CN115048753A

CN115048753A - 一种连续式跨声速风洞气动外形设计方法

Info

Publication number: CN115048753A
Application number: CN202210978201.3A
Authority: CN
Inventors: 崔晓春; 张刃; 李庆利; 李兴龙; 孟凡民; 张同心
Original assignee: AVIC Shenyang Aerodynamics Research Institute
Current assignee: AVIC Shenyang Aerodynamics Research Institute
Priority date: 2022-08-16
Filing date: 2022-08-16
Publication date: 2022-09-13
Anticipated expiration: 2042-08-16
Also published as: CN115048753B

Abstract

一种连续式跨声速风洞气动外形设计方法，属于航空气动力学风洞设计技术领域。本发明包括试验段、二喉道、方变圆段及高速扩散段等高速部段的气动外形设计方法以及稳定段、收缩段、大扩开段、拐角段等低速部段的气动外形设计方法，本发明研发目的是为了解决风洞气动外形在满足马赫数为0.15~1.6需求的前提下，具有合理的尺寸和容积，同时有较好的压力损失性能的问题，在能够使流场均匀性、湍流度和噪声指标达到国际同类风洞先进水平的前提下，有效降低风洞的压力损失，缩小风洞尺寸和容积。

Description

一种连续式跨声速风洞气动外形设计方法

技术领域

本发明涉及一种风洞气动外形设计方法，属于航空气动力学风洞设计技术领域。

背景技术

我国近年来建设了多座连续式跨声速风洞，连续式跨声速风洞设计技术日益成熟。连续式跨声速风洞外形轮廓包括风洞低速部段外形和风洞高速部段外形，见附图1。其中，连续式跨声速风洞的气动外形设计技术，主要用于保证马赫数指标、流场均匀性、湍流度、噪声等指标。流场均匀性需要满足国军标合格指标，最好达到先进指标，湍流度和噪声需要达到国际同类风洞水平，具体指标可参考图2。优秀的风洞气动外形设计方法，还需要在满足技术指标的前提下，具有合理的尺寸和容积，具有较好的压力损失性能，例如当马赫数M=1.6时，风洞压比需要低于1.6，当前的连续式跨声速风洞气动外形设计方法，难以兼顾上述需求。

因此，亟需提出一种新型的风洞气动外形设计方法，以解决上述技术问题。

发明内容

本发明研发目的是为了解决风洞气动外形在满足马赫数为0.15~1.6需求的前提下，具有合理的尺寸和容积，同时有较好的压力损失性能的问题，在下文中给出了关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。

本发明的技术方案：

一种连续式跨声速风洞气动外形设计方法，包括高速部段气动外形设计方法和低速部段气动外形设计方法；

所述高速部段气动外形设计方法包括：

步骤1，设计试验段；

步骤1.1，确定试验段各区域长度；

试验段长度在3H~5.5H之间，H为试验段高度，试验段划分为气流膨胀加速区、流场均匀区和支架干扰影响区及支架区；

气流膨胀加速区用于建立低超音速流场，在马赫数M≤1.0时该区域为流场均匀区，此区域长度≤1H~1.5H；

流场均匀区是试验流场区域，模型试验区在此区域内；支架干扰影响区的长度在0.6H~1H之间；支架区的长度在1H~1.5H之间；

步骤1.2，根据试验需求选择试验段透气壁板形式；

试验段透气壁板为开槽壁或开孔壁；当试验段透气壁板为开槽壁时，进行步骤1.3，当试验段透气壁板为开孔壁时，进行步骤1.4；

步骤1.3，开槽壁试验段外形设计；

开槽壁为纵向开槽壁，槽缝数量为4条~8条；气流膨胀加速区的槽缝型面采用非线性型线或线性型线，型线针对马赫数M=1.1~1.2设计；流场均匀区的槽缝为等宽度槽，槽宽与槽间距之比在4%~8%之间；支架干扰影响区的槽缝与流场均匀区槽缝相同；每条槽缝建立独立的槽腔，槽腔深度在20倍~30倍等宽槽缝宽度；槽缝边缘倒圆角；槽腔的扩开半角为45°；每个槽缝匹配一个对应的引射缝调节片；

步骤1.4，开孔壁试验段外形设计；

在笛卡尔坐标系中划分13×13等分的棋盘状网格，网格的边长：纵向边长Lx=13x，横向边长Ly=13y，其中x和y分别是水平和竖直方向上的最小网格间隔；开孔位置满足关系式：y/6x=3x/5y；开孔孔径选择1/80~1//100的试验段高度；孔径和壁板厚度之比≥1；

