CN114996851B - 一种模拟边界层泄流与亚声速外流耦合的实验台设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提出了一种模拟边界层泄流与亚声速外流耦合的实验台设计方法。本发明通过设计两路入口互不相干、试验段具有强耦合作用的管道，分别模拟边界层泄流与亚声速外流，通过调整实验台边界层发展段流道型面构型或调整实验台出口压力，可以模拟不同来流边界层厚度以及不同来流马赫数条件下边界层泄流与亚声速外流耦合作用的流动机理。本设计方法设计出的亚声速实验台结构简单，试验段入口流动参数均匀，能够在保证经济性的前提下准确模拟出亚声速流场，为开展边界层泄流与亚声速外流耦合机理研究提供了一种切实可行的实验台设计方法。
Description
技术领域
本发明涉及亚声速流动实验领域，尤其是一种能够模拟边界层泄流与亚声速外流耦合作用的实验台设计方法。
背景技术
进气道作为吸气式动力飞行器的必备部件，承担着捕获自由来流、向下游发动机提供适量的空气流量和对来流压缩的责任，其性能的好坏，直接影响着整个推进系统的工作效率。根据相关研究表明，进气道总压恢复系数降低1％，动力系统的推力损失1.2％～1.5％。同时，进气道出口流场畸变也直接影响到发动机的工作包线。此外，进气道还是飞机前向三大雷达强散射源之一，其RCS约占整机前向RCS的30～50％。
进气道具有内流机理复杂、上下游工况多变、气动性能要求高等特点，所面临的气动设计挑战大，为此流动控制措施在进气道气动设计中得到了广泛使用。较为常见的进气道流动控制措施有边界层吸除、边界层隔道、进口鼓包、涡流发生器等。其中，对于边界层吸除流动控制措施而言，影响其控制效果的关键因素有边界层吸除装置进气效率、内通道流动阻力和泄流阻力。进气效率与内通道流动阻力一般分别由边界层吸除装置入口几何构型与内通道集合构型决定；泄流阻力主要受外流影响，同时边界层泄流与外流具有强耦合作用，因此，泄流阻力对边界层吸除装置流动控制效果影响更为显著。
目前针对内外流耦合干扰的研究主要集中于高压气源射流与外流的耦合作用研究，而对于边界层泄流与外流耦合作用(无外接高压气源)的研究较为缺乏。此外，在现有常规风洞中，难以对边界层泄流与外流耦合作用进行详尽的研究。
发明内容
为解决上述内容，本发明的目的在于提供一种便于研究边界层泄流与亚声速外流耦合作用的实验台设计方法，该实验台可用于研究不同来流马赫数以及不同来流边界层厚度条件下边界层泄流与亚声速外流的耦合作用。此外，该实验台结构简单、尺寸小、便于维护，对实验场地和气源能力要求较低。
为了达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：
一种模拟边界层泄流与亚声速外流耦合作用的实验台设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1).设置两路管道，根据实验模型确定两路管道基本构型；每路管道均包括依次延伸的入口段、整流段、收缩段、边界层发展段、试验段、转接段；
(2).为使试验段入口上游流场发展一致，两路管道试验段入口截面上游管道几何尺寸一致；
(3).根据实验室已有真空气源抽吸能力、实验时长以及试验段马赫数确定管道喉道面积；
(4).将喉道形状与尺寸确定后，在保证两路管道互不相干的约束条件下，确定实验台入口段、整流段和收缩段几何形状与尺寸；入口段曲线方程为：
ρ2＝a2cos(2θ)
其中，ρ为曲线在极坐标系中的半径，θ为曲线在极坐标系中的角度，a为曲线特征参数，点A与点B为当θ取值范围为(7π)/8～(5π)/4时曲线的端点；入口段BC段曲线方程为：
y＝-1×10-5x5-4×10-7x4-0.0005x3-0.3628x2-121.79x-15871x∈[-872.4,-577.0]
其中，x为流向坐标，y为法向坐标，下同；当x＝-872.4、x＝-577.0时，由BC段曲线方程确定点B、C法向坐标y值；整流段为平直段，收缩段DE段曲线方程为：
y＝-1.447×10-9x7-4.32×10-6x6-5.522×10-3x5-3.919x4-1668x3-4.257×105x2-6.032×107x-
3.662×109x∈[-459,-400]；
