构型中，多个圆柱微腔沿垂直于微腔深度方向的平面排列；所述槽道的深度方向和圆柱微腔的深度方向垂直于多孔界面吸波区域壁面；所述多孔微结构的尺寸参数包括槽道的宽度或圆柱微腔的直径d，槽道或圆柱微腔的深度H以及多孔微结构的开孔率s。
进一步的，所述步骤(九)中，采用大涡模拟和直接数值模拟方法确定孔界面吸波区域所含多孔微结构尺寸参数的方法为：
根据多孔微结构的尺寸参数得到多孔微结构导纳χ的公式，
Figure BDA0003240095040000031
其中，Z0为边界层外流场的特征阻抗，
Figure BDA0003240095040000032
ρe和ue分别是边界层外流场的密度和速度，动态密度
Figure BDA0003240095040000033
动态压缩系数
Figure BDA0003240095040000034
ρw和pw分别是孔界面吸波区域壁面处密度和压力，γ为喷管中的气体比热比，k为声波传播常数；
对于槽道构型，
Figure BDA0003240095040000045
对于圆柱微腔构型，
Figure BDA0003240095040000046
Figure BDA0003240095040000042
Q为贝塞尔函数；无量纲参数
Figure BDA0003240095040000043
其中Pr为普朗特数，特征长度b＝1/2d，μ是气体的黏性系数，i代表复数的虚部，ω为气体运动过程中的波动频率；
采用大涡模拟和直接数值模拟方法得到边界层状态为层流时多孔微结构导纳χ的值，将所得多孔微结构导纳χ的值带入根据多孔微结构的尺寸参数得到多孔微结构导纳χ的公式中，得到多孔微结构的尺寸参数。
进一步的，所述Q为贝塞尔函数，Q(x)＝2J1(x)/xJ0(x)，J0为第一类0阶贝塞尔函数，J1为第一类1阶贝塞尔函数。
进一步的，所述步骤(二)中，所述膨胀段设计参数包括膨胀段右行特征线区域3左端的马赫数和气流偏转角，以及左行特征线区域1右端的马赫数和气流偏转角。
膨胀段右行特征线区域最左侧端点普朗特迈耶角Ψ1：
Figure BDA0003240095040000044
其中k为声波传播常数；
膨胀段左行特征线区域最右侧端点普朗特迈耶角Ψ2和膨胀段右行特征线区域最左侧端点普朗特迈耶角Ψ1满足以下关系：
Figure BDA0003240095040000047
由普朗特迈耶角和马赫数的对应关系，即可得到膨胀段左行特征线区域最右侧端点和膨胀段右行特征线区域最左侧端点的马赫数。
普朗特迈耶角和马赫数存在的一一对应关系，可以得到膨胀段左行特征线区域和膨胀段右行特征线区域的源流区边界马赫数以及膨胀段右行特征线区域出口边界等信息。利用特征线和质量守恒方程就可以确定膨胀段左行特征线区域和膨胀段右行特征线区域无黏型线。
特征线方程为：
Figure BDA0003240095040000051
式中，(x,y)为坐标系xoy中膨胀段左行特征线区域或膨胀段右行特征线区域的曲线坐标；Vx，Vy为点(x,y)处x方向和y方向的气体速度；Ma1为膨胀段气流马赫数；γ为喷管中的气体比热比；“±”中“﹢”表示膨胀段右行特征线特征方程，“-”表示膨胀段左行特征线特征方程；
Figure BDA0003240095040000054
为膨胀段气流偏转角；a1为膨胀段气流声速；
所述坐标系xoy以膨胀段和收缩段连接面的中心位置为原点，x轴正方向沿喷管轴向指向喷管出口端，y轴正方向为竖直向上。
进一步的，所述步骤(六)中，利用特征线法，确定抽吸槽的壁面曲线的方法中，抽吸槽中气流流动的特征线方程为：
Figure BDA0003240095040000052
式中，(x’,y’)为坐标系x’o’y’中抽吸槽的壁面曲线坐标；Vx’，Vy’为点(x’,y’)处x’方向和y’方向的气体速度，“±”中“﹢”为抽吸槽右行特征线区域BD，“-”为抽吸槽左行特征线区域TA；Ma2为抽吸槽中气流马赫数；γ为喷管中的气体比热比；
Figure BDA0003240095040000055
为抽吸槽中气流偏转角；a2为抽吸槽中气体声速。
所述坐标系x’o’y’以抽吸槽的气体入口端面中心为原点，x’轴正方向沿抽吸槽轴向指向抽吸槽出口端，y’轴正方向为指向抽吸槽壁面。
进一步的，所述步骤(三)中，所述源流区域为圆锥形；所述圆锥形锥角与喷管最大膨胀角相等。
进一步的，所述步骤(五)中，移轴Witoszynski公式为
Figure BDA0003240095040000053
其中y0，y*，分别为收缩段入口处的半高和收缩段与抽吸槽的连接处半高。(x，y)为收缩段壁面曲线在坐标系xoy中的坐标，L为收缩段的长度；所述坐标系xoy以膨胀段和收缩段连接面的中心位置为原点，x轴正方向沿喷管轴向指向喷管出口端，y轴正方向为竖直向上。