开孔壁试验段的支架区上下壁或侧壁布置整片式的引射缝调节片。

步骤2，设计二喉道段；

二喉道为两片式侧壁和中心体结合形式的二喉道，二喉道的中心体和两片式侧壁遵循中心体和侧壁型面几何相似的原则进行设计，即二喉道的中心体和两片式侧壁的两个侧壁板的收缩角和扩散角的角度保持一致；

根据一维管流公式求出二喉道半宽度：

公式（1）

其中，W₀和H₀分别为试验段入口半宽度和高度，Ws和Hs分别为二喉道半宽度和高度，P₀和P_0s分别为试验段和二喉道当地总压，P₀/P_0s为总压比，P₀和P_0s的比值是根据CFD计算结果或风洞试验结果得出的，即马赫数M和总压比P₀/P_0s的关系；

根据中心体和侧壁型面几何相似原则，得到以下关系：

公式（2）

公式（3）

公式（4）

公式（5）

公式（6）

其中，L₁、L₂分别为两片式侧壁的第一片侧壁板和第二片侧壁板的长度，l₁和l₂分别为中心体第一片板和第二片板长度，θ₁为第一片侧壁板收缩角，θ₂为第二片侧壁板扩张角，θ₂=5°；α₁为中心体第一片板收缩角，α₂为中心体第二片板扩张角；d为中心隔板半宽度，由试验段支撑尺寸确定，并能保证中心体完全拉平；W₁和W₂分别为二喉道段入口半宽度和出口半宽度；W₁等于试验段出口宽度；

在不使用二喉道时，二喉道的两片式侧壁完全拉平，扩张角一致，中心体完全拉平，收于中心隔板；两片式侧壁的第一片侧壁板和第二片侧壁板的扩张角满足下式：

公式（7）

其中，θ₀为两片式侧壁的第一片侧壁板和第二片侧壁板扩张角，L₀为二喉道段轴向长度，两片式侧壁的第一片侧壁板和第二片侧壁板的扩张角θ₀小于3°，L₀为二喉道段轴向长度；

L₁、L₂和L₀满足如下关系：

公式（8）

由公式（1）确定Ws，人为给定l₁和

，例如l₁=0.5W₁，

=10°，根据公式（2）~公式（8）可以求解7个未知数

、

、l₂、L₁、L₂、L₀、W₂。确定中心体第一片板的长度l₁时，第一片板长度还要满足中心体拉平及电机装配空间需求。

根据马赫数控制精度和中心体位移控制精度关系：

公式（9）

由

得出：

公式（10）

步骤3，设计方变圆段及高速扩散段；

方变圆段分为3个过渡段，除进出口端面外，中间有2个截面，每个截面尺寸按照进口端面当量半径R₁、出口端面当量半径R₂以及轴向位置x的线性关系确定：

公式（3.1）

式中R是过渡段中间截面的当量半径，R1是进口端面当量半径，R2是出口端面当量半径，x是中间截面相对于进口的轴向位置，L是过渡段的轴向长度；

过渡段的当量扩散角恒定，方变圆段和高速扩散部段的扩散半角或当量扩散半角小于3°，高速扩散段的入口尺寸与方变圆段的出口尺寸一致，出口尺寸与第一拐角的进口尺寸一致。

所述低速部段气动外形设计方法包括：

步骤4，设计稳定段及整流装置；

风洞的总收缩比定义为稳定段截面积与试验段截面积之比，现代高速风洞的收缩比在8~15之间，跨音速风洞的收缩比在11~15之间，超音速风洞收缩比在8~10之间，稳定段的流速要求5m/s~20m/s之间；

在稳定段中，距离上游导流片或相似物后缘2倍~3倍弦长距离处布置第一层阻尼网，阻尼网后600mm以上距离布置蜂窝器，蜂窝器后20倍~40倍网格尺寸距离布置4层~7层阻尼网，相邻阻尼网间距为250倍网眼尺寸，最后一层阻尼网后留有1/4稳定段直径的静流段；

