CN116894303A - 超声速喷管的设计方法、超声速喷管及高温超声速风洞试验平台 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种超声速喷管的设计方法、超声速喷管及高温超声速风洞试验平台，包括以下步骤：步骤1，确定喉部高度；步骤2，计算亚声速收缩段的二维维氏曲线；步骤3，计算移轴的亚声速收缩段的二维维氏曲线；步骤4，由此获得喉部的Ma>1的起始线，用于后续计算超声速扩张段的壁面型线；步骤5，计算超声速扩张段的壁面型线；步骤6，消除边界层位移厚度对超声速喷管等效横截面积的影响；本发明采用亚声速收缩段、喉部、超声速扩张段分开设计的方法，避免气流从亚声速收缩段过渡到超声速扩展段时流场参数变化剧烈而导致流场中出现过膨胀和压缩波系，并根据来流的总温总压工况对超声速喷管的理想壁面曲线进行粘性修正，从而保证出口流场品质。
Description
技术领域
本发明涉及风洞试验技术领域，特别地，涉及一种高温超声速风洞试验平台。
背景技术
高温是超声速、高超声速流动的一个重要特征，高速飞行器的发展与防热技术的进步密不可分。随着大气层内高速飞行器的发展，超声速、高超声速气动热和热防护研究成为目前实验空气动力学研究的重要课题。防热系统的发展离不开各个阶段的地面试验，包括防热材料的筛选鉴定、气动热载荷和冲击试验、应力应变试验和防热系统热考核试验等等。
目前，高温风洞的上游热气源主要通过蓄热加热、燃烧加热、电弧加热、激波加热和压缩加热等方式获得。其中蓄热加热的效率较低、且出口气流温度随时间的衰减较为明显，电弧加热和激波加热的风洞需要在风洞中构造储能储气及膜片系统，且只能实现暂冲式风洞运行，运行时间较短，往往在毫秒量级。在上述加热方式中，燃烧加热运行由于其成本相对较低，稳定运行时间较长，成为国内外各大研究机构关注的重点。
现有的燃烧加热风洞按照燃料种类主要分为氢-氧燃烧加热和碳氢燃料-氧燃烧加热两种方式。燃烧加热风洞的加热系统要包括稳压燃料供应装置、活塞系统、气缸及燃烧加热器，同时需要配套建设氢气、氧气、氮气等高压气源的储存和供给装置；因而建设这样一套燃烧加热的超声速风洞成本依然较高，而且由于气源供给管路及燃烧控制装置构造复杂，导致风洞的定期维护保养成本也较高；尤其是在研制小型化的高温超声速风洞实验平台时，在风洞上游建设燃烧加热系统的成本过于高昂且结构复杂；另外，现有的吸气式超声速风洞总温较低，难以满足高温风洞试验需求；此外，传统的超声速喷管大多采用锥形喷管，射流均匀性不高。
发明内容
本发明提供了一种超声速喷管的设计方法、超声速喷管及高温超声速风洞试验平台，以解决对于研制小型化的高温超声速风洞实验平台，在风洞上游建设燃烧加热系统的成本过于高昂且结构复杂，高温尾流较难控制，超声速喷管的出口流场品质较低的技术问题。
根据本发明的一个方面，提供一种超声速喷管的设计方法，包括以下步骤：
步骤1：设定喷管马赫数、亚声速收缩段的入口高度和超声速扩张段的出口高度，由此确定喉部高度；
步骤2：设定亚声速收缩段的长径比，根据理想不可压轴对称流推导的维托辛斯基公式进一步推导得到亚声速收缩段的二维维氏曲线；
步骤3：根据亚声速收缩段入口截面的当量半径和喉部截面的当量半径的移轴量，把全部坐标减去移轴量并换算成半高度值，得到移轴的亚声速收缩段的二维维氏曲线；
步骤4：确定喉部膨胀段线型和一条Ma>1的起始线，采用Sauer方法推导得到声速线方程和初值线方程如下：
式中，x,y为喉部曲线坐标，a为声速，δ＝0对应二维平面流动，δ＝1对应轴对称流动，对于二维喷管喉部设计，此处δ取0，由此获得喉部的Ma>1的起始线，用于后续采用特征线方法计算超声速扩张段的壁面型线；
步骤5：超声速扩张段分为初始段和消波段前后两段，根据特征线理论和质量守恒原理，采用Sivells方法通过设置轴向马赫数分布而得到具有连续曲率的壁面型线；
