专利名称：高超声速喷管结构的制作方法
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夕卜，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(I)、根据下曲线段的起点的坐标，列出三次曲线方程的等式yA = axA3+bxA2+cxA+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h =0；(3)、根据下曲线段的起点的二阶导数为0，列出等式h =0;(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3 ；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a ;其中，夹角@小于夹角a。进一步地，夹角P比夹角a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本发明高超声速喷管结构，通过将传统喷管在喉道部设置抽吸槽，使得收缩部与喉道部之间不再连续，借助抽吸槽将沿喷管的收缩壁面发展的湍流边界层抽吸出去，消除了湍流对喷管的下游段影响，以维持喷管的壁面边界层为层流，而喷管壁面的层流边界层越长，喷管的流场品质越好，故通过在喷管的喉道部设置抽吸槽，可提高喷管的性能和流场品质，大幅降低喷管的湍流度及噪声，从而提高高超声速风洞实验数据的可信度。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。
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是现有技术中传统喷管的结构示意图；图2是本发明闻超声速喷管优选实施例的结构不意图；图3是本发明高超声速喷管中第一边界曲线与第二边界曲线的放大示意图。
具体实施例方式以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由权利要求限定和覆盖多种不同方式实施。本发明通过在传统喷管的喉道部上设置一个或者多个抽吸槽，以将喉道部位置“打断”，使得喷管在喉道部位置的曲线不再连续。本发明通过在收缩部与扩张部之间设置抽吸槽，将沿喷管的收缩壁面发展的湍流边界层抽吸出去，从而消除了湍流对喷管下游段的影响，以维持喷管的壁面边界层为层流，提高了喷管的流场品质及性能，有利于大幅降低喷管的湍流度及噪声。参见图2，本发明的优选实施例提供了一种高超声速喷管，具体包括位于上游的收缩部10、位于下游的扩张部30及用于衔接收缩部10与扩张部30的喉道部20，本发明的改进之处在于在喉道部20上设计有用于提高喷管内气流流场品质的抽吸槽40，以将喷管内沿收缩壁面发展的湍流边界层抽吸出去。由于风洞实验的气流流场品质与喷管壁面边界层层流长度密切相关，当喷管壁面边界层层流长度越长，喷管的流场品质越好。因此，通过将喷管的湍流边界层抽吸出去，有利于大幅降低喷管的湍流度及噪声，以提高超声速风洞实验数据的可靠性。其中，抽吸槽40包括与喉道部20相衔接的第一边界曲线41及与收缩部10相衔接的第二边界曲线42，第一边界曲线41与第二边界曲线42之间形成抽吸口 43，已将沿收缩内壁发展的湍流边界层沿图2中箭头所示的方向抽吸出去。优选地，抽吸槽40为绕喷管的中心轴旋转形成的圆环形缝隙。由于抽吸槽40的曲线设计直接关系到喷管的流场品质，若抽吸口 43的设计不合理，还可能对喷管内的气流带来新的扰动，从而影响喷管下游段的气流流动品质。因此，抽吸槽40的曲线设计是本发明技术方案的重点。具体设计如下参照图3，第一边界曲线41具体包括依次连接的下曲线段AB、头部曲线段BC、上曲线段CD及辅助扩展段DF。其中，由于下曲线段AB仍然是收缩部10的延续，可按照收缩曲线的方法来设计，且由于下曲线段AB的长度较短，可取下曲线段AB满足三次曲线方程y = ax3+bx2+cx+d ；上式中，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(I)、由于下曲线段AB的起点A为喉道部20的起点，故设计人员可查知A点的坐标(XA，Ya);根据下曲线段AB的起点A的坐标(XA，Ya)列出所述三次曲线方程的等式Ik =axA3+bxA2+cxA+d ；(2)、为了满足下曲线段AB与扩张部30的光滑过渡，则下曲线段AB的起点A的一阶导数为0，列出等式二 0;(3)、为了满足下曲线段AB与扩张部30的连续过度，则下曲线段AB的起点A的二阶导数为0，列出等式J4=O;(4)、为了满足下曲线段AB在终点B处不出现分离，则需要满足》B与图3中G点处的导数相等，即下曲线段AB的终点B的一阶导数与第二边界曲线42与收缩部10的切点处的导数相等，由此可列出一个等式；