蜂窝器长度L与网格宽度D之比即长细比L/D为12~20，蜂窝器的网格宽度D小于导流片尾迹的一半或是分离区的1/10，单层壁厚≤0.2mm。

步骤5，设计收缩段；

收缩段的收缩比范围为6~9，长径比范围为0.85~1.25，最大收缩半角小于30°，出口面积是试验段面积的1.5倍或1.6倍，当地马赫数为0.25~0.35，出口收缩半角小于或等于10°；

在轴向空间充足的前提下收缩曲线选择五次曲线，上下壁中心线型面曲线公式如下：

公式（11）

公式（12）

其中，h为收缩段出口半高度，l为收缩段轴向长度，θ为型面曲线出口角度；

侧壁中心线型面曲线公式如下：

公式（13）

其中，w为收缩段出口半宽度；

过渡圆弧半径的公式如下：

公式（14）。

步骤6，设计大扩开段及防分离网；

大扩开段的扩开半角即当量扩开半角在25°以内；在扩开段内部布置两层或三层阻尼网；第一层阻尼网位于距离入口1/3大扩开段长度处，第二层阻尼网位于距离入口2/3大扩开段长度处，第三层阻尼网位于大扩开段出口。

步骤7，设计拐角段及导流片。

拐角段从试验段下游开始数共4个，分别是第一和第二拐角段、第三和第四拐角段；拐角段的进口尺寸等于出口尺寸；第三和第四拐角段的进出口尺寸等于稳定段的截面尺寸；第一和第二拐角段的进出口尺寸与风扇或压缩机的进口尺寸保持一致；

当导流片为圆弧导流片，导流片间距/导流片弦长=0.25，导流片间距定义为相邻导流片安装基线的间距，前缘切线与来流夹角为4°~5°，弧度85°~86°，后缘切线与来流夹角为90°；导流片的压降系数在0.15~0.2之间；

当导流片为对于双圆弧导流片或特殊设计的翼型导流片，导流片间距/导流片弦长=0.4~0.55，入射角和出射角为45°±5°。

本发明具有以下有益效果：

1.本发明适用于马赫数0.15~1.6的连续式跨声速风洞的气动外形设计，在能够使流场均匀性、湍流度和噪声指标达到国际同类风洞先进水平的前提下，有效降低风洞的压力损失，缩小风洞尺寸和容积；

2.本发明提高风洞来流的流场均匀性，可以降低试验段噪声水平，减小风洞湍流度，实用性更强。

附图说明

图1是连续式跨声速风洞的气动外形的结构示意图，其中（a）为俯视图，（b）为侧视图；

图2是本发明的流程图；

图3是具体实施方式一的开槽壁试验段，其中（a）为槽缝的非线性型线，（b）为槽缝的线性型线；

图4是具体实施方式一的开槽壁试验段气动设计方案示意图，其中（a）为俯视图，（b）为侧视图；

图5是具体实施方式一的斜孔壁开孔分布示意图，其中（a）为俯视图，（b）为斜孔壁开孔的动板位于上游极限位置的示意图，（c）为斜孔壁开孔的动板位于下游极限位置的示意图；

图6是具体实施方式一的开孔壁试验段气动设计方案示意图，其中（a）为俯视图，（b）为侧视图；

图7是具体实施方式一的二喉道段外形设计方案示意图；

图8是具体实施方式一的拐角段外形设计方案示意图，其中（a）为右侧拐角段外形设计方案示意图，（b）为左侧拐角段外形设计方案示意图；

图9是具体实施方式一的开槽壁试验段噪声水平与国际先进风洞对比图；

图10是具体实施方式二的支架区型面优化前后的速度云图；

图11是具体实施方式二的开槽壁试验段和开孔壁试验段核心流流场均匀性；

图12是具体实施方式二的四种中心体构型示意图，其中（a）为菱形中心体，（b）为单片板中心体，（c）为单片板带隔板中心体，（d）为后体加长四边形中心体；

图13是具体实施方式二的Ma=0.7下四种中心体二喉道马赫数分布云图，其中（a）为菱形中心体，（b）为单片板中心体，（c）为单片板带隔板中心体，（d）为后体加长四边形中心体；

图14是具体实施方式二的后体加长四边形中心体和菱形中心体的马赫数曲线；

图15是具体实施方式二的拐角段导流片马赫数分布云图，其中（a）为拐角导流片角度优化前的马赫数分布云图，（b）为拐角导流片角度优化后的马赫数分布云图；

图16是具体实施方式二的某连续式跨声速风洞与引导风洞的压比曲线对比。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明了，下面通过附图中示出的具体实施例来描述本发明。但是应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本发明的范围。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本发明的概念。