当x＝-459、x＝-400时，由DE段曲线方程确定点D、E法向坐标y值，由此得到入口段、整流段和收缩段对称面上壁面型线；
(5).步骤(4)将各段曲线函数确定后，将收缩段DE曲线以喉道截面轮廓线为引导线进行扫掠形成管道曲面，由此得到收缩段对称面下壁面型线LM；
(6).以步骤(5)得到的收缩段入口轮廓为基准，沿曲线DCB进行扫掠，随后以扫掠得到的管道终截面轮廓为基准，沿此终截面进行扫掠，最终得到入口段和整流段型面，进而得到入口段和整流段对称面下壁面型线IJKL；
(7).为消除壁面黏性效应的影响，调整边界层发展段上壁面沿流向扩张角以保证主流区域内流向马赫数分布一致，根据实验具体要求设置边界层发展段沿流向长度，由此得到边界层发展段对称面型线，边界层发展段对称面型线为上壁面EF及下壁面MN，随后以喉道截面轮廓为基准，沿边界层发展段对称面型线进行扫掠，得到边界层发展段管道型面；
(8).两路管道中，部分气流经过实验模型从一路管道流入另一路管道，因此实验模型入口下游一路管道气流流量有所减小，另一路管道试验段出口流量有所增加；根据上述流量变化规律，对实验模型入口下游一路管道试验段进行型面迭代优化设计；
(9).另一路管道试验段有流量注入，且管道内流动为亚声速流动，因此为避免对实验模型出口上游流场产生影响，该另一路管道试验段上壁面在某点X'处增大上壁面扩张角度，在另一路管道试验段与实验模型出口相交的下游某点Y'处壁面扩张角转为0.3°，随后在点X'和点Y'处对上壁面进行倒圆处理；上壁面倒圆处理后，在实验模型出口上游1.33H处扩张角由0.3°逐渐增大至5°，在点P1'处扩张角逐渐由5°减小至0.3°，点W'下游壁面扩张角保持为0.3°，P1'为点P'沿-z方向在上壁面的投影；
(10).将边界层发展段出口截面轮廓线以步骤(8)和(9)得到的试验段对称面型线为引导线进行扫掠，得到试验段型面；试验段对称面型线为上壁面FG/F'G'及下壁面NQ/N'Q'；转接段型面根据试验段出口截面GQ(G'Q')光滑过渡至流量调节阀入口截面ST(S'T')得到，转接段扩张角不大于8°；最终得到的实验台两路管道型面。
进一步的，实验台入口来流条件为当地大气环境，由试验段下游真空气源提供负压条件，驱动气流在试验段达到实验所要求的速度。
进一步的，实验台实验时长、试验段尺寸和试验段气流马赫数受真空气源能力决定。
进一步的，实验台整流段长度不小于2倍收缩段出口高度，收缩段收缩比不小于5。
进一步的，试验段型面在保证与试验段上下游型面光滑过渡的条件下根据具体实验模型进行更换。
进一步的，另一路管道试验段上壁面在点X'处增大上壁面扩张角度至5°。
有益效果：
与常规亚声速风洞相比，本发明实现的实验台可精细化地模拟边界层泄流与外流，进而可对边界层泄流与外流的耦合作用进行详尽地试验研究，为可实现高效费比流动控制的边界层吸除流动控制装置(依靠边界层内气流自身动能驱动，无外接高压气源)的设计提供数据支撑。此外，该发明实现的实验台模拟来流马赫数范围较广，且对实验场地及气源要求较低，为研究边界层泄流与亚声速外流的耦合作用提供了一种切实可行的实验台设计方法。
附图说明
图1是实验台整体部件结构示意图；
图2是本文实验台设计案例中所使用的实验模型(边界层吸除装置)；
图3是实验模型与实验台主/副管道连接结构示意图；
图4是双通道抽吸实验台主管道对称面型线；
图5是双通道抽吸实验台副管道对称面型线；
图6是实验台喉道下游管道横截面构型；
图7是收缩段管道半截面构型；
图8是收缩段入口(整流段)截面轮廓尺寸；
图9是入口段、整流段和收缩段半截面构型；
图10是主管道试验段对称面型线；
图11是副管道试验段对称面型线；
图12是实验台主/副管道整体型面构型；
图13是试验段入口气流马赫数为0.54条件下主/副管道对称面距离下壁面0.26H、0.50H和0.74H度处流向马赫数分布；
图14是试验段入口气流马赫数为0.75条件下主/副管道对称面距离下壁面0.26H、0.50H和0.74H处流向马赫数分布。
具体实施方式
本发明公开一种模拟边界层泄流与亚声速外流耦合作用的实验台设计方法。请参阅图4、图5、图6、图7、图8、图9、图10、图11、图12所示，下面对采用本发明方法设计的试验段马赫数为0.50～0.75、两通道流量之和最大为1.5kg/s的实验台设计方法的详细实施步骤进行叙述(需要说明的是下述实验台设计方法已考虑了试验段实验模型，实验模型为埋入式微小通道，其构型如图2所示，实验模型入口连接主管道、出口连接副管道，连接结构如图3所示)。