根据上述四个等式即可确定所述第一曲线参数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AB。其中，头部曲线段BC为椭圆状，且头部曲线段BC与下曲线段AB在头部曲线段BC的第一端点B处相切，头部曲线段BC与上曲线段CD在头部曲线段BC的第二端点C处相切。由于头部曲线段BC采用椭圆状，能保证气体经过头部曲线段BC时顺畅流过，不产生漩涡、分离等缺陷。头部曲线BC的椭圆段形状的大小可根据实际情况调整。其中，上曲线段CD为直线段，上曲线段CD与水平方向的夹角为3 ；第二边界曲线42与收缩部10在第二边界曲线42的端点G处相切，相切的切线GH与水平方向的夹角为a ’夹角P小于夹角a。
优选地，夹角P比夹角a小0° 20°，以保证被抽吸气体沿收缩部10光滑的过渡进入下曲线段AB，不发生分离，避免了逆压梯度的干扰。其中，辅助扩展段DF包括辅助圆弧段DE及辅助直线段EF ;辅助圆弧段DE与上曲线段CD在二者的交点处相切，即辅助圆弧段DE与上曲线段CD在D点相切；辅助圆弧段DE与辅助直线段EF在二者的交点处相切，即辅助圆弧段DE与辅助直线段EF在E点相切。本发明高超声速喷管结构，通过将传统喷管在喉道部20处设置抽吸槽40，使得收缩部10与喉道部20之间不再连续，借助抽吸槽40将沿喷管的收缩壁面发展的湍流边界层抽吸出去，消除了湍流对喷管的下游段影响，以维持喷管的壁面边界层为层流，而喷管壁面的层流边界层越长，喷管的流场品质越好，故通过在喷管的喉道部20处设置抽吸槽40，可提闻喷管的性能和流场品质，大幅降低喷管的瑞流度及噪声，从而提闻闻超声速风洞实验数据的可信度。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。
权利要求
1.一种高超声速喷管结构，包括位于上游的收缩部(10)、位于下游的扩张部(30)及用于衔接所述收缩部(10)与所述扩张部(30)的喉道部(20)，其特征在于所述喉道部(20)上设置有用于提高喷管内气流流场品质的抽吸槽(40)，将喷管内沿收缩壁面发展的湍流边界层抽吸出去；所述抽吸槽(40)包括与所述喉道部(20)相衔接的第一边界曲线(41)及与所述收缩部 (10)相衔接的第二边界曲线(42)，所述第一边界曲线(41)与所述第二边界曲线(42)之间形成抽吸口(43)；所述第一边界曲线(41)具体包括依次连接的下曲线段(AB)、头部曲线段(BC)、上曲线段(CD)及辅助扩展段(DF)。
2.根据权利要求1所述的高超声速喷管结构，其特征在于所述下曲线段(AB)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)、根据所述下曲线段(AB)的起点(A)的坐标(XA，Ya)，列出所述三次曲线方程的等式 yA = ax/+bxA2+cxA+d,其中，所述起点(A)的坐标(XA，YA)已知；(2)、根据所述下曲线段(AB)的起点(A)的一阶导数为0，列出等式.V1= 0:(3)、根据所述下曲线段(AB)的起点(A)的二阶导数为0，列出等式.V:,=0；(4)、根据所述下曲线段(AB)的终点(B)的一阶导数与所述第二边界曲线(42)与所述收缩部(10)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所述第一曲线参数a、第二曲线参数b、第三曲线参数c及第四曲线参数d，从而确定所述下曲线段(AB)。
3.根据权利要求1所述的高超声速喷管结构，其特征在于所述头部曲线段(BC)为椭圆状，且所述头部曲线段(BC)与所述下曲线段(AB)在所述头部曲线段(BC)的第一端点(B)处相切，所述头部曲线段(BC)与所述上曲线段(CD)在所述头部曲线段(BC)的第二端点(C)处相切。
4.根据权利要求1所述的高超声速喷管结构，其特征在于所述上曲线段(CD)为直线段，所述上曲线段(CD)与水平方向的夹角为β ；所述第二边界曲线(42)与所述收缩部(10)在所述第二边界曲线(42)的端点(G)处相切，相切的切线(GH)与水平方向的夹角为α ；其中，夹角β小于夹角α。
5.根据权利要求4所述的高超声速喷管结构，其特征在于所述夹角β比所述夹角α小0° "20°。
6.根据权利要求1所述的高超声速喷管结构，其特征在于所述辅助扩展段(DF)包括辅助圆弧段(DE)及辅助直线段(EF)；所述辅助圆弧段(DE)与所述上曲线段(CD)在二者的交点处相切；所述辅助圆弧段(DE)与所述辅助直线段(EF)在二者的交点处相切。
7.根据权利要求1至6任一项所述的高超声速喷管结构，其特征在于所述抽吸槽(40)为绕所述喷管的中心轴旋转形成的圆环形缝隙。
全文摘要
本发明公开了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。本发明通过将传统喷管在喉道部设置抽吸槽，使得收缩部与喉道部之间不再连续，借助抽吸槽将沿喷管的收缩壁面发展的湍流边界层抽吸出去，消除了湍流对喷管的下游段影响，以维持喷管的壁面边界层为层流，可提高喷管的性能和流场品质，大幅降低喷管的湍流度及噪声，从而提高高超声速风洞实验数据的可信度。
文档编号G01M9/04GK102998084SQ201210584019
公开日2013年3月27日 申请日期2012年12月28日 优先权日2012年12月28日
发明者周勇为, 易仕和 申请人:中国人民解放军国防科学技术大学