进一步的，所述步骤(八)中，采用基于卡门动量积分方程方法对喷管无黏型线进行边界层修正，得到喷管初始型线的方法为：通过卡门动量积分方程得到动量厚度θ，根据动量厚度θ得到位移厚度δ*，将位移厚度δ*，添加到喷管无黏型线中，得到喷管初始型线。
进一步的，所述卡门动量积分方程为
Figure BDA0003240095040000061
其中，(x，y)为坐标系xoy中无黏型线的坐标，Ma1为膨胀段气流马赫数，
Figure BDA0003240095040000062
为膨胀段气流偏转角，Cf为摩擦系数，H1为边界层形状因子，θ为边界层动量厚度，γ为喷管中的气体比热比；
所述坐标系xoy以膨胀段和收缩段连接面的中心位置为原点，x轴正方向沿喷管轴向指向喷管出口端，y轴正方向为竖直向上。
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
(1)本发明一种大尺寸低噪声喷管设计方法，首先将膨胀段和收缩段整体装配，缝合成光滑无黏曲线，再对光滑无黏曲线进行边界层修正，得到喷管壁面流态为层流的低噪声喷管，提高了低噪声喷管型线优化效率；
(2)本发明特别设计了膨胀段中多孔界面吸波区域的结构及参数，能够进一步抑制模态波不稳定性的发展，延迟或者消除边界层转捩的发生；
(3)本发明对收缩段中抽吸槽的壁面曲线进行了设计，确保抽吸槽流动中扰动不干扰喷管主气流的流动；
(4)本发明能够有效保证喷管边界层为层流以及非设计状态下抑制喷管流场的扰动。
附图说明
图1为采用本发明一种大尺寸低噪声喷管设计方法得到的喷管示意图；
图2为本发明多孔界面吸波区域的材料构型图
图3为本发明多孔界面吸波区域所含多孔微结构的示意图；图4为本发明抽吸槽示意图。
图5为本发明一种大尺寸低噪声喷管设计方法流程图。设计流程示意图。
具体实施方式
下面通过对本发明进行详细说明，本发明的特点和优点将随着这些说明而变得更为清楚、明确。
在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
本发明设计一种大尺寸低噪声喷管设计方法，为低噪声喷管设计提供一种经过试验验证的可行思路，关键点包括低噪声喷管的膨胀段型整体线型设计、膨胀段中多孔界面吸波区域多孔微结构的尺寸参数的设计和收缩段中抽吸槽的设计，然后根据喷管的来流状态进行数值验证，当验证结果满足流场要求，即喷管膨胀段壁面边界层流动为层流时，完成低噪声喷管的设计。本发明不仅仅显著提高低噪声喷管型线优化效率，同时能够有效保证喷管边界层为层流以及非设计状态下抑制喷管流动流场的扰动。大尺寸低噪声喷管的喷管出口直径大于0.5m，低噪声指压力脉动小于0.01％。
本发明大尺寸低噪声喷管分割设计，整体组装。首先分别设计喷管膨胀段和收缩段，然后整体装配，生成初步喷管型线。基于eN方法、顺压梯度效应和直接数值模拟方法数值校对低噪声喷管初始型线，修正设计参数，进行迭代，直到设计满足要求。
膨胀段中，采用特征线法设计膨胀段左行特征线区域1和膨胀段右行特征线区域3的壁面曲线，膨胀段左行特征线区域1和膨胀段右行特征线区域3的位置及其点上参数信息可由下面特征线方程和相容关系确定
Figure BDA0003240095040000081
式中，(x,y)为坐标系xoy中膨胀段左行特征线区域1或膨胀段右行特征线区域3的壁面曲线坐标；Vx，Vy为点(x,y)处x方向和y方向的气体速度；Ma1为膨胀段气流马赫数；γ为喷管中的气体比热比；“±”中膨胀段右行特征线特征方程，“-”表示膨胀段左行特征线特征方程；
Figure BDA0003240095040000084
为膨胀段气流偏转角；a1为膨胀段气流声速。坐标系xoy以膨胀段和收缩段连接面的中心位置为原点，x轴正方向沿喷管轴向指向喷管出口端，y轴正方向为竖直向上。
源流区域2为一条圆锥曲线，光滑连接膨胀段左行特征线区域1的右端(终止端)和膨胀段右行特征线区域3的左端(起始端)。
根据移轴Witoszynski公式，设计收缩段主体5的壁面曲线；
移轴Witoszynski公式为
Figure BDA0003240095040000082
其中y0，y*，分别为收缩段入口处的半高和收缩段与抽吸槽的连接处半高。(x，y)为收缩段壁面曲线在坐标系xoy中的坐标，L为收缩段的长度；所述坐标系xoy以膨胀段和收缩段连接面的中心位置为原点，x轴正方向沿喷管轴向指向喷管出口端，y轴正方向为竖直向上。
抽吸槽6是拉瓦尔喷管构型，内型线为轴对称特征线法设计的，抽吸的气体以超声速均匀流出抽吸槽6，在抽吸槽6中不产生剧烈扰动。拉瓦尔喷管型面构型也可由下面特征线方程和相容关系确定
Figure BDA0003240095040000083
