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与流程

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。

技术实现要素：

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。

优选的，喉道与下壁面交点到下表面切点距离称为喉切距，喉切距不应过小，至少为喉道高度的一倍以上。

优选的，喷管膨胀段尽量采用上下双壁面型线，避免采用单壁面型线。

优选的，不改变喉道和出口尺寸，通过将单壁面型线的膨胀角度分解到上下两个壁面，达到减小膨胀角的作用，气流在膨胀过程中横向运动幅度小，流场更容易达到稳定。

优选的，如图4所示，一种具有拐弯入口及高长细比的矩形超声速喷管构型，包括：入口段、出口段；入口段与出口段的连接面作为喉道；入口段包括上壁面、下壁面；出口段包括上壁面、下壁面；喉道ch与出口段下壁面hi的相交位置h与入口段第二直线段gh与入口段下壁面圆弧fg的切点g的距离，作为喉切距；

入口段的上壁面包括入口第一直线段ab、入口第一曲线段bc，在b点光滑连接，入口段的下壁面包括入口第二直线段ef、入口圆弧段fg、入口第三直线段gh；(优选的，入口段的上壁面沿展向的截面，包括第一直线段与第一曲线段，第一直线段与第一曲线段相连接，第一直线段靠近入口，第一曲线段靠近喉道)

出口段的上壁面包括曲线段cd，出口段的下壁面包括直线段hi。

本发明与现有技术相比有益效果为：

(1)本发明使用具有优化收缩比、喉切距和双壁面膨胀的型线对喷管流动进行调节，解决了简单设计导致喷管出口流场不均匀，使喷流降热效果无法达到甚至给飞行器带来严重的混乱流场的问题。

(2)本发明通过数值仿真优选收缩比、喉切距的范围以及双壁面膨胀的设计，保证出口流场均匀。

(3)本发明提供了均匀稳定的气流，为超声速喷流的致冷效果提供了有力的保证。

(4)本发明可在数值计算的辅助下，通过对收缩比、喉切距、双壁面型面设计的优化，形成稳定的超声速流场。

(5)本发明主要是针对具有拐弯入口及高长细比的矩形超声速喷管的设计问题，通过对收缩段、喉道段以及膨胀段膨胀方式进行优化和分析，完成超声速喷管设计，获得均匀出射流场。

附图说明

图1为本发明喷管截面示意图；

图2为本发明对入口区域优化前后的喷管出口流场ma数分布对比；

图3为本发明单壁膨胀和双壁膨胀设计对喷管出口流场ma数分布的影响；

图4为本发明设计完成的喷管外形线条图。

具体实施方式

下面结合附图及实例对本发明做详细说明。

对于长时间高速飞行的飞行器来说，气流不断对壁面加热，使壁面温度达到很高，不利于飞行器的制导及安全，一般可以采用致冷喷管来给飞行器表面降温。但是，采用的喷管不能在飞行器表面形成新的干扰物体，因此，喷管的喷口通常采用细长的狭缝。为了适应高速飞行的飞行器，气流喷射的速度一般确定为高速，马赫数可达2～4。这种狭长的矩形喷管设计，如果随意建立入口段和出口段的曲线，往往得不到很均匀的流场，这样不仅会造成致冷效率下降，严重的还会形成更复杂的流场，反而使飞行器制导和安全受到不应有的威胁。本发明专门针对这一类特殊的喷管设计问题，设计的喷管可以形成出口马赫数均匀的高速流场，可以有效完成致冷目的，解决飞行器因壁面高温而产生的制导及安全问题。

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。

本发明的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ch与出口段下壁面hi的相交位置h与入口段圆弧fg与入口段第二直线段gh的切点g的距离gh的可选范围，即喉切距的可选范围；gh的长度通过经验确定，优选为喉道高度ch的长度的1～2倍；

(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；

步骤(3)后优选还包括以下步骤

(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出口压力，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，具体设计过程中的优选方案还包括：

(1)入口段和出口段的横截面均为矩形，且宽度相同；

(2)上壁面包括直线段ab、曲线段bc和曲线段cd，分别在b点和c点相切，要求光滑连接，曲线段bc通常由两段反向的圆弧构成，曲线段cd由特征线法设计计算得到；

(3)下壁面包括直线段ef、圆弧段fg和直线段ghi，分别在f点和gdian相切，优选要求光滑连接。

(4)出口马赫数是指气流在出口处的无量纲速度，计算公式为出口马赫数等于出口速度除以出口声速，优选的公式如下式：

其中ma数为出口马赫数，v为出口速度，a为出口声速；

(5)流场优选采用fluent软件计算，得到出口的马赫数曲线。在计算流场过程中，入口压力是根据上游设备能够稳定提供的气流的最大压力给定，入口温度根据上游设备能够稳定提供的气流的最大温度给定；