步骤6：超声速喷管的壁面边界层的厚度引起喷管等效横截面积的变化，根据设计工况下超声速喷管的壁面边界层外气流的当地密度和速度估算边界层位移厚度，消除边界层位移厚度对超声速喷管等效横截面积的影响。
进一步地，步骤1中，喉部高度ht的计算公式为
式中，Ma为喷管马赫数，he为超声速扩张段的出口高度，γ为空气的比热比。
进一步地，步骤2中，确定亚声速收缩段的长径比为L/D，L为亚声速收缩段的长度，D为亚声速收缩段的入口当量直径，根据理想不可压轴对称流推导的维托辛斯基公式进一步推导得到亚声速收缩段的二维维氏曲线，
式中，h0为亚声速收缩段的入口高度，x,y为亚声速收缩段的曲线上任一点的坐标。
进一步地，步骤3中，设定亚声速收缩段入口截面和喉部截面的当量半径移轴量yh，令：
式中，y0为移轴的亚声速收缩段入口的当量半径，yt为移轴的喉部的当量半径，y'0为实际的亚声速收缩段的入口当量半径，yt'为实际的喉部当量半径，用y0和yt代替实际值，并换算成半高度h0和ht然后带入公式(2)计算曲线坐标，用到实际中时再把全部坐标减去yh并换算成半高度值；从而得到移轴的亚声速收缩段的二维维氏曲线。
进一步地，步骤6中，超声速喷管的壁面边界层位移厚度δ*的计算公式为
式中，ρe为设计工况下边界层外气流的当地密度，ue为设计工况下边界层外气流的当地速度，ρ为边界层内部的密度，u为边界层内部速度，为了消除δ*对超声速喷管等效横截面积的影响，把得到的无黏喷管型面沿壁面法向外移一个δ*值，边界层黏性修正的计算公式如下：
式中，φ为无黏型面坐标相对x轴的倾斜角，x,y为超声速喷管壁面的曲线上任一点的坐标，x’,y’为修正后的超声速喷管壁面的曲线上对应点的坐标。
根据本发明的另一方面，还提供了一种超声速喷管，其由上述超声速喷管的设计方法获得。
本发明还一种高温超声速风洞试验平台，包括上述的超声速喷管，还包括：
涡喷发动机，利用燃料和空气燃烧以产生高温尾流；
油箱，用于储存、供给涡喷发动机运行所需的燃料；
尾流收集器，用于收集高温尾流，使之与常温空气按比例混合；
稳定段，与尾流收集器连通，用于对来流进行整理、消波及降噪；
快开阀，布设于尾流收集器与稳定段之间，用于控制风洞试验平台运行的快速启动与停止；
超声速喷管与稳定段连通，用于建立超声速流场；
试验段，与超声速喷管连通，用于形成均匀稳定的超声速流场，对实验模型开展测试；
扩压段，与试验段连通，用于使气流沿流向扩张，降低流速、减少能量损失；
真空罐，与扩压段连通，用于提供超声速流场建立所需的真空背压环境；
插板阀，布设于试验段与扩压段之间，用于密封隔绝试验段与下游真空环境；
电动滑轨，用于承载涡喷发动机，并调整涡喷发动机到尾流收集器的距离；
控制器，利用布设于稳定段中的温度传感器和压力传感器检测涡喷发动机的燃烧情况，并通过反馈电路实时控制涡喷发动机的燃油供给量，使涡喷发动机的高温尾流达到预设的工况并稳定运行，当检测到涡喷发动机达到预设工况时，打开快开阀并控制电动滑轨使涡喷发动机移动至尾流收集器前合适位置，启动风洞运行。
进一步地，稳定段内布设有整流结构，整流结构包括沿气流流动方向依次布设的导流片、蜂窝器及多层阻尼网。
进一步地，尾流收集器的入口张角的调节范围为15～45°。
进一步地，尾流收集器及稳定段的外侧壁上均包裹有加热层，加热层的外侧包裹有保温层。
本发明具有以下有益效果：
本发明采用黏性修正的二维型线超声速喷管，采用移轴维氏曲线、声速线和特征线的不同型线设计方法对亚声速收缩段、跨声速喉部、超声速扩张段分开设计，避免气流从亚声速收缩段过渡到超声速扩展段时流场参数变化剧烈而导致流场中出现过膨胀和压缩波系，能使得超声速喷管出口的马赫数分布更为均匀；由于气体粘性的存在，超声速喷管的壁面所产生的边界层相当于改变了超声速喷管的实际壁面曲线的形状，会降低流场的品质，因此，本发明根据涡喷尾流收集器捕获气流的总温总压工况对超声速喷管的理想壁面曲线进行粘性修正，使得传统的吸气式风洞在上游加装涡喷发动机后，能够成功利用涡喷尾流建立均匀的高温超声速流场