(1).主管道和副管道对称面型线如图4和图5所示。在实验台初始设计阶段，首先根据实验模型(图2)确定管道基本构型，由于本案例中实验模型入口与出口均为平面，因此主/副管道实验模型安装面(边界层发展段和试验段下壁面MNQ段/M'N'Q'段)均为平面(实验模型入口安装位置为图4所示OP段，实验模型出口安装位置为图5所示O'P'段)，且沿x方向(流向)保持水平；边界层发展段管道上壁面(EF段/E'F'段)沿流向存在0.3°扩张，以修正边界层黏性效应的影响；管道横截面构型如图6所示，其中，管道展向尺寸W沿流向保持不变。
(2).为保证试验段入口上游流场发展一致，主管道与副管道试验段入口截面(截面FN/截面F'N')上游管道几何尺寸一致，此外，由于实验模型入口平面法向与实验模型出口平面法向垂直，为满足实验模型的安装条件，主/副管道边界层发展段和试验段下壁面(MNQ段/M'N'Q'段)法向也垂直。
(3).根据实验室已有真空气源抽吸能力、实验时长以及试验段马赫数确定实验台管道喉道面积(喉道截面位置为截面EM和E'M')，喉道截面构型如图6所示，其中，W＝94mm，H＝38mm，R1＝20mm，R2＝5mm，喉道截面面积为3389.6mm2。
(4).步骤(1)～(3)将喉道形状与尺寸确定后，在保证两路管道互不相干的约束条件下，确定实验台入口段、整流段和收缩段几何形状与尺寸。本案例中入口段曲线方程为：
ρ2＝a2cos(2θ)
其中，ρ为曲线在极坐标系中的半径，θ为曲线在极坐标系中的角度，a为曲线特征参数，点A与点B为当θ取值范围为(7π)/8～(5π)/4时曲线的端点；本案例中a＝63mm，θ取值范围为(7π)/8～(5π)/4。入口段BC段曲线方程为：
y＝-1×10-5x5-4×10-7x4-0.0005x3-0.3628x2-121.79x-15871x∈[-872.4,-577.0]
其中，x为流向坐标，y为法向坐标，下同；当x＝-872.4、x＝-577.0时，由BC段曲线方程确定点B、C法向坐标y值。整流段为平直段，长度为3.1H(H为喉道高度)，收缩段DE段曲线方程为：
y＝-1.447×10-9x7-4.32×10-6x6-5.522×10-3x5-3.919x4-1668x3-4.257×105x2-6.032×107x-3.662×109x∈[-459,-400]
当x＝-459、x＝-400时，由DE段曲线方程确定点D、E法向坐标y值。由此得到入口段、整流段和收缩段对称面上壁面型线。
(5).步骤(4)将各段曲线函数确定后，将收缩段DE曲线以喉道截面轮廓线为引导线进行扫掠形成管道曲面，图7给出收缩段管道半截面构型，图8所示为收缩段入口(整流段出口)截面轮廓尺寸，收缩段收缩比为5.35。
(6).以步骤(5)得到的收缩段入口轮廓为基准，沿曲线DCB进行扫掠，随后以扫掠得到的管道终截面轮廓为基准，沿此终截面进行扫掠，最终得到入口段和整流段型面，入口段、整流段和收缩段半截面构型如图9所示。
(7).为消除壁面黏性效应的影响，边界层发展段上壁面沿流向扩张角为0.3°，以保证主流区域内流向马赫数分布一致，边界层发展段沿流向长度为9.71H，由此可得到边界层发展段对称面型线(上壁面EF，下壁面MN)，随后以喉道截面轮廓为基准，沿边界层发展段对称面型线(EF和MN)进行扫掠，得到边界层发展段管道型面，边界层发展段出口高度为1.05H。
(8).试验段型面构型需根据具体实验模型而定。本案例中实验模型构型如图2所示，主管道部分气流会经过实验模型流入副管道，因此实验模型入口下游主管道气流流量有所减小，副管道试验段出口流量有所增加。根据上述流量变化规律，对主管道试验段进行型面迭代优化设计，对称面型线如图10所示。其中，FN截面为试验段入口，GQ截面为试验段出口，OO1截面为实验模型入口前缘所在截面，PP1截面为实验模型入口后缘所在截面，试验段总长为10H。为修正试验段入口下游气流流量减小而带来的影响，O1P1段存在0.5°收缩，P1G段存在0.3°扩张，同时对O1P1段和P1G段在交点P1处进行倒圆处理倒圆半径R3＝200mm。
