[发明专利]轴对称连续变马赫数喷管及其壁面确定方法

说明书

技术领域

本发明涉及超声速喷管设计技术领域，具体而言，涉及一种轴对称连续变马赫数喷管及其壁面确定方法。

背景技术

超声速/高超声速喷管广泛的应用于高速飞机、火箭、超声速风洞、高能激光器、引射真空泵等设备中，喷管流场品质对设备的性能具有重要的影响。通过一定的设计技术获取适当的喷管壁面曲线，可以大大改善喷管流场品质，提高设备性能，节省研究经费。超声速喷管一般由收缩段和扩张段组成，在一定压力驱动下，气体在收缩段逐渐加速，并在喉部附近达到声速，然后在扩张段继续加速，直至在出口形成所需要马赫数和流动方向角分布的超声速气流。

随着现代空气动力学的高速发展和广泛应用，连续变马赫数喷管具有越来越重要的应用前景。特别是在风洞领域，配有连续变马赫数喷管的风洞可以模拟飞行器加速、减速、巡航等状态，一次实验相当于传统单马赫数喷管几十次甚至上百次实验，而且更接近实际的飞行环境。然而，由于高马赫数风洞只能采用塞式喷管构型才能实现变马赫数，相应的流场品质无法保证，出口马赫数最大相对误差可达20%～30%。

现有技术中提出了一种塞锥式喷管设计方法，该喷管由多个内喷管、塞锥组成，内喷管为轴对称结构，塞锥设计为瓦状曲面，内喷管可分为收敛段、喉部、扩张段，内喷管和塞锥为一体设计。

专著《风洞设计原理》（伍荣林、王振羽编著，北京航空学院出版社，1985年）给出了一种中心滑块式喷管，这种喷管通过调整位于收缩段中的滑块的前后移动，形成尺寸不同的喉部截面，并使滑块与外壁共同构成不同的喷管曲线。

由于对流场品质并没有很高的要求，轴对称变马赫数喷管在过去的实验研究和工程应用中没有很迫切的需求，但随着航空航天技术的发展，现有设计技术已经难以满足工程要求。现有技术中已有的轴对称变马赫数喷管存在下述问题：

1、仅仅通过流量和马赫数的关系式约束喷管喉部曲线和塞锥曲线，未考虑流动的二维与三维特征；

2、塞锥型面设计未考虑消波，导致出口流场品质很差，甚至马赫数不均匀度高于30%以上，对实验数据的精度影响很大。

发明内容

本发明旨在提供一种轴对称连续变马赫数喷管及其壁面确定方法，该轴对称连续变马赫数喷管的流场均匀度高，出口流场品质好。

为了实现上述目的，根据本发明的一个方面，提供了一种轴对称连续变马赫数喷管的壁面确定方法，包括：根据喷管结构设计要求，确定旋转轴线、已知壁面曲线、与该已知壁面曲线相配合的塞锥壁面曲线、以及塞锥机构进动距离与马赫数的关系曲线；根据塞锥机构进动距离与马赫数的关系曲线，利用特征线法确定塞锥机构处于当前位置时所对应的待求壁面曲线；改变塞锥机构在旋转轴线上的位置，确定各段待求壁面曲线；根据已知壁面曲线、与该已知壁面曲线相配合的塞锥壁面曲线、以及各段待求壁面曲线确定轴对称连续变马赫数喷管的壁面。

进一步地，根据喷管结构设计要求，确定旋转轴线、已知壁面曲线、与该已知壁面曲线相配合的塞锥壁面曲线、以及塞锥机构进动距离与马赫数的关系曲线的步骤包括：根据喷管工作马赫数范围，采用特征线法确定最低马赫数时的喷管壁面曲线，并使塞锥壁面曲线的终点与喷管壁面曲线的起点在旋转轴线上的坐标相等；获取喷管最低马赫数工作点，并以该工作点作为起始马赫数工作点。

进一步地，根据塞锥机构进动距离与马赫数的关系曲线，利用特征线法确定塞锥机构处于当前位置时所对应的待求壁面曲线的步骤包括：将塞锥壁面曲线沿轴线向下游移动一段距离，使得已知壁面曲线的远离喷管出口的一端到塞锥面的垂直距离满足膨胀比的约束，根据起始马赫数工作点以及塞锥机构进动距离与马赫数的关系曲线确定塞锥机构当前位置处的喷管出口马赫数；根据已知壁面曲线和当前的喷管出口马赫数，利用特征线法确定出口特征线；根据已知壁面曲线和出口特征线，利用特征线法确定已知壁面曲线在入口处端点位置的逆推特征线；以该逆推特征线与塞锥壁面曲线的交点为起点，根据该起点的马赫数以及跨声速初值线方程通过特征线法及其迭代公式确定跨声速初始特征线；根据已确定的逆推特征线和跨声速初始特征线，利用特征线法确定当前状态下的待求壁面曲线，其中，当前状态下的待求壁面曲线的一端与已知壁面曲线的远离出口的端点相衔接。