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1是本发明优选实施例的超声速喷管的设计方法的流程框图；
图2是本发明优选实施例的高温超声速风洞试验平台的结构示意图；
图3是本发明优选实施例的圆转方过渡段的结构示意图；
图4是本发明优选实施例的稳定段的结构示意图；
图5是本发明优选实施例的超声速喷管的结构示意图之一；
图6是本发明优选实施例的超声速喷管的结构示意图之二；
图7是本发明优选实施例的超声速喷管的结构示意图之三；
图8是本发明优选实施例的超声速喷管的结构示意图之四；
图9是本发明优选实施例的控制器的连接示意图。
图例说明：
1、涡喷发动机；2、油箱；3、尾流收集器；4、稳定段；41、导流片；42、蜂窝器；43、阻尼网；44、圆转方过渡段；5、快开阀；6、超声速喷管；7、试验段；8、扩压段；9、真空罐；10、插板阀；11、电动滑轨；12、控制器；13、加热层；14、保温层。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由下述所限定和覆盖的多种不同方式实施。
请一并参阅图1至图9，一种超声速喷管的设计方法，超声速喷管包括沿气流流通方向依次设置的亚声速收缩段、喉部、超声速扩张段，亚声速收缩段入口与稳定段4连通，超声速扩张段出口与试验段7连通，对亚声速收缩段、喉部、超声速扩张段进行分段设计，分别以各段入口截面的中心点为原点，沿轴心线流向为x方向，纵截面内垂直于x轴为y方向，建立二维坐标系，采用上下对称的二维超声速喷管设计方案，对半高度超声速喷管进行型线设计，具体包括以下步骤：
步骤1：首先设定喷管马赫数Ma，亚声速收缩段的入口高度h0和超声速扩张段的出口高度he，由于喷管马赫数由超声速扩张段的出口高度和喉部高度ht唯一确定：
式中，Ma为喷管马赫数，he为超声速扩张段的出口高度，γ为空气的比热比，由此可以确定喉部高度ht。
步骤2：确定亚声速收缩段的长径比为L/D，L为亚声速收缩段的长度，D为亚声速收缩段的入口当量直径(与方形截面等效的圆截面的直径)，根据理想不可压轴对称流推导的维托辛斯基公式进一步推导得到亚声速收缩段的二维维氏曲线；
式中，ht为喉部高度，h0为亚声速收缩段的入口高度，x,y为亚声速收缩段曲线上任一点的坐标。
步骤3：设定亚声速收缩段入口截面和喉部截面的当量半径移轴量yh，令：
式中，y0为移轴的亚声速收缩段入口的当量半径，yt为移轴的喉部的当量半径，y'0为实际的亚声速收缩段入口的当量半径，yt'为实际的亚声速收缩段入口的当量半径，用y0和yt代替实际值，并换算成半高度h0和ht然后带入公式(2)计算曲线坐标，用到实际中时再把全部坐标减去yh并换算成半高度值；从而得到移轴的二维维氏曲线。
步骤4：喉部为跨声速区域，设计喉部曲线首先是要确定喉部膨胀段线型和一条Ma>1的起始线，采用Sauer方法推导得到声速线方程和初值线方程如下：
式中，x,y为喉部曲线上任一点的坐标，a为声速，δ＝0对应二维平面流动，δ＝1对应轴对称流动，对于二维喷管喉部设计，此处δ取0，由此就可以获得喉部的Ma>1的起始线，用于后续采用特征线方法计算扩张段型面。
步骤5：喷管扩张段分为初始段和消波段前后两段，根据特征线理论和质量守恒原理，采用Sivells方法通过设置轴向马赫数分布而得到具有连续曲率的壁面型线。
步骤6：超声速喷管6的壁面边界层的厚度引起喷管等效横截面积的变化，根据设计工况下边界层外气流的当地密度ρe和速度ue可估算边界层位移厚度δ*：