(9).副管道试验段对称面型线如图11所示。其中，F'N'截面为试验段入口，G'Q'截面为试验段出口，O'O1'截面为实验模型出口前缘所在截面，P'P1'截面为实验模型出口后缘所在截面，试验段总长为10H。考虑到副管道试验段有流量注入，且管道内流动为亚声速流动，因此为避免对实验模型出口上游流场产生影响，副管道试验段上壁面在点X'处增大上壁面扩张角度至5°，在实验模型出口下游点Y'处壁面扩张角转为0.3°，随后在点X'和点Y'处对上壁面进行倒圆处理(和/>)，倒圆半径R4和R5分别为900mm和250mm。上壁面倒圆处理后，在实验模型出口上游1.33H处扩张角由0.3°逐渐增大至5°，在点P1'处扩张角逐渐由5°减小至0.3°，点W'下游壁面扩张角保持为0.3°。
(10).将边界层发展段出口截面轮廓线以步骤(8)和(9)得到的试验段对称面型线为引导线进行扫掠，即可得到试验段型面。实验台转接段型面可根据试验段出口截面GQ(G'Q')光滑过渡至流量调节阀入口截面ST(S'T')得到，但转接段扩张角应不大于8°。最终得到的实验台主/副管道型面如图12所示。
针对本发明，采用数值仿真方法对上述技术方案的效果进行验证，模拟了试验段入口马赫数为0.54和0.75条件下实验台的流场品质，图13和图14给出了主/副管道对称面距离下壁面0.26H、0.50H和0.74H高度处流向马赫数分布(注：实验中主要关注实验模型上游流场)。由图可知，试验段入口上游主流区气流马赫数基本保持不变，试验段入口流场品质满足实验要求。
另外，本发明的具体实现方法和途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
Claims (6)
1.一种模拟边界层泄流与亚声速外流耦合作用的实验台设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1).设置两路管道，根据实验模型确定两路管道基本构型；每路管道均包括依次延伸的入口段、整流段、收缩段、边界层发展段、试验段、转接段；
(2).为使试验段入口上游流场发展一致，两路管道试验段入口截面上游管道几何尺寸一致；
(3).根据实验室已有真空气源抽吸能力、实验时长以及试验段马赫数确定管道喉道面积；
(4).将喉道形状与尺寸确定后，在保证两路管道互不相干的约束条件下，确定实验台入口段、整流段和收缩段几何形状与尺寸；入口段曲线方程为：
ρ2＝a2cos(2θ)
其中，ρ为曲线在极坐标系中的半径，θ为曲线在极坐标系中的角度，a为曲线特征参数，点A与点B为当θ取值范围为(7π)/8～(5π)/4时曲线的端点；入口段BC段曲线方程为：
y＝-1×10-5x5-4×10-7x4-0.0005x3-0.3628x2-121.79x-15871x∈[-872.4,-577.0]
其中，x为流向坐标，y为法向坐标，下同；当x＝-872.4、x＝-577.0时，由BC段曲线方程确定点B、C法向坐标y值；整流段为平直段，收缩段DE段曲线方程为：
y＝-1.447×10-9x7-4.32×10-6x6-5.522×10-3x5-3.919x4-1668x3-4.257×105x2-6.032×107x-3.662×109x∈[-459,-400]；
当x＝-459、x＝-400时，由DE段曲线方程确定点D、E法向坐标y值，由此得到入口段、整流段和收缩段对称面上壁面型线；
(5).步骤(4)将各段曲线函数确定后，将收缩段DE曲线以喉道截面轮廓线为引导线进行扫掠形成管道曲面，由此得到收缩段对称面下壁面型线LM；
(6).以步骤(5)得到的收缩段入口轮廓为基准，沿曲线DCB进行扫掠，随后以扫掠得到的管道终截面轮廓为基准，A⌒B沿此终截面进行扫掠，最终得到入口段和整流段型面，进而得到入口段和整流段对称面下壁面型线IJKL；
(7).为消除壁面黏性效应的影响，调整边界层发展段上壁面沿流向扩张角以保证主流区域内流向马赫数分布一致，根据实验具体要求设置边界层发展段沿流向长度，由此得到边界层发展段对称面型线，边界层发展段对称面型线为上壁面型线EF及下壁面型线MN，随后以喉道截面轮廓为基准，沿边界层发展段对称面型线进行扫掠，得到边界层发展段管道型面；
(8).两路管道中，部分气流经过实验模型从一路管道流入另一路管道，因此实验模型入口下游一路管道气流流量有所减小，另一路管道试验段出口流量有所增加；根据上述流量变化规律，对实验模型入口下游一路管道试验段进行型面迭代优化设计；