本发明所提到的连接分为固定连接和可拆卸连接，所述固定连接（即为不可拆卸连接）包括但不限于折边连接、铆钉连接、粘结连接和焊接连接等常规固定连接方式，所述可拆卸连接包括但不限于螺纹连接、卡扣连接、销钉连接和铰链连接等常规拆卸方式，未明确限定具体连接方式时，默认为总能在现有连接方式中找到至少一种连接方式能够实现该功能，本领域技术人员可根据需要自行选择。例如：固定连接选择焊接连接，可拆卸连接选择铰链连接。

具体实施方式一：结合图1-图16说明本实施方式，本实施方式的一种连续式跨声速风洞气动外形设计方法，包括高速部段气动外形设计方法和低速部段气动外形设计方法；

在风洞气动外形设计前，需要提供设计输入条件，主要包括试验需求、风洞流场品质要求，以此确定主要的风洞设计参数。

试验需求主要包括试验速域、压力范围、温度范围、试验模型外形参数、试验类型等，例如连续式跨声速风洞的速度范围M=0.15~1.6，总压范围P0=0.2bar~4bar，总温范围T0=293K±20K，模型展长1.8m以内，模型长度2m以内，平均气动弦长0.2m~0.3m，参考面积0.2m²~0.4m²。

风洞流场品质，主要包括流场速度均匀性、噪声、湍流度等指标，见表1。

表1

（1）风洞高速部段外形设计方法

该方法主要针对试验段、二喉道段、方变圆段、高速扩散段。

步骤1，设计试验段；

步骤1.1，确定试验段各区域长度；

试验段长度在3H~5.5H，H为试验段高度，试验段划分为气流膨胀加速区、流场均匀区和支架干扰影响区及支架区。

气流膨胀加速区主要用于建立低超音速流场，在M≤1.0时该区域可以视为流场均匀区，此区域长度≤1H~1.5H；

流场均匀区是主要的试验流场区域，模型试验区在此区域内；

支架干扰影响区，由于支架产生逆压梯度或支架区域发生阻塞，导致支架上游局部流场改变，此区域长度控制在0.6H~1H可以避免对试验模型的影响。

支架区的长度为1H~1.5H。在亚音速试验时，支架区内不应发生严重的气流阻塞现象，壁面气流不发生分离。在超音速试验时，支架区内无较强的波系和反射波系，壁面气流不发生分离。

步骤1.2，根据试验需求选择试验段透气壁板形式；

跨声速风洞普遍采用透气壁壁板，常见的透气壁形式为开槽壁和开孔壁，优点是：第一，可以防止流动阻塞，模拟大气边界，有效降低洞壁干扰；第二，可以配合主流引射或驻室抽气，可以不依赖拉瓦尔喷管建立均匀的低超音速流动；第三，有利于消弱跨超音速试验时的壁面反射波系干扰。

纵向开槽壁，它具有流动损失小、亚音速流场品质好、噪声小等优点，适合大展弦比飞机模型的亚音速试验工况，但是由于消波效果欠佳，开槽壁不适合低超音速试验工况。

开孔壁按开孔方向可划分为直孔壁和斜孔壁，按开闭比调节方式可以分为固定孔壁、单块可调开闭比孔壁及分段可调开闭比孔壁；斜孔壁较直孔壁的消波特性要好，但噪声偏高；可调开闭比可以针对不同马赫数降低洞壁干扰程度，改善流场品质。开孔壁试验段的流场均匀性和噪声水平不如开槽壁试验段，但是较优的超声速消波特性，使其更适合小展弦比飞机模型的跨超声速试验工况。

步骤1.3，开槽壁试验段外形设计；

对于纵向开槽壁，槽缝数量通常为4~8条，最常用的是6条；气流膨胀加速区的槽缝型面采用非线性型线或线性型线，，非线性型线为先扩张后收缩，最后平直，见附图3中的a，线性型线为先扩张后平直，见附图3中的b，型线针对M=1.1~1.2设计；流场均匀区的槽缝为等宽度槽，槽宽与槽间距之比s/d在4~8%，6%有利于降低洞壁干扰；支架干扰影响区的槽缝与流场均匀区槽缝相同；每条槽缝最好建立独立的槽腔，避免穿过槽缝的气流横向流动，槽腔深度在20~30倍等宽槽缝宽度；为降低噪声，槽缝边缘需要倒圆角；槽腔的扩开半角为45°。每个槽缝匹配一个对应的引射缝调节片。开槽壁试验段的外形设计方案见附图4。