式中，ρe为设计工况下边界层外气流的当地密度，ue为设计工况下边界层外气流的当地速度，ρ为边界层内部的密度，u为边界层内部速度，为了消除δ*对超声速喷喷管等效横截面积的影响，应当把上述步骤计算得到无黏喷管型面沿壁面法向外移一个δ*值，边界层黏性修正的计算公式如下：
式中，φ为无黏型面坐标相对x轴的倾斜角，x,y为超声速喷管壁面的曲线上任一点的坐标，x’,y’为修正后的超声速喷管壁面的曲线上对应点的坐标。
本实施例采用亚声速收缩段、喉部、超声速扩张段分开设计的方法，避免气流从亚声速收缩段过渡到超声速扩展段时流场参数变化剧烈而导致流场中出现过膨胀和压缩波系，使得超声速喷管6出口的马赫数分布更为均匀；由于气体粘性的存在，超声速喷管6的壁面所产生的边界层相当于改变了超声速喷管6的实际壁面曲线的形状，会降低流场的品质，因此需根据来流的总温总压工况对超声速喷管6的理想壁面曲线进行粘性修正，从而提升超声速喷管6的出口流场品质。
一种超声速喷管6，通过确定超声速喷管6的出口高度，通过改变喉道的高度设计不同马赫数1.5～3.0的不同超声速喷管段，亚声速收缩段的长径比为L/D＝0.7，通过更换不同的超声速喷管6可开展不同马赫数来流条件下的试验。
通过上述步骤设计的典型工况下(总温900K，总压101kPa)，马赫数1.5半高度喷管型面曲线如图5所示，亚声速收缩段的长度L为50mm，亚声速收缩段的入口高度h0为30mm，超声速扩张段的出口高度he为25mm，超声速喷管6的总长度为149mm，喉部高度ht为21.19mm。
马赫数2.0的半高度喷管型面曲线如图6所示，亚声速收缩段的长度L为50mm，亚声速收缩段的入口高度h0为30mm，超声速扩张段的出口高度he为25mm，，超声速喷管6的总长度为151mm喉部高度ht为14.76mm。
马赫数2.5的半高度喷管型面曲线如图7所示，亚声速收缩段的长度L为50mm，亚声速收缩段的入口高度h0为30mm，超声速扩张段的出口高度he为25mm，超声速喷管6的总长度为171mm，喉部高度ht为9.20mm。
马赫数3.0的半高度喷管型面曲线如图8所示，亚声速收缩段的长度L为50mm，亚声速收缩段的入口高度h0为30mm，超声速扩张段的出口高度he为25mm，超声速喷管6的总长度为182mm，喉部高度ht为5.60mm。
如图2所示，本实施例的高温超声速风洞试验平台，包括上述的超声速喷管6；
涡喷发动机1，利用燃料和空气燃烧以产生高温尾流；
油箱2，用于储存、供给涡喷发动机1运行所需的燃料；
尾流收集器3，用于收集高温尾流，使之与常温空气按比例混合；
稳定段4，与尾流收集器3连通，用于对来流进行整理、消波及降噪，稳定段内布设有温度传感器和压力传感器；
快开阀5，布设于尾流收集器3与稳定段4之间，用于控制风洞试验平台运行的快速启动与停止；
超声速喷管6与稳定段4连通，用于建立超声速流场；
试验段7，与超声速喷管6连通，用于形成均匀稳定的超声速流场，对实验模型开展测试；
扩压段8，与试验段7连通，用于使气流沿流向扩张，降低流速、减少能量损失；
真空罐9，与扩压段8连通，用于提供超声速流场建立所需的真空背压环境；
插板阀10，布设于试验段7与扩压段8之间，用于密封隔绝试验段7与下游真空环境；
电动滑轨11，用于承载涡喷发动机1，并调整涡喷发动机1到尾流收集器3的距离；
控制器12，利用布设于稳定段4中的温度传感器和压力传感器检测涡喷发动机1的燃烧情况，并通过反馈电路实时控制涡喷发动机1的燃油供给量，使涡喷发动机1的高温尾流达到预设的工况并稳定运行，当检测到涡喷发动机1达到预设工况时，打开快开阀5并控制电动滑轨11使涡喷发动机1移动至尾流收集器3前合适位置，启动风洞运行。