(9).另一路管道试验段有流量注入，且管道内流动为亚声速流动，因此为避免对实验模型出口上游流场产生影响，该另一路管道试验段上壁面在某点X'处增大上壁面扩张角度，在另一路管道试验段与实验模型出口相交的下游某点Y'处壁面扩张角转为0.3°，随后在点X'和点Y'处对上壁面进行倒圆处理；上壁面倒圆处理后，在实验模型出口上游1.33H处扩张角由0.3°逐渐增大至5°，在点P1'处扩张角逐渐由5°减小至0.3°，点W'下游壁面扩张角保持为0.3°，P1'为点P'沿-z方向在上壁面的投影；
(10).将边界层发展段出口截面轮廓线以步骤(8)和(9)得到的试验段对称面型线为引导线进行扫掠，得到试验段型面；试验段对称面型线为上壁面型线FG/F'G'及下壁面型线NQ/N'Q'；转接段型面根据试验段出口截面GQ(G'Q')光滑过渡至流量调节阀入口截面ST(S'T')得到，转接段扩张角不大于8°；最终得到实验台两路管道型面。
2.根据权利要求1所述的实验台设计方法，其特征在于：实验台入口来流条件为当地大气环境，由试验段下游真空气源提供负压条件，驱动气流在试验段达到实验所要求的速度。
3.根据权利要求1所述的实验台设计方法，其特征在于：实验台实验时长、试验段尺寸和试验段气流马赫数受真空气源能力决定。
4.根据权利要求1所述的实验台设计方法，其特征在于：实验台整流段长度不小于2倍收缩段出口高度，收缩段收缩比不小于5。
5.根据权利要求1所述的实验台设计方法，其特征在于：试验段型面在保证与试验段上下游型面光滑过渡的条件下根据具体实验模型进行更换。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的实验台设计方法，其特征在于：另一路管道试验段上壁面在点X'处增大上壁面扩张角度至5°。
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| CN202210666163.8A CN114996851B (zh) | 2022-06-14 | 2022-06-14 | 一种模拟边界层泄流与亚声速外流耦合的实验台设计方法 |
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| CN114996851A CN114996851A (zh) | 2022-09-02 |
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Citations (4)
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|---|---|---|---|---|
| CN106546433A (zh) * | 2016-10-12 | 2017-03-29 | 南京航空航天大学 | 可替代自由射流试验的超燃冲压发动机直连试验装置及设计方法 |
| CN108349585A (zh) * | 2015-09-02 | 2018-07-31 | 杰托普特拉股份有限公司 | 用于飞行器的流体推进系统以及推力和升力发生器 |
| CN112035952A (zh) * | 2020-08-21 | 2020-12-04 | 南京航空航天大学 | 一种模拟飞行器外流的引射喷管实验装置的设计方法 |
| CN113153529A (zh) * | 2021-04-21 | 2021-07-23 | 厦门大学 | 基于双入射弯曲激波的宽速域进气道设计方法 |
-
2022
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Patent Citations (4)
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Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 吸气式高超声速推进助推段内流振荡及其抑制;郭善广;柳军;金亮;罗世彬;;推进技术;20120215;33(1);20-25 * |
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