式中，(x’,y’)为坐标系x’o’y’中抽吸槽6的壁面曲线坐标；Vx’，Vy’为点(x’,y’)处x’方向和y’方向的气体速度，“±”中“﹢”为抽吸槽右行特征线区域BD，“-”为抽吸槽左行特征线区域TA；Ma2为抽吸槽中气流马赫数，一般小于3；γ为喷管中的气体比热比；
Figure BDA0003240095040000092
为抽吸槽中气流偏转角；a2为抽吸槽中气体声速。
所述坐标系x’o’y’以抽吸槽6的气体入口端面中心为原点，x’轴正方向沿抽吸槽6轴向指向抽吸槽6出口端，y’轴正方向为指向抽吸槽6壁面。
采用基于卡门动量积分方程方法对喷管无黏型线进行边界层修正，，修正后型线为喷管初始型线，具体为：通过卡门动量积分方程得到动量厚度θ，根据动量厚度θ得到位移厚度δ*，将位移厚度δ*，添加到喷管无黏型线中，得到喷管初始型线。
卡门动量积分方程为
Figure BDA0003240095040000091
其中，(x，y)为坐标系xoy中无黏型线的坐标，Ma1为膨胀段气流马赫数，
Figure BDA0003240095040000093
为膨胀段气流偏转角，Cf为摩擦系数，H1为边界层形状因子，θ为边界层动量厚度，γ为喷管中的气体比热比；
所述坐标系xoy以膨胀段和收缩段连接面的中心位置为原点，x轴正方向沿喷管轴向指向喷管出口端，y轴正方向为竖直向上。
坐标系xoy中无黏型线的坐标(x，y)，膨胀段气流马赫数Ma1，膨胀段气流偏转角
Figure BDA0003240095040000094
是已知的，边界层形状因子H1，摩擦系数Cf可通过现有技术确定，通过上述参数，可以由卡门动量积分方程求出边界层动量厚度θ，继而求出位移厚度δ*。
对于轴对称喷管，无黏值作为第一步估计值，整个曲线用新的y和
Figure BDA0003240095040000095
迭代若干步，获取位移厚度，添加到喷管无黏型线，获得喷管初始型线。
喷管膨胀段的多孔界面吸波区域4位于右行特征线区域3中，多孔界面吸波区域4采用槽道构型多孔微结构或者圆柱微腔构型多孔微结构(蜂窝微腔构型)的超声波吸波涂层材料，抑制模态波不稳定性的发展，延迟或者消除边界层转捩的发生。槽道构型多孔微结构或者圆柱微腔构型多孔微结构需要利用大涡模拟和直接数值模拟方法确定多孔微结构的尺寸参数，多孔微结构的尺寸参数包括槽道的宽度或圆柱微腔的直径d，槽道或圆柱微腔的深度H以及多孔微结构的开孔率s。采用壁面脉动量测试技术对流态的频谱信号进行监测分析。
采用大涡模拟和直接数值模拟方法确定孔界面吸波区域4所含多孔微结构尺寸参数的方法为：
根据多孔微结构的尺寸参数得到多孔微结构导纳χ的公式，导纳χ受到开孔率s、微腔深度H、特征长度b的影响，导纳χ的取值使得流动稳定，不发生转捩：
Figure BDA0003240095040000101
其中，Z0为边界层外流场的特征阻抗，
Figure BDA0003240095040000102
ρe和ue分别是边界层外流场的密度和速度，动态密度
Figure BDA0003240095040000103
动态压缩系数
Figure BDA0003240095040000104
ρw和pw分别是孔界面吸波区域4壁面处密度和压力，γ为喷管中的气体比热比，k为声波传播常数；
对于槽道构型，
Figure BDA0003240095040000105
对于圆柱微腔构型，
Figure BDA0003240095040000106
Figure BDA0003240095040000107
Q为贝塞尔函数，Q(x)＝2J1(x)/xJ0(x)，J0为第一类0阶贝塞尔函数，J1为第一类1阶贝塞尔函数；无量纲参数
Figure BDA0003240095040000108
其中Pr为普朗特数，特征长度b＝1/2d，μ是气体的黏性系数，i代表复数的虚部，ω为气体运动过程中的波动频率；
采用大涡模拟和直接数值模拟方法得到边界层状态为层流时多孔微结构导纳χ的值，将所得多孔微结构导纳χ的值带入根据多孔微结构的尺寸参数得到多孔微结构导纳χ的公式中，得到多孔微结构的尺寸参数。
设计的喷管型线，数值求导后，一阶导数，二阶连续。
设计的喷管型线，基于eN方法、顺压梯度效应和直接数值模拟方法数值校对的喷管边界层为层流。
本发明提出的一种大尺寸低噪声喷管设计方法，为低噪声喷管设计提供一种经过试验验证的可行思路。不仅仅显著提高低噪声喷管型线优化效率，同时能够有效保证喷管边界层为层流以及非设计状态下抑制喷管流场的扰动。
实施例1
图5为大尺寸低噪声喷管设计方法设计流程图，主要包含：初始设计膨胀段和收缩段，数值校对和修正曲线。
所述喷管膨胀段，包括膨胀段左行特征线区域1、源流区域2、膨胀段右行特征线区域3和多孔界面吸波区域4。多孔界面吸波区域4位于膨胀段右行特征线区域3中，如图1所示。