(6)对设计结果的优化标准为出口马赫数随出口高度的变化曲线的平直部分对应的高度范围更大。

(7)出口段上壁面曲线cd是依据特征线法计算的一条曲线，特征线法是空气动力学中求解喷管型线的一种通用的基本计算方法。

(8)在使用特征线法设计喷管型线的过程中，主要包括三个参数：出口马赫数、出口高度和最大膨胀角。其中，出口马赫数和出口高度根据设计需求确定，最大膨胀角由设计人员根据如下两点确定：一是流场出口马赫数的均匀程度、二是设计需求中留给设计的出口段长度。一般来说，最大膨胀角越小，出口马赫数约均匀，但出口段长度越大。因此，对任何一个实际的设计需求，总存在一个最优的最大膨胀角。一般情况下，最大膨胀角的优化范围是4°～15°。

(9)对于出口段上下壁面型线组合的优化，主要包括两种组合，一种是上下壁面皆为型线，另一种是上壁面为型线，下壁面为直线。两种组合中，上下壁面皆为型线时，最大膨胀角可以设计得更小，因此对流场更好。

如图2所示为本发明对入口区域优化前后的喷管出口流场ma数分布对比；

入口段优选为矩形，出口段优选为矩形，入口段与出口段连接面形成吼道。

上壁面，包括第一弧线段和第二弧线段；两端弧线相连接

下壁面的形状为第三弧线段

出口马赫数，是指：气体在出口位置的马赫数。

出口段长度为喉道所在的面到出口所在的面的距离。

如图1所示，本发明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，步骤如下：

(1)确定喷管入口段型线：基于喷管入口高度、喉道高度、喉切距、入口段下壁面圆弧半径和气流在出入口流动方向的夹角θ，确定喷管入口段从入口到喉道处的上壁面的型线。

(2)确定喉切距：在满足设计要求条件下，应适当延长喉道与下壁面的相交位置h与入口段第三直线段与入口段下壁面圆弧切点g的距离gh。喉切距gh应大于等于喉道高度ch，一般取为ch的1～2倍。

(3)确定喷管膨胀段型线：采用上下壁面均为型线的双壁面型线设计，利用常规的超声速喷管设计方法，即特征线方法，计算得到喷管膨胀段上下壁面的型线。将喷管膨胀段型线与入口段型线在喉道处进行光滑连接，获得完整的喷管型线。

(4)基于给定的入口压力与温度，针对不同的喉切距、型线参数，利用数值仿真计算流场，通过计算结果进行对比优化。

(5)对比不同的喉切距情况下的计算结果，确定合适的喉切距。

(6)对比单壁面型线和双壁面型线的计算结果，确定合适的型线设计结果。

(7)基于上述的设计与优化结果，最终得到适用于具有拐弯的入口及高长细比的矩形超声速喷管。如图3所示为本发明单壁膨胀和双壁膨胀设计对喷管出口流场ma数分布的影响；

本发明进一部的优选方案为：采用本发明的涉及方法设计方法，要求获得一个狭长拐弯，出口马赫数为3.1，拐弯角度θ为77°，喷管整体宽度为100mm，入口高度为10mm，出口高度为5mm，出口段长度为30mm，喷管出口下壁面端点i到最左侧ab直线段的总距离不超过50mm。

根据已知条件，第一步根据拐弯角度θ和出口段长度，可以算出出口段水平长度，再结合入口高度和总距离限制，可以估计入口段下壁面圆弧段fg和第三直线段gh的长度范围；

第二步根据出口马赫数和出口高度计算喉道高度ch；

第三步根据喉道高度ch和fg、gh的范围，依据经验确定fg和gh，完成下壁面的设计；

第四步根据入口高度ae，喉道高度ch，圆弧fg和直线段gh，可以确定b点和c点的位置(其中ab＝ef)。通过两段圆弧设计，完成bc段设计。

第五步利用特征线法计算cd段曲线。

以上即获得了上壁面曲线abcd，和下壁面曲线efghi。

利用流体力学通用计算软件fluent计算流场，设置入口ae处的压力优选为2mpa，温度优选为293k，可开展数值计算，获得出口流场的马赫数沿高度方向的曲线。

改变喉切距gh的长度，重复上述设计和计算，对比不同gh值的出口马赫数曲线，曲线平直段对应的宽度更大的结果对应的gh值更优。

改变cd和hi的形式，从cd为弯曲型线、hi为直线的形式变为cd和hi皆为弯曲型线，此时，下壁面从f至h的设计应对应从fg圆弧+gh直线的方式改为从f到h的整体曲线，保证在f和h点均为光滑过渡即可。重复上述其它设计步骤和计算，对比不同cd和hi的组合形式条件下计算得到的出口马赫数曲线，采用双壁面皆为弯曲型线的形式更优。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。