实验前，首先启动涡喷发动机1，通控制器12的调节涡喷发动机1的燃油供给量，使其产生的高温尾流达到预定的总温和总压，当控制器12检测到涡喷发动机1处于稳定运行工况时，通过电动导轨11驱动涡喷发动机1移动到尾焰收集器3的前方并同步开启快开阀5，此时，风洞启动并开始实验；收集的高温尾流与环境空气经稳定段4充分混合整流后进入超声速喷管6，通过亚声速压缩与超声速膨胀流动后在试验段7中建立起稳定均匀的超声速高温流场；当下游真空罐9的真空度超过超声速风洞的启动背压时，涡喷发动机1关机并移离尾焰收集器3，此时快开阀5关闭，风洞运行结束；本实施的高温超声速风洞试验平台，在现有的低总温吸气式超声速风洞平台基础上，对超声速喷管6的型面曲线进行优化，利用小型涡喷发动机设计一种较高总温、可连续稳定运行的小尺寸超声速高焓风洞实验平台。
由于涡喷发动机1的出口处会产生噪声，影响工作环境，因此，本实施例中，在涡喷发动机1的出口处设置消声舱来罩住涡喷发动机1的出口，既解决了噪声问题，又提高了实验的安全性。
本实施例中，尾流收集器3的入口张角的调节范围为15～45°，通过控制器12调节尾流收集器3的入口张角，以适用于不同工况下高温尾流的收集，减少高温尾流的能量损失，还能避免尾流收集器3烧蚀，延长尾流收集器3的使用寿命。
由于经过尾流收集器3收集的高温气流掺混不均匀、紊流度较高，需要对现有的直流结构的吸气式超声速风洞进行改造。在风洞的稳定段4内依次安装耐高温的导流片41、蜂窝器42和多层阻尼网43，对收集的高温尾焰与空气的混合气流进行整理及充分掺混，提高气流的热均匀性并降低湍流度；此外，还在尾流收集器3和稳定段4的外侧包裹加热层13，并在加热层13的外侧包裹保温层14，从而减小气流温度的衰减，通过稳定段中的温度和压力传感器监测风洞运行过程中的总温和总压曲线。可选地，加热层13为高温陶瓷加热带，可选地，保温层14为多层硅酸铝陶瓷纤维毯(耐火棉)，该保温材料具有导热系数低、阻燃性能好、造价低廉的优点。
稳定段4通过圆转方过渡段44与尾流收集器3连通，圆转方过渡段44的圆形开口与尾流收集器3连通，圆转方过渡段44的方形开口与稳定段4连通；通过高温尾流通过圆转方过渡段44过渡后进入稳定段4，能高温尾流进行导向，减少流速损失。
稳定段4的长度约400mm，确保气流经过稳定段时总温衰减不超过15％。在稳定段4的下游采用移轴的维氏曲线方法设计二维亚声速收缩段，亚声速收缩段的入口高度为60mm，亚声速收缩段的长度为50mm，超声速扩张段的长度约100～130mm(根据设计马赫数的不同，亚声速段长度有所变化)，超声速扩张段出口高度为50mm。结合典型状态的空气和发动机尾流流量计算收集气流组分和比热比参数，根据气体比热比计算超声速喷管的型面参数，采用特征线方法和边界层黏性修正设计超声速喷管的扩张段，从而在试验段入口处生成马赫数均匀、气流品质均匀的实验来流。
试验段7为截面尺寸为50*50mm的等截面方形管道。根据试验测试，试验段7中马赫1.5来流温度最高可达600K，马赫3来流温度最高可达320K，基本可以满足超声速条件下的气动热环境模拟。利用多组真空泵抽吸使下游真空罐9的真空度达到300Pa以下，从而保证风洞数十秒的连续稳定运行，在真空罐9中安装残留燃料浓度检测装置，当浓度达到预警值时，打开真空罐蝶阀做排空处理。
以80公斤推力的涡喷发动机为例，发动机尾喷管出口直径约为100mm，通过调节涡喷发动机1和尾流收集器3的距离、涡喷发动机1的供油量，在一定范围实现风洞总温调节。在0～100mm范围调整涡喷发动机1尾喷口与尾流收集器3入口的距离并在300～1800g/min的范围内控制油耗，可以使试验段总温在约400～950K范围内调节。
根据测试得到的典型运行工况如表1所示：
表1
从表1中看出，在供油量为1800g/min，涡喷发动机1和尾流收集器3的距离为50mm是，即可获得总温900K以上的高温超声速气流。