所述喷管膨胀段左行特征线区域1和膨胀段右行特征线区域3的位置及其点上参数信息可由下面特征线方程和相容关系确定
Figure BDA0003240095040000111
式中，(x,y)为坐标系xoy中膨胀段左行特征线区域(1)或膨胀段右行特征线区域3的壁面曲线坐标；Vx，Vy为点(x,y)处x方向和y方向的气体速度；Ma1为膨胀段气流马赫数，一般为5到10；γ为喷管中的气体比热比；“±”中膨胀段右行特征线特征方程，“-”表示膨胀段左行特征线特征方程；
Figure BDA0003240095040000112
为膨胀段气流偏转角；a1为膨胀段气流声速。坐标系xoy以膨胀段和收缩段连接面的中心位置为原点，x轴正方向沿喷管轴向指向喷管出口端，y轴正方向为竖直向上。
源流区域2为一条圆锥曲线，光滑连接膨胀段左行特征线区域1的右端(终止端)和膨胀段右行特征线区域3的左端(起始端)。
所述喷管收缩段，包括收缩段主体5和抽吸槽6，抽吸槽6位于收缩段主体5与膨胀段左行特征线区域1之间，如图4所示。
抽吸槽6是拉瓦尔喷管构型，内型线为轴对称特征线法设计的，抽吸的气体以超声速均匀流出抽吸槽6，在抽吸槽6中不产生剧烈扰动。拉瓦尔喷管型面构型也可由下面特征线方程和相容关系确定
Figure BDA0003240095040000121
式中，(x’,y’)为坐标系x’o’y’中抽吸槽6的壁面曲线坐标；Vx’，Vy’为点(x’,y’)处x’方向和y’方向的气体速度，“±”中“﹢”为抽吸槽右行特征线区域BD，“-”为抽吸槽左行特征线区域TA；Ma2为抽吸槽中气流马赫数，一般小于3；γ为喷管中的气体比热比；
Figure BDA0003240095040000122
为抽吸槽中气流偏转角；a2为抽吸槽中气体声速。
所述坐标系x’o’y’以抽吸槽6的气体入口端面中心为原点，x’轴正方向沿抽吸槽6轴向指向抽吸槽6出口端，y’轴正方向为指向抽吸槽6壁面。
所述喷管初始型线是将膨胀段和收缩段整体装配，缝合成光滑无黏曲线，再基于卡门动量积分方程方法对光滑无黏曲线进行边界层修正，得到喷管初始型线。
设定孔界面吸波区域4在膨胀段右行特征线区域3中的初始位置，并采用大涡模拟和直接数值模拟方法确定孔界面吸波区域4所含多孔微结构的尺寸参数；具体地说，所述多孔界面吸波区域4采用槽道构型多孔微结构或者圆柱微腔构型多孔微结构(蜂窝微腔构型)的超声波吸波涂层材料，抑制模态波不稳定性的发展，延迟或者消除边界层转捩的发生，如图2所示。槽道构型多孔微结构或者圆柱微腔构型多孔微结构需要利用大涡模拟和直接数值模拟方法确定多孔微结构的尺寸参数，多孔微结构的尺寸参数包括槽道的宽度或圆柱微腔的直径d，槽道或圆柱微腔的深度H以及多孔微结构的开孔率s。采用壁面脉动量测试技术对流态的频谱信号进行监测分析。
所述喷管型线，数值求导后，一阶导数，二阶连续。
所述喷管型线校对是基于eN方法、顺压梯度效应和直接数值模拟方法数值校对低噪声喷管初始型线，修正设计参数，进行迭代，当喷管壁面流态为层流时，可认为满足设计要求，如图5所示，设计参数包括膨胀段设计参数包括膨胀段右行特征线区域3左端的马赫数和气流偏转角，以及左行特征线区域1右端的马赫数和气流偏转角。
本发明一种大尺寸低噪声喷管设计方法，可以保证在不同喷管驻室条件下喷管壁面流态为层流，本发明方法设计喷管初始型线后进行数值校对，生成喷管最终型线。具体设计方法如图5所示，首先设计膨胀段，包括膨胀段左行特征线区域1、源流区域2、膨胀段右行特征线区域3、多孔界面吸波区域4，随后设计收缩段，包括收缩段主体5和抽吸槽6，将膨胀段和收缩段整体装配，缝合成光滑无黏曲线后，基于eN方法、顺压梯度效应和直接数值模拟方法数值校对低噪声喷管初始型线，修正设计参数，进行迭代，当喷管壁面流态为层流时，可认为满足设计要求。
综上所述，本发明能够有效设计大尺寸低噪声喷管型线，为低噪声喷管设计提供一种经过试验验证的可行思路。不仅仅显著提高低噪声喷管型线优化效率，同时能够有效保证喷管边界层为层流以及非设计状态下抑制喷管流场的扰动。
以上结合具体实施方式和范例性实例对本发明进行了详细说明，不过这些说明并不能理解为对本发明的限制。本领域技术人员理解，在不偏离本发明精神和范围的情况下，可以对本发明技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进，这些均落入本发明的范围内。本发明的保护范围以所附权利要求为准。
本发明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。

Claims (11)

