[发明专利]高超声速喷管结构

说明书

技术领域

本发明涉及风洞实验领域，特别地，涉及一种应用于高超声速风洞实验的喷管设计。

背景技术

风洞实验是依据运动的相对原理，将模型或者实物固定在地面人工环境中，人为制造气流通过，以模拟空中各种飞行状态，获取实验数据。高超声速风洞广泛的应用于导弹、高超声速飞行器、人造卫星、航天飞机、空天飞机的模型实验，是航天领域内非常重要的空气动力地面实验设备。

喷管是高超声速风洞的关键部件，它安装在风洞实验段的上游，目的是在实验段产生高超声速气流。喷管的工作过程具体如下：首先在喷管的收缩部将气流从低亚声速均匀加速到声速，然后气流从喷管的喉部开始等熵均匀加速膨胀，至喷管出口达到所要求的马赫数，因此喷管是保证实验段获得设计马赫数的重要风洞部件。

喷管的流场品质直接决定了高超声速风洞实验性能，因此空气动力学实验对喷管的性能要求非常高。众所周知，飞行器在高空飞行时，前方的空气是非常“安静”的，即流场的湍流度和噪声是非常低的，其湍流度一般小于0.03%，除了科学设计好喷管内型面曲线外，近年来为提高喷管流场品质，还需要精细加工和仔细装配，以确保喷管性能指标。

喷管的型面曲线设计好坏是保证喷管流场品质的基础，国内外有很多方法介绍喷管曲线设计技术，在此不作详细论述。传统的高超声速喷管曲线，一般包括三部分，即收缩部、喉道部、扩张部。参照图1，其中，收缩部10为一连续收缩的型面，扩张部30为一连续扩大的型面，喉道部20将收缩部10和扩张部30无缝连接起来，形成整体的喷管曲线。这三部分是连续的曲线，不能断开。

由于喷管内的气流在喉道部20处易因喷管的壁面收缩而形成湍流边界层，从而影响喷管内的流场品质，从而影响喷管下游扩张部30的气体流动品质，对风洞实验带来扰动。因此，亟需开发一种流场品质好的的喷管结构。

发明内容

本发明目的在于提供一种高超声速喷管结构，以解决现有的风洞实验中喷管内的气流流场品质差的技术问题。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案如下：

一种高超声速喷管结构，包括位于上游的收缩部、位于下游的扩张部及用于衔接收缩部与扩张部的喉道部；

喉道部上设置有用于提高喷管内气流流场品质的抽吸槽，将喷管内沿收缩壁面发展的湍流边界层抽吸出去。

抽吸槽包括与喉道部相衔接的第一边界曲线及与收缩部相衔接的第二边界曲线，第一边界曲线与第二边界曲线之间形成抽吸口；

第一边界曲线具体包括依次连接的下曲线段、头部曲线段、上曲线段及辅助扩展段。

进一步地，下曲线段满足三次曲线方程：y＝ax³+bx²+cx+d；

其中，第一曲线参数a、第二曲线参数b、第三曲线参数c及第四曲线参数d可通过以下条件求解出：

（1）、根据下曲线段的起点的坐标，列出三次曲线方程的等式y_A＝ax_A³+bx_A²+cx_A+d，其中，起点的坐标已知；

（2）、根据下曲线段的起点的一阶导数为0，列出等式

（3）、根据下曲线段的起点的二阶导数为0，列出等式

（4）、根据下曲线段的终点的一阶导数与第二边界曲线与收缩部的切点处的导数相等列出等式；

根据上述四个等式即可确定第一曲线参数a、第二曲线参数b、第三曲线参数c及第四曲线参数d，从而确定下曲线段。

进一步地，头部曲线段为椭圆状，且头部曲线段与下曲线段在头部曲线段的第一端点处相切，头部曲线段与上曲线段在头部曲线段的第二端点处相切。

进一步地，上曲线段为直线段，上曲线段与水平方向的夹角为β；

第二边界曲线与收缩部在第二边界曲线的端点处相切，相切的切线与水平方向的夹角为α；

其中，夹角β小于夹角α。

进一步地，夹角β比夹角α小0°~20°。

进一步地，辅助扩展段包括辅助圆弧段及辅助直线段；

辅助圆弧段与上曲线段在二者的交点处相切；

辅助圆弧段与辅助直线段在二者的交点处相切。

进一步地，抽吸槽为绕喷管的中心轴旋转形成的圆环形缝隙。

本发明具有以下有益效果：