相比于传统的风洞加热器，涡喷发动机1具有结构相对简单、集成化程度高、控制简易的优点，本实施例利用现有的商用涡喷发动机尾焰建立小型超声风洞上游的高温气源；采用航空煤油作为燃料，当采用80公斤推力的涡喷发动机，其尾喷管排气温度可达1100K。通过控制装置调节发动机燃油供给流量，从而控制尾焰温度稳定。启动发动机后，当传感器检测到发动机工作稳定时，通过电动滑轨装置将发动机尾喷口移动至尾焰收集器前方，并通过同步控制器打开风洞的电动快开蝶阀启动风洞。根据传感器反馈的温度和压力数据，通过控制器调节收集器入口张角、涡喷发动机和收集器入口的距离以及涡喷发动机的供油量，在一定范围内实现风洞的总温调节；本发明采用成熟的涡喷发动机作为加热装置，利用收集器捕获涡喷尾流，通过控制器使发动机与风洞联合启动运行，采用改进的型线方法设计二维超声速喷管，从而建立均匀的高温超声速流场；风洞构造简单，建造、运行和维护成本低，可连续稳定运行数十秒，满足一般的气动热测试试验及教学。
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。
Claims (10)
1.一种超声速喷管的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1：设定喷管马赫数、亚声速收缩段的入口高度和超声速扩张段的出口高度，由此确定喉部高度；
步骤2：设定亚声速收缩段的长径比，根据理想不可压轴对称流推导的维托辛斯基公式进一步推导得到亚声速收缩段的二维维氏曲线；
步骤3：根据亚声速收缩段入口截面的当量半径和喉部截面的当量半径的移轴量，把全部坐标减去移轴量并换算成半高度值，得到移轴的亚声速收缩段的二维维氏曲线；
步骤4：确定喉部膨胀段线型和一条Ma>1的起始线，采用Sauer方法推导得到声速线方程和初值线方程如下：
式中，x,y为喉部曲线坐标，a为声速，δ＝0对应二维平面流动，δ＝1对应轴对称流动，对于二维喷管喉部设计，此处δ取0，由此获得喉部的Ma>1的起始线，用于后续采用特征线方法计算超声速扩张段的壁面型线；
步骤5：超声速扩张段分为初始段和消波段前后两段，根据特征线理论和质量守恒原理，采用Sivells方法通过设置轴向马赫数分布而得到具有连续曲率的壁面型线；
步骤6：超声速喷管的壁面边界层的厚度引起喷管等效横截面积的变化，根据设计工况下超声速喷管的壁面边界层外气流的当地密度和速度估算边界层位移厚度，消除边界层位移厚度对超声速喷管等效横截面积的影响。
2.根据权利要求1所述的超声速喷管的设计方法，其特征在于，
步骤1中，喉部高度ht的计算公式为
式中，Ma为喷管马赫数，he为超声速扩张段的出口高度，γ为空气的比热比。
3.根据权利要求2所述的超声速喷管的设计方法，其特征在于，
步骤2中，确定亚声速收缩段的长径比为L/D，L为亚声速收缩段的长度，D为亚声速收缩段的入口当量直径，根据理想不可压轴对称流推导的维托辛斯基公式进一步推导得到亚声速收缩段的二维维氏曲线，
式中，h0为亚声速收缩段的入口高度，x,y为亚声速收缩段曲线上任一点的坐标。
4.根据权利要求3所述的超声速喷管的设计方法，其特征在于，
步骤3中，设定亚声速收缩段入口截面和喉部截面的当量半径移轴量yh，令：
式中，y0为移轴的亚声速收缩段入口的当量半径，yt为移轴的喉部的当量半径，y'0为实际的亚声速收缩段的入口当量半径，yt'为实际的喉部当量半径，用y0和yt代替实际值，并换算成半高度h0和ht然后带入公式(2)计算曲线坐标，把全部坐标减去yh并换算成半高度值；从而得到移轴的亚声速收缩段的二维维氏曲线。
5.根据权利要求4所述的超声速喷管的设计方法，其特征在于，
步骤6中，超声速喷管的壁面边界层位移厚度δ*的计算公式为