1.一种大尺寸低噪声喷管设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤(一)设计膨胀段结构；所述膨胀段包括沿轴向依次连接的膨胀段左行特征线区域(1)，源流区域(2)，膨胀段右行特征线区域(3)，和设于膨胀段右行特征线区域(3)中的多孔界面吸波区域(4)；所述膨胀段右行特征线区域(3)远离源流区域(2)的一端为喷管的出口端；所述多孔界面吸波区域(4)包含多孔微结构，多孔界面吸波区域(4)与膨胀段右行特征线区域(3)的曲线相同；
步骤(二)根据设计需求确定膨胀段设计参数的初始值，利用特征线法，确定膨胀段左行特征线区域(1)和膨胀段右行特征线区域(3)的无黏曲线；
步骤(三)使源流区域(2)平滑连接膨胀段左行特征线区域(1)和膨胀段右行特征线区域(3)；
步骤(四)设计收缩段结构，所述收缩段结构包括收缩段主体(5)和设于收缩段主体(5)与膨胀段左行特征线区域(1)之间的抽吸槽(6)；
步骤(五)根据移轴Witoszynski公式，设计收缩段主体(5)的曲线；
步骤(六)利用特征线法，确定抽吸槽(6)的曲线；
步骤(七)将膨胀段和收缩段整体装配，所述膨胀段和收缩段曲线连接为喷管无黏型线；
步骤(八)采用基于卡门动量积分方程方法对喷管无黏型线进行边界层修正，修正后型线为喷管初始型线；
步骤(九)采用大涡模拟和直接数值模拟方法确定孔界面吸波区域(4)所含多孔微结构的尺寸参数；
步骤(十)基于eN方法，顺压梯度效应和直接数值模拟方法校对喷管初始型线对应的喷管边界层状态，并根据喷管的边界层状态修正膨胀段设计参数，对步骤(二)到步骤(九)进行迭代，直至边界层状态为层流。
2.根据权利要求1所述的一种大尺寸低噪声喷管设计方法，其特征在于，所述膨胀段设计参数包括膨胀段右行特征线区域(3)左端的马赫数和气流偏转角，以及左行特征线区域(1)右端的马赫数和气流偏转角。
3.根据权利要求1所述的一种大尺寸低噪声喷管设计方法，其特征在于，所述步骤(一)中，多孔界面吸波区域(4)包含的多孔微结构为槽道构型或圆柱微腔构型；所述槽道构型中，多个槽道沿槽道宽度方向排列；所述圆柱微腔构型中，多个圆柱微腔沿垂直于微腔深度方向的平面排列；所述槽道的深度方向和圆柱微腔的深度方向垂直于多孔界面吸波区域(4)壁面；所述多孔微结构的尺寸参数包括槽道的宽度或圆柱微腔的直径d，槽道或圆柱微腔的深度H以及多孔微结构的开孔率s。
4.根据权利要求3所述的一种大尺寸低噪声喷管设计方法，其特征在于，所述步骤(九)中，采用大涡模拟和直接数值模拟方法确定孔界面吸波区域(4)所含多孔微结构尺寸参数的方法为：
根据多孔微结构的尺寸参数得到多孔微结构导纳χ的公式，
Figure FDA0003240095030000021
其中，Z0为边界层外流场的特征阻抗，
Figure FDA0003240095030000022
ρe和ue分别是边界层外流场的密度和速度，动态密度
Figure FDA0003240095030000023
动态压缩系数
Figure FDA0003240095030000024
ρw和pw分别是孔界面吸波区域(4)壁面处密度和压力，γ为喷管中的气体比热比，k为声波传播常数；
对于槽道构型，
Figure FDA0003240095030000028
对于圆柱微腔构型，
Figure FDA0003240095030000029
Figure FDA0003240095030000026
Q为贝塞尔函数；无量纲参数
Figure FDA0003240095030000027
其中Pr为普朗特数，特征长度b＝1/2d，μ是气体的黏性系数，i代表复数的虚部，ω为气体运动过程中的波动频率；
采用大涡模拟和直接数值模拟方法得到边界层状态为层流时多孔微结构导纳χ的值，将所得多孔微结构导纳χ的值带入根据多孔微结构的尺寸参数得到多孔微结构导纳χ的公式中，得到多孔微结构的尺寸参数。
5.根据权利要求4所述的一种大尺寸低噪声喷管设计方法，其特征在于，所述Q为贝塞尔函数，Q(x)＝2J1(x)/xJ0(x)，J0为第一类0阶贝塞尔函数，J1为第一类1阶贝塞尔函数。
6.根据权利要求1所述的一种大尺寸低噪声喷管设计方法，其特征在于，所述步骤(二)中，特征线方程为：
Figure FDA0003240095030000031
式中，(x,y)为坐标系xoy中膨胀段左行特征线区域(1)或膨胀段右行特征线区域(3)的曲线坐标；Vx，Vy为点(x,y)处x方向和y方向的气体速度；Ma1为膨胀段气流马赫数；γ为喷管中的气体比热比；“±”中“﹢”表示膨胀段右行特征线特征方程，“-”表示膨胀段左行特征线特征方程；
Figure FDA0003240095030000032
为膨胀段气流偏转角；a1为膨胀段气流声速；
所述坐标系xoy以膨胀段和收缩段连接面的中心位置为原点，x轴正方向沿喷管轴向指向喷管出口端，y轴正方向为竖直向上。
