[发明专利]一种具有拐弯入口及高长细比的矩形超声速喷管的设计方法及构型

说明书

本发明一种具有拐弯入口及高长细比的矩形超声速喷管的设计方法及其构型，设计方法如下：(1)基于入口段的入口高度、上壁面、下壁面沿展向的截面曲线，确定喷管入口到喉道的上壁面、下壁面形状；(2)确定喉道与入口段下壁面的相交位置与下壁面的切点的距离的可选范围，即喉切距的可选范围；(3)利用特征线法，根据喉道高度、出口高度、需要的出口马赫数和出口段长度，确定超声速喷管的出口段上壁面与下壁面型线，实现喷管的设计，满足喷管的性能要求；还可以进一步设计合适的喉切距以及出口段上壁面与下壁面型线类型的组合，提高喷管的性能。

技术领域

本发明一种具有拐弯入口及高长细比的矩形超声速喷管的设计方法及构型，属于超声速喷管设计领域。

背景技术

高速飞行器飞行过程中会遭遇严重的气动加热效应，容易导致防热层设计过厚降低有效载荷、光学窗口产生热变形受到气动光学效应干扰等问题，如果不能妥当地降低局部的热流，会妨碍高速飞行器提升有效载荷，或者使光学制导失效，严重时会导致设计或任务完全失败。因此，在高速飞行器局部，可采用喷管形成超声速喷流气膜对飞行器表面特定区域进行致冷，降低飞行器表面温度，达到提升有效载荷、削弱气动热效应负面效果等作用。

国内外对具有致冷效果的超声速喷管设计细节的研究还属于空白状态，或者处于未公开状态，尤其是针对狭窄空间限制下具有拐弯入口和高长细比的超声速喷管设计。一般的超声速喷管主要采用常见的特征线法设计膨胀段，并未对收缩段、喉道和膨胀段单曲壁面还是双曲壁面进行综合设计，因此，导致喷管出口的超声速气流速度极为不均匀，在无法达到有效削弱气动热效应的目的同时，还会带来如导致飞行器表面流场异常混乱的副作用。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种具有拐弯入口及高长细比的矩形超声速喷管的设计方法机器构型，实现获得均匀超声速喷流流场的目的，有效解决普通设计方法带来的喷流流场不均匀的问题。

本发明的技术方案为：一种具有拐弯入口及高长细比的矩形超声速喷管的设计方法，步骤如下：

(1)基于入口段的入口高度、上壁面、下壁面沿展向的截面曲线，确定喷管入口到喉道的上壁面、下壁面形状；

(2)确定喉道与入口段下壁面的相交位置与下壁面的切点的距离的可选范围，即喉切距的可选范围；

(3)利用特征线法，根据喉道高度、出口高度、需要的出口马赫数和出口段长度，确定超声速喷管的出口段上壁面与下壁面型线。

优选的，步骤(3)后还依次包括以下步骤：

(4)在喉切距的可选范围内，在不同的喉切距情况下，基于给定的入口压力与出口压力，计算喷管流场，得到不同的喉切距情况下对应的实际的出口马赫数曲线；

(5)根据步骤(4)出口马赫数曲线，以及设定的选择标准，确定合适的喉切距；

(6)出口段上壁面与下壁面型线能够设计为两种类型，分别为直线或曲线，在出口段上壁面与下壁面型线类型的各组合情况下，根据已确定合适的喉切距，基于给定的入口压力与温度，计算喷管流场，得到各组合情况下对应的实际的出口马赫数曲线；

(7)根据步骤(6)的出口马赫数曲线，以及设定的选择标准，确定出口段上壁面与下壁面型线类型的组合。

优选的，由于空间限制，气流无法沿着垂直于喷管喉道截面的方向流入喷管，因此喷管的入口段需要设置为拐弯，优选拐弯角度θ小于90°。

优选的，矩形超声速喷管出口的长度和宽度之比称为长细比，为产生薄的致冷气膜，采用高长细比，优选在10：1以上。

优选的，喷管入口段的最大横截面积与喉道处最小横截面积之比为收缩比，在有空间限制的条件下，应使收缩比尽可能大，会更有利于流场稳定。