步骤1.4，开孔壁试验段外形设计；

对于开孔壁壁板，在笛卡尔坐标系中划分13×13等分的棋盘状网格，网格的边长：纵向上Lx=13x，横向上Ly=13y，其中x和y分别是水平和竖直方向上的最小网格间隔。开孔位置满足关系式：y/6x=3x/5y，见附图6。

为降低洞壁对流场的干扰，开孔孔径选择1/80~1//100的试验段高度；

孔径最好大于试验段的附面层位移厚度，利于气流附面层自动排出试验段；孔径和壁板厚度之比d/t≥1，保证洞壁的穿流特性接近线性，穿流特性即为流动角度和压降的关系。

为建立跨声速流场，开孔壁试验段的支架区上下壁或侧壁布置整片式的引射缝调节片。开孔壁试验段的气动外形设计方案见附图6。

步骤2，二喉道段；

对于两片式侧壁和中心体结合形式的二喉道，见附图7，二喉道的中心体和两片式侧壁遵循中心体和侧壁型面几何相似的原则进行设计，即二喉道中心体和两片式侧壁的收缩角和扩散角角度保持一致。此形式的二喉道段气流对称性好、附面层不易分离、总压损失小、压力回复系数大。

根据一维管流公式可以求出二喉道半宽度：

公式（1）

其中，W₀和H₀分别为试验段入口半宽度和高度，Ws和Hs分别为二喉道半宽度和高度，M为试验段马赫数，P₀和P_0s分别为试验段和二喉道当地总压，P₀和P_0s的比值是根据CFD计算结果或风洞试验结果得出的，即马赫数M和总压比P₀/P_0s的关系，表2提供某风洞的马赫数M和总压比P₀/P_0s的试验结果。

表2

M	P<sub>0</sub>/P<sub>0s</sub>
		0.505	1.22
0.6105	1.255
		0.715	1.281
0.825	1.31
		0.873	1.3
0.923	1.295
		0.97	1.3

根据中心体和侧壁型面几何相似原则，可以得到以下关系：

公式（2）

公式（3）

公式（4）

公式（5）

公式（6）

其中，L₁、L₂分别为两片式侧壁的第一片侧壁板和第二片侧壁板的长度，l₁和l₂分别为中心体第一片板和第二片板长度，θ₁为第一片侧壁板收缩角，θ₂为第二片侧壁板扩张角，θ₂=5°较优，为已知量；α₁为中心体第一片板收缩角，α₂为中心体第二片板扩张角；d为中心隔板半宽度，由试验段支撑尺寸确定，并能保证中心体完全拉平，为已知量；W₁和W₂分别为二喉道段入口半宽度和出口半宽度；W₁等于试验段出口宽度，为已知量。

公式（7）

其中，θ₀为两片式侧壁的第一片侧壁板和第二片侧壁板扩张角，L₀为二喉道段轴向长度，两片式侧壁的第一片侧壁板和第二片侧壁板的扩张角θ₀小于3°，L₀为二喉道段轴向长度。侧壁的扩张角θ₀小于3°，最好小于2.6°。

L₁、L₂和L₀满足如下关系：

公式（8）

由公式（1）确定Ws，人为给定l₁和

，例如l₁=0.5W₁，

=10°，根据公式（2）~公式（8）可以求解7个未知数

、

根据马赫数控制精度和中心体位移控制精度关系：

公式（9）

由

得出：

公式（10）

步骤3，方变圆段及高速扩散段；

公式（3.1）

（2）风洞低速部段外形设计方法

该方法主要针对稳定段、收缩段、大扩开段、拐角段等。

步骤4，稳定段及整流装置；

风洞的总收缩比定义为稳定段截面积与试验段截面积之比，现代高速风洞的收缩比在8~15之间，对于跨音速风洞，收缩比为11~15，对于超音速风洞收缩比为8~10。稳定段的流速要求5m/s~20m/s之间。风洞试验的速度范围已知，由流量守恒，可以求出不同稳定段直径下的稳定段流速范围，从中选择流速范围较为合适者。