7.根据权利要求1所述的一种大尺寸低噪声喷管设计方法，其特征在于，所述步骤(六)中，利用特征线法，确定抽吸槽(6)的壁面曲线的方法中，抽吸槽中气流流动的特征线方程为：
Figure FDA0003240095030000033
式中，(x’,y’)为坐标系x’o’y’中抽吸槽(6)的壁面曲线坐标；Vx’，Vy’为点(x’,y’)处x’方向和y’方向的气体速度，“±”中“﹢”为抽吸槽右行特征线区域BD，“-”为抽吸槽左行特征线区域TA；Ma2为抽吸槽中气流马赫数；γ为喷管中的气体比热比；
Figure FDA0003240095030000034
为抽吸槽中气流偏转角；a2为抽吸槽中气体声速。
所述坐标系x’o’y’以抽吸槽(6)的气体入口端面中心为原点，x’轴正方向沿抽吸槽(6)轴向指向抽吸槽(6)出口端，y’轴正方向为指向抽吸槽(6)壁面。
8.根据权利要求2所述的一种大尺寸低噪声喷管设计方法，其特征在于，所述步骤(三)中，所述源流区域(2)为圆锥形；所述圆锥形锥角与喷管最大膨胀角相等。
9.根据权利要求1所述的一种大尺寸低噪声喷管设计方法，其特征在于，所述步骤(五)中，移轴Witoszynski公式为
Figure FDA0003240095030000041
其中y0，y*，分别为收缩段入口处的半高和收缩段与抽吸槽的连接处半高。(x，y)为收缩段壁面曲线在坐标系xoy中的坐标，L为收缩段的长度；所述坐标系xoy以膨胀段和收缩段连接面的中心位置为原点，x轴正方向沿喷管轴向指向喷管出口端，y轴正方向为竖直向上。
10.根据权利要求1所述的一种大尺寸低噪声喷管设计方法，其特征在于，所述步骤(八)中，采用基于卡门动量积分方程方法对喷管无黏型线进行边界层修正，得到喷管初始型线的方法为：通过卡门动量积分方程得到动量厚度θ，根据动量厚度θ得到位移厚度δ*，将位移厚度δ*，添加到喷管无黏型线中，得到喷管初始型线。
11.根据权利要求10所述的一种大尺寸低噪声喷管设计方法，其特征在于，所述卡门动量积分方程为
Figure FDA0003240095030000042
其中，(x，y)为坐标系xoy中无黏型线的坐标，Ma1为膨胀段气流马赫数，
Figure FDA0003240095030000051
为膨胀段气流偏转角，Cf为摩擦系数，H1为边界层形状因子，θ为边界层动量厚度，γ为喷管中的气体比热比；
所述坐标系xoy以膨胀段和收缩段连接面的中心位置为原点，x轴正方向沿喷管轴向指向喷管出口端，y轴正方向为竖直向上。
CN202111015149.3A 2021-08-31 2021-08-31 一种大尺寸低噪声喷管设计方法 Active CN113946904B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111015149.3A CN113946904B (zh) 2021-08-31 2021-08-31 一种大尺寸低噪声喷管设计方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111015149.3A CN113946904B (zh) 2021-08-31 2021-08-31 一种大尺寸低噪声喷管设计方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113946904A true CN113946904A (zh) 2022-01-18
CN113946904B CN113946904B (zh) 2024-06-11

Family

ID=79327731

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111015149.3A Active CN113946904B (zh) 2021-08-31 2021-08-31 一种大尺寸低噪声喷管设计方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113946904B (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115199434A (zh) * 2022-07-26 2022-10-18 厦门大学 一种降低水下排气噪声喷管的设计方法及收缩式波瓣喷管
CN115389155A (zh) * 2022-07-29 2022-11-25 中国航天空气动力技术研究院 一种高超声速气液固多相流型面喷管设计方法
CN115824108A (zh) * 2023-02-22 2023-03-21 零声科技(苏州)有限公司 波导杆和超声监测设备

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108182319A (zh) * 2017-12-27 2018-06-19 中国航天空气动力技术研究院 一种超声速一体化喷管设计方法
