[发明专利]高超声速静音喷管及其确定方法

说明书

技术领域

本发明涉及空气动力研究设备领域，具体而言，涉及一种高超声速静音喷管及其确定方法。

背景技术

风洞实验是指在一个按一定要求设计的管道内，使用动力装置驱动一股可控制的气流，将实验模型固定在管道的试验区内，根据运动的相对性和相似性原理进行各种空气动力实验，以模拟空中各种飞行状态，获取模型实验数据。高超声速风洞是风洞的一种，广泛的应用于导弹、飞机、火箭等的模型实验，是航空航天领域内一项基本的实验设备。

现有的高超声速风洞流场存在较高的气动噪声和湍流度，比高空大气的实际流场高1～2个数量级，因此采用现有的高超声速(马赫数在5.0到10的范围内)风洞进行试验，由于其边界层转捩位置、转捩区域和转捩雷诺数与实际高空大气偏差较大，造成部分试验结果的准确性严重偏离真实情况，从而为模型的准确设计带来困难。

为此需研究一种气动噪声和湍流度与高空大气接近的高超声速风洞(高空大气的湍流度一般只有0.03％)，也即高超声速静音风洞。

喷管是高超声速风洞的关键部件，它安装在风洞稳定段的下游和试验段的上游。传统喷管一般包括收缩区、喉道和扩张区三部分，为了在试验段产生高超声速气流，喷管的收缩区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，至喷管扩张区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。

对于传统的高超声速风洞，收缩区、喉道区和扩张区是传统喷管的三个部分，收缩区为一连续收缩的型面，喉道区为曲线直径最小的部分，扩张部为一连续扩大的型面，喉道将收缩区和扩张区无缝连接起来，形成整体喷管曲线。试验模型在喷管出口进行实验。

高超声速静音风洞要求喷管达到层流喷管的水平，所谓层流喷管，就是说喷管内表面的流动必须是层流边界层，但是一般的喷管的边界层均是湍流边界层，这使得现有喷管构成的高超声速风洞部分试验结果准确度低。层流喷管也称静音喷管。

发明内容

本发明旨在提供一种高超声速静音喷管及其确定方法，以解决现有技术中的高超声速喷管存在较大气动噪声和湍流度致使喷管的边界层转捩位置和转捩雷诺数偏差较大影响试验结果的问题。

为了实现上述目的，根据本发明的一个方面，提供了一种高超声速静音喷管的确定方法，该高超声速静音喷管的确定方法包括如下步骤：确定喷管的内壁面的型面曲线；确定抽吸孔组内的第一抽吸孔在喷管的内壁面的设置位置；确定第一抽吸孔的轴线与喷管的轴线的夹角α；确定第一抽吸孔的截面形状，并确定第一抽吸孔的截面积。

进一步地，在确定抽吸孔组的第一抽吸孔在喷管的内壁面的设置位置的步骤中，第一抽吸孔在喷管的内壁面上的设置位置为第一抽吸孔的轴线与喷管的内壁面的型面曲线的交点P，交点P处的马赫数在0.2至0.3这一范围内。

进一步地，交点P处的马赫数为0.25。

进一步地，在确定第一抽吸孔的轴线与喷管的轴线的夹角α的步骤中，夹角α的取值范围在30度至60度之间。

进一步地，夹角α为45度。

进一步地，在确定第一抽吸孔的截面形状，并确定第一抽吸孔的截面积的步骤中，第一抽吸孔在第一平面上的截面形状为椭圆形，第一平面为垂直于第一抽吸孔的轴线的平面，确定第一抽吸孔的长直径u和第一抽吸孔的短直径w。

进一步地，第一抽吸孔的短直径w为喷管内的在交点P处的边界层厚度的0.1倍至0.2倍，第一抽吸孔的长直径u为第一抽吸孔的短直径w的2倍至3倍。

进一步地，喷管具有多个抽吸孔组，多个抽吸孔组沿喷管的轴向间隔设置，相邻两个抽吸孔组之间间隔距离m，各抽吸孔组包括多个沿喷管的周向间隔设置的第一抽吸孔，各抽吸孔组包含的第一抽吸孔的数量k根据公式1确定，

k=Lw+h]]>    公式1

其中，L为抽吸孔组所在处的喷管的内圆周长度，h为抽吸孔组的相邻两个第一抽吸孔之间的距离，h的取值范围为0.5倍的距离w至1.5倍的距离w。