在稳定段中，距离上游导流片或相似物后缘2~3倍弦长距离处布置第一层阻尼网其目的是改善流场均匀性，阻尼网后600mm以上距离布置蜂窝器，使流场速度型稳定，附面层湍流结构恢复，蜂窝器后20~40倍网格尺寸距离布置4~7层阻尼网。使流动分离和湍流度充分衰减，相邻阻尼网间距为250倍网眼尺寸，使湍流度充分衰减，最后一层阻尼网后留有1/4稳定段直径的静流段，进一步衰减湍流度。

蜂窝器长度L与网格宽度D之比=12~20，即长细比L/D，L/D=12降低湍流度的效果最佳，L/D=15~20对减小气流偏角的效果最佳。蜂窝器的网格宽度D应为小于导流片尾迹的一半或是分离区的1/10。单层壁厚≤0.2mm。

步骤5，设计收缩段；

收缩段的收缩比范围为6~9，长径比范围为0.85~1.25，在轴向空间充足的前提下应尽可能选择较大的长径比，最大收缩半角小于30°为佳，目的是使逆压梯度低不易产生流动分离和二次流，出口面积是试验段面积的1.5或1.6倍，当地马赫数为0.25~0.35，出口收缩半角≤10°。

在轴向空间充足的前提下收缩曲线选择五次曲线，五次曲线的流线进出口平缓，流线曲率连续，逆压梯度低不易产生流动分离和二次流。上下壁中心线型面曲线公式如下：

公式（11）

公式（12）

其中，R为收缩段入口半径，h为收缩段出口半高度，l为收缩段轴向长度，θ为型面曲线出口角度。

侧壁中心线型面曲线公式如下：

公式（13）

其中，w为收缩段出口半宽度。

过渡圆弧半径的公式如下：

公式（14）。

步骤6，设计大扩开段及防分离网；

大扩开段设计及防分离阻尼网的布置原则大扩开段的扩开半角或当量扩开半角在25°以内。国外研究发现，在扩开段内部布置两层或三层阻尼网可以有效抑制流动分离并改善风洞流场均匀性。第一层阻尼网位于距离入口1/3大扩开段长度处，第二层阻尼网位于距离入口2/3大扩开段长度处，第三层阻尼网位于大扩开段出口，第二层阻尼网可以取消。如果第三层阻尼网后填充有密集的、均匀分布的损失系数较大的管道，如换热器翅片管道也可以起到第三层阻尼网的作用，故第三层阻尼网也可以取消。

步骤7，设计拐角段及导流片；

拐角段从试验段下游开始数共4个，分别是第一和第二拐角段、第三和第四拐角段。拐角段的进口尺寸等于出口尺寸。第三和第四拐角段的进出口尺寸等于稳定段的截面尺寸。第一和第二拐角段的进出口尺寸与风扇或压缩机的进口尺寸保持一致。

对于圆弧导流片，导流片间距/导流片弦长=0.25，导流片间距定义为相邻导流片安装基线的间距，前缘切线与来流夹角为4~5°，弧度85~86°，后缘切线与来流夹角为90°；导流片的压降系数在0.15~0.2，经过特殊防分离和减阻设计的导流片，压降系数可以达到0.12。

对于双圆弧导流片或特殊设计的翼型导流片，导流片间距/导流片弦长可以增大到0.4~0.55，入射角和出射角在45°±5°，出射角即来流和出流分别与安装基线的夹角。特殊翼型导流片加工不便，可以用双圆弧拟合替代。拐角段气动外形设计方案见附图8。

具体实施方式二：结合图1-图16说明本实施方式，基于具体实施方式一，本实施方式的一种连续式跨声速风洞气动外形设计方法，以某连续式跨声速风洞为例，对本发明作进一步详细描述。

该风洞具备开槽壁试验段和开孔壁试验段，试验段的高度和宽度都是2.4m。试验段长度均为4倍试验段入口高度，其中试验区为3倍试验段高度，支架区为1倍试验段高度。试验段采用弯刀支撑方式，模型转心距离试验段入口1.65倍试验段高度，槽壁试验段的弯刀半径为1.45倍试验段高速，孔壁试验段的弯刀半径为1.25倍试验段高度。