US20190354647A1 (en) * 2018-05-17 2019-11-21 Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha Wind noise analyzing apparatus and method for analyzing wind noise
CN111191341A (zh) * 2019-12-02 2020-05-22 南京理工大学 一种预测单喷管运载火箭缩比模型射流噪声的数值方法
US20210016900A1 (en) * 2018-03-29 2021-01-21 Japan Aerospace Exploration Agency Method of designing a shape of an airframe of a supersonic aircraft, production method of a supersonic aircraft, and supersonic aircraft
CN112765736A (zh) * 2021-04-12 2021-05-07 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种高超声速钝前缘绕流湍动能入口边界设置方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108182319A (zh) * 2017-12-27 2018-06-19 中国航天空气动力技术研究院 一种超声速一体化喷管设计方法
US20210016900A1 (en) * 2018-03-29 2021-01-21 Japan Aerospace Exploration Agency Method of designing a shape of an airframe of a supersonic aircraft, production method of a supersonic aircraft, and supersonic aircraft
US20190354647A1 (en) * 2018-05-17 2019-11-21 Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha Wind noise analyzing apparatus and method for analyzing wind noise
CN111191341A (zh) * 2019-12-02 2020-05-22 南京理工大学 一种预测单喷管运载火箭缩比模型射流噪声的数值方法
CN112765736A (zh) * 2021-04-12 2021-05-07 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种高超声速钝前缘绕流湍动能入口边界设置方法

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115199434A (zh) * 2022-07-26 2022-10-18 厦门大学 一种降低水下排气噪声喷管的设计方法及收缩式波瓣喷管
CN115389155A (zh) * 2022-07-29 2022-11-25 中国航天空气动力技术研究院 一种高超声速气液固多相流型面喷管设计方法
CN115824108A (zh) * 2023-02-22 2023-03-21 零声科技(苏州)有限公司 波导杆和超声监测设备
CN115824108B (zh) * 2023-02-22 2023-05-05 零声科技(苏州)有限公司 波导杆和超声监测设备

Also Published As

Publication number Publication date
CN113946904B (zh) 2024-06-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN113946904A (zh) 一种大尺寸低噪声喷管设计方法
CN104848904B (zh) 进气道流量测量系统
CN108168832B (zh) 一种提高管风洞试验雷诺数的喉道结构
Khan et al. Active control of suddenly expanded flows from overexpanded nozzles
CN102323961B (zh) 非对称超声速喷管及其设计方法
CN103150423B (zh) 轴对称连续变马赫数喷管及其壁面确定方法