式中，ρe为设计工况下边界层外气流的当地密度，ue为设计工况下边界层外气流的当地速度，ρ为边界层内部的密度，u为边界层内部速度，为了消除δ*对超声速喷管等效横截面积的影响，把得到的无黏喷管型面沿壁面法向外移一个δ*值，边界层黏性修正的计算公式如下：
式中，φ为无黏型面坐标相对x轴的倾斜角，x,y为超声速喷管壁面的曲线上任一点的坐标，x’,y’为修正后的超声速喷管壁面的曲线上对应点的坐标。
6.一种超声速喷管，其特征在于，根据权利要求1至5中任一项所述的超声速喷管的设计方法获得。
7.一种高温超声速风洞试验平台，其特征在于，包括根据权利要求6所述的超声速喷管(6)，还包括：
涡喷发动机(1)，利用燃料和空气燃烧以产生高温尾流；
油箱(2)，用于储存、供给涡喷发动机(1)运行所需的燃料；
尾流收集器(3)，用于收集高温尾流，使之与常温空气按比例混合；
稳定段(4)，与尾流收集器(3)连通，用于对来流进行整理、消波及降噪；
快开阀(5)，布设于尾流收集器(3)与稳定段(4)之间，用于控制风洞试验平台运行的快速启动与停止；
超声速喷管(6)与稳定段(4)连通，用于建立超声速流场；
试验段(7)，与超声速喷管(6)连通，用于形成均匀稳定的超声速流场，对实验模型开展测试；
扩压段(8)，与试验段(7)连通，用于使气流沿流向扩张，降低流速、减少能量损失；
真空罐(9)，与扩压段(8)连通，用于提供超声速流场建立所需的真空背压环境；
插板阀(10)，布设于试验段(7)与扩压段(8)之间，用于密封隔绝试验段(7)
与下游真空环境；
电动滑轨(11)，用于承载涡喷发动机(1)，并调整涡喷发动机(1)到尾流收集器(3)的距离；
控制器(12)，利用布设于稳定段(4)中的温度传感器和压力传感器检测涡喷发动机(1)的燃烧情况，并通过反馈电路实时控制涡喷发动机(1)的燃油供给量，使涡喷发动机(1)的高温尾流达到预设的工况并稳定运行，当检测到涡喷发动机(1)达到预设工况时，打开快开阀(5)并控制电动滑轨(11)使涡喷发动机(1)移动至尾流收集器(3)前合适位置，启动风洞运行。
8.根据权利要求7所述的高温超声速风洞试验平台，其特征在于，
稳定段(4)内布设有整流结构，整流结构包括沿气流流动方向依次布设的导流片、蜂窝器及多层阻尼网。
9.根据权利要求7所述的高温超声速风洞试验平台，其特征在于，
尾流收集器(3)的入口张角的调节范围为15～45°。
10.根据权利要求7所述的高温超声速风洞试验平台，其特征在于，
尾流收集器(3)及稳定段(4)的外侧壁上均包裹有加热层(13)，加热层(13)的外侧包裹有保温层(14)。
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| CN202310658788.4A CN116894303A (zh) | 2023-06-06 | 2023-06-06 | 超声速喷管的设计方法、超声速喷管及高温超声速风洞试验平台 |
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|---|---|---|---|---|
| CN117494323A (zh) * | 2024-01-03 | 2024-02-02 | 中国人民解放军国防科技大学 | 具有压力匹配超声速冷却气膜的高速乘波体设计方法 |
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- 2023-06-06 CN CN202310658788.4A patent/CN116894303A/zh active Pending
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