开槽壁试验段采用附图4方案，上下壁设计为6条槽缝。气流膨胀加速区的槽缝型面采用非线性型面，该型面针对M=1.2设计；流场均匀区的槽缝为等宽度槽，槽宽与槽间距之比s/d为6%；支架干扰影响区的槽缝与流场均匀区槽缝相同；每条槽缝设计有独立的槽腔，避免穿过槽缝的气流横向流动，槽腔深度达到1/4试验段高度；为降低噪声，槽缝边缘需要倒圆角；槽腔的扩开半角为45°。每条槽缝对应一片引射缝调节片。槽壁试验段的噪声水平可以达到国际先进水平，见附图9。

斜孔壁试验段采用附图6的设计方案，孔径为24mm，在平面上开孔形状呈椭圆形，长轴长48mm，短轴长24mm。试验段壁板的总厚度为24mm，其中动板和定板的厚度各为12mm，在定板开孔中心纵向安装12mm高、2mm厚的消声隔片。孔壁试验段上下壁各布置一片引射缝调节片。

试验段支架区侧壁型面为五次曲线，支架前缘角为9°和22°，较小的前缘角在超音速流场中产生斜激波，强度较弱。根据CFD计算结果调节侧壁型面曲线。在初始型面下，支架段出现了较强的波反射，经过型面优化后，波系反射部分消除，试验段的出口流动比较均匀，见附图10。

试验段的流场校测结果达到国军标先进指标，见附图11。

2.4米风洞采用附图6的设计方案，使用二喉道的马赫数范围为0.5~1.2，在音速截流马赫数范围M=0.5~0.95内使用侧壁板，非音速截流马赫数范围不使用侧壁板。为兼顾侧壁与中心体的位置和尺寸，选择M=0.7作为设计马赫数。从二喉道段入口到第一扩散段出口，从矩形截面变为圆形截面，L/Re≈40，总扩散比为7.41，对于第二扩散段，进出口都为圆形截面，L/Re≈15.5，总扩散比为2.91。

通过CFD计算及引导风洞的试验研究，对比了四种中心体构型，即无缝单片形式、有缝单片形式、菱形两片形式、后体加长四边形两片形式，见附图12。计算和试验结果表明相同马赫数下与侧壁外形相似的两片形式中心体的压力损失最小，见附图14和附图15。

风洞稳定段的直径9600mm，长度9600mm，长径比1.0。风洞的总收缩比为12.57。在稳定段中从上游向下游分别布置第一层阻尼网、第二层阻尼网、蜂窝器、第三层到第五层阻尼网。第一层阻尼网的透气率为60%，后四层阻尼网透气率65%。蜂窝器选择长细比20，蜂窝器的长度为320mm，网格尺寸为16mm，安装偏角＜0.1°。

收缩段轴向长度为12000mm，收缩段入口尺寸与稳定段出口尺寸一致，直径9600mm，长径比1.25。收缩段型面曲线采用五次曲线。

大扩开段的扩开半角（或当量扩开半角）为22.5°。在扩开段内部布置两层阻尼网，用于抑制流动分离并改善风洞流场均匀性。第一层阻尼网位于距离入口1/3大扩开段长度处，第二层阻尼网位于距离入口2/3大扩开段长度处。

风洞的一拐角和二拐角采用附图7左侧的方案，导流片布局一致，共12片导流片；三拐角和四拐角采用附图7右侧的方案，导流片布局一致，共23片导流片。四个拐角的导流片采用双圆弧型面，所有导流片的尺寸完全相同，弦长同为1200mm。一拐和二拐导流片的导流片间距与弦长之比为0.509，三拐和四拐导流片的导流片间距与弦长之比为0.471。通过CFD计算优化拐角导流片的角度，进一步提高导流片下游的流场均匀性，见附图14。

使用本发明方法设计的连续式跨声速风洞的气动外形的风洞压力损失即压比与同类风洞的压力损失相比，明显降低，见附图16。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

在本发明的描述中，需要理解的是，方位词如“前、后、上、下、左、右”、“横向、竖向、垂直、水平”和“顶、底”等所指示的方位或位置关系通常是基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，在未作相反说明的情况下，这些方位词并不指示和暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位或者以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制；方位词“内、外”是指相对于各部件本身的轮廓的内外。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

需要说明的是，本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本申请的实施方式能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。

需要说明的是，在以上实施例中，只要不矛盾的技术方案都能够进行排列组合，本领域技术人员能够根据排列组合的数学知识穷尽所有可能，因此本发明不再对排列组合后的技术方案进行一一说明，但应该理解为排列组合后的技术方案已经被本发明所公开。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。