Louw et al. Investigation of the flow field in the vicinity of an axial flow fan during low flow rates
CN102384834B (zh) 一种爆轰驱动激波风洞卸爆装置
Quadros et al. Study of effect of flow parameters on base pressure in a suddenly expanded duct at supersonic mach number regimes using CFD and design of experiments
Ashfaq et al. Control of base pressure with micro jets for area ratio 2.4
Aschenbruck et al. Influence of a multi-hole pressure probe on the flow field in axial-turbines
Maghsoudi et al. Experimental investigation of flow and distortion mitigation by mechanical vortex generators in a coupled serpentine inlet-turbofan engine system
JP7421769B2 (ja) ダクト内圧力計測構造及び風洞試験装置
CN109815549B (zh) 一种单对超声速流向旋涡发生装置的设计方法
Chima et al. CFD models of a serpentine inlet, fan, and nozzle
Quadros et al. Experimental and numerical studies on flow from axisymmetric nozzle flow with sudden expansion for Mach 3.0 using CFD
Quadros et al. Study of base pressure behavior in a suddenly expanded duct at supersonic Mach number regimes using statistical analysis
Asghar et al. S-Duct Diffuser Offset-to-Length Ratio Effect on Aerodynamic Performance of Propulsion-System Inlet of High Speed Aircraft
Quadros et al. Base Pressure Behaviour in a Suddenly Expanded Duct at Supersonic Mach Number Regimes using Taguchi Design of Experiments.
Zhang et al. Numerical study on tip leakage flow structure of an axial flow compressor rotor
Zamiri et al. Influence of the inclined leading edge diffuser vanes on the aerodynamic performance of a transonic centrifugal compressor
Parvizinia et al. Numerical and Experimental Investigations into the Aerodynamic performance of a supersonic turbine blade profile
Jia et al. Numerical and experimental investigation of an adjustable dual-channel supersonic diffuser
Tormalm Design and analysis of compact UAV ducts
Xi et al. Experimental and numerical investigations on flow losses of a U-Bend and return channel system for centrifugal compressor

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant