超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法

摘要

本发明公开了一种超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，应用于超声速和高超声速静音风洞喷管中，该超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法包括步骤：获取当前试验气体流量和当前抽吸气体流量；根据获取的当前试验气体流量和当前抽吸气体流量，计算出当前抽吸率。本发明提供的超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，通过获取高超声速静音风洞喷管的当前试验气体流量和当前抽吸气体流量来计算当前抽吸率，并通过计算出的当前抽吸率来评估高超声速静音风洞喷管的性能水平，以调整出最佳状态的抽吸率，从而提高喷管性能和流场品质，大幅降低喷管的湍流度和噪声，达到静音风洞的水平。

说明书

技术领域

本发明涉及航空航天领域，特别地，涉及一种超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法。

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，并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，广泛地应用于导弹、飞机和火箭等模型实验中，是航空航天领域内一项基本的实验设备。

普通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“安静”流场高1～2个数量级，因此模型在普通的高超声速风洞中进行试验，某些试验结果的准确性严重偏离真实情况，从而影响到飞行器等的设计指标。

为此需研究一种降低气动噪声和湍流度，并与高超声速风洞的高空大气(高空大气的湍流度一般只有0.03％)接近的高超声速静音风洞。高超声速静音风洞是高超声速风洞的一种，是高超声速风洞中性能和流场品质最好的一种风洞。

喷管是高超声速风洞的关键部件，喷管安装在风洞稳定段的下游和试验段的上游。如图1所示，传统喷管一般包括收缩区10、喉道区20和扩张区30三部分，收缩区10为一连续收缩的型面，喉道区20为曲线直径最小的部分，扩张区30为一连续扩大的型面，喉道区20将收缩区10和扩张区30无缝连接起来，形成整体喷管曲线。

参见图1，试验模型100在喷管出口11处进行实验。为了在试验段产生高超声速气流，喷管的收缩区10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区20开始等熵均匀加速膨胀，至喷管扩张区30的喷管出口11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。

为得到高超声速静音风洞，喷管的设计至关重要，要求喷管的设计达到层流喷管的水平，所谓层流喷管，就是说喷管表面的流动必须是层流边界层，但是，如图1所示，传统的喷管其内表面几乎全部是湍流边界层12，而湍流边界层12的喷管是不可能得到高超声速静音风洞的。

为了达到高超声速静音风洞设计要求，传统的喷管设计已不能满足要求，为此，对传统喷管需要进行改造，一般设计成如图2所示的高超声速静音风洞喷管结构，在高超声速静音风洞喷管结构中，将喷管在喉道位置“打断”，喷管在喉道区20的曲线不再连续，将喷管分成四部分，即收缩区10、抽吸区40、喉道区20和扩张区30，抽吸区40的作用是将收缩区10壁面发展的收缩区湍流边界层13抽吸出去，消除了前方湍流对喷管下游的影响，维持喷管壁面边界层为层流；由于风洞流场品质与喷管壁面边界层层流长度有密切关系，喷管壁面边界层层流长度越长，喷管的流场品质越好。因此此举可提高喷管性能和流场品质，大幅降低喷管的湍流度和噪声，达到静音风洞的水平。

图3所示为带边界层抽吸的静音喷管转捩过程图，从图可以看出，抽吸区40将收缩区10壁面发展的湍流边界层12抽吸出去，由于湍流边界层12被抽走，从喉道区20开始，边界层重新开始生成，此时开始的边界层为层流边界层14，层流边界层14经过一段距离的发展再变成湍流边界层12，如图3所示，喉道区20至扩张区30的T点之间为层流边界层14，但是层流边界层14并不能够维持整个扩张区30的长度，也就是说层流边界层14并没有达到理想的C点，而是到T点流动就开始转捩。从湍流边界层12转捩的T点开始，马赫波向下游辐射，湍流边界层12的噪声辐射影响到下游区域TEFC，不是静音风洞喷管的静音试验区域。

根据高超声速空气动力学知识，高超声速喷管模型试验区域是CSDF的菱形四边形。根据以上分析，CSDF的菱形四边形减去下游湍流影响的噪声区域CAEF和DBEF，对于高超声速静音风洞的试验菱形区域26就是ASBE的菱形四边形，静音试验区域的长度为ΔX，高度为ΔY，静音试验区的长度ΔX是衡量静音风洞性能的一个非常重要的指标。

如图4所示，假定前方来流的总气体流量是Q₀，经过抽吸缝被41抽除的抽吸气体流量为Q₂，则剩余的试验气体流量为Q₁，根据流量守恒定律：Q₀＝Q₁+Q₂。被抽走的气体经过抽吸缝41，到达抽吸集气腔42，在抽吸集气腔42稳定后从出气环44喷出，出气环44与收缩区10通过调整垫片43连接，调整垫片43的厚度为L，其中，调整垫片43可以更换，即厚度L可以变化。

按照前面讲述，喷管来流试验气体流量Q1，继续往喷管区流动，面积不断收缩变小，气体不断加速，当达到喉道0的位置，试验气体达到音速，喉道0的半径r是静音喷管的最小值，根据超音速喷管流动原理，通过喉道后的气流不断加速往下游流动，最好在喷管出口11达到超音速或高超音速，这也是拉瓦尔喷管基本原理。根据空气动力学超音速流动的基本原理，r的值决定了试验气体流量大小。

与试验气体流量Q1的流动类似，抽吸缝41抽走的湍流边界层12紊流Q2，也是经过抽吸缝41先收缩后扩张的过程，如图5所示，抽吸喉道位置为AB，AB长度是抽吸缝最小位置，同样，根据空气动力学超音速流动的基本原理，AB长度决定了抽吸气体流量Q2的值。

如前面所述，超声速和高超声速静音风洞喷管的最大特点，就是将收缩区10壁面发展的湍流边界层12抽吸出去，消除了前方湍流对喷管下游的影响，维持喷管壁面边界层为层流。因此此举可提高喷管性能和流场品质，大幅降低喷管的湍流度和噪声，达到静音风洞的水平。抽吸缝41就是高超声速静音风洞喷管与常规喷管的最大不同，抽吸量的多少也决定了静音喷管的性能指标，一般来讲，抽吸流量占总流量的百分比约为15％－25％是比较合适的，最合适的数值是20％，即Q2/Q0＝20％，当抽吸气体流量Q2占总气体流量Q₀的百分比低于15％，就可能抽吸过少，没有将湍流边界层12紊流全部抽走，剩余湍流边界层12依然会影响下游喷管流动，从而影响喷管性能；当吸气体流量Q2占总气体流量Q₀的百分比高于25％，就可能抽吸过多，抽吸缝41对主流产生扰动，同样影响喷管性能。以上两种情况均难以得到高超声速静音喷管，因此设计好抽吸流量占总流量的百分比非常重要，直接影响到风洞设计是否成功的关键因素。然而，现有技术中没有给出超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法。

因此，如何计算超声速和高超声速静音喷管的抽吸流量大小，是一个亟待解决的问题。

发明内容

本发明提供了一种超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，以解决超声速和高超声速静音喷管的抽吸流量大小计算的技术问题。

本发明采用的技术方案如下：

本发明提供的超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，应用于超声速和高超声速静音风洞喷管中，超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法包括步骤：

获取当前试验气体流量和当前抽吸气体流量；

根据获取的当前试验气体流量和当前抽吸气体流量，计算出当前抽吸率。

进一步地，根据获取的当前试验气体流量和当前抽吸气体流量，计算出当前抽吸率的步骤之后还包括：

根据计算出的当前抽吸率，确定当前抽吸率是否达到最佳状态。

进一步地，根据计算出的当前抽吸率，确定当前抽吸率是否达到最佳状态的步骤包括：

将计算出的当前抽吸率和预设的抽吸率阈值进行比较，以确定当前抽吸率是否达到最佳状态。

进一步地，根据计算出的当前抽吸率，确定当前抽吸率是否达到最佳状态的步骤之后还包括：

若计算出的当前抽吸率已达到最佳状态，则不调整当前抽吸率；若计算出的当前抽吸率未达到最佳状态，则调整当前抽吸率。

进一步地，若计算出的当前抽吸率未达到最佳状态，则调整当前抽吸率的步骤包括：

通过更换设置在抽吸集气腔上的当前调整垫片来调整当前抽吸率。

进一步地，通过更换设置在抽吸集气腔上的当前调整垫片来调整当前抽吸率的步骤包括：

保持出气环和喷管区固定不动，通过调整当前调整垫片的厚度来调整当前抽吸率。

进一步地，保持出气环和喷管区固定不动，通过调整当前调整垫片的厚度来调整当前抽吸率的步骤包括：

若计算出的当前抽吸率小于预设的抽吸率阈值，则减少当前调整垫片的厚度；若计算出的当前抽吸率大于预设的抽吸率阈值，则增加当前调整垫片的厚度。

进一步地，保持出气环和喷管区固定不动，通过调整当前调整垫片的厚度来调整当前抽吸率的步骤包括：

根据更换后的调整垫片的厚度，计算调整后抽吸气体流量；

根据计算出的调整后抽吸气体流量，获取调整后抽吸率。

进一步地，当前抽吸率为：

其中，r_A抽吸缝最小位置中靠近喷管区的端点之间的半径，r_B为抽吸缝最小位置中远离喷管区的端点之间的半径，r为喷管区喉道最小位置半径，a为抽吸缝最小位置与垂直线之间的夹角。

进一步地，减少当前调整垫片的厚度后的抽吸率为：

以及

增加当前调整垫片的厚度后的抽吸率为：

其中，r_A为抽吸缝最小位置中靠近喷管区的端点之间的半径，r_B为抽吸缝最小位置中远离喷管区的端点之间的半径，r为喷管区喉道最小位置半径，a为抽吸缝最小位置与垂直线之间的夹角，d为调整厚度。

本发明具有以下有益效果：

本发明提供的超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，通过获取超声速和高超声速静音风洞喷管的当前试验气体流量和当前抽吸气体流量来计算当前抽吸率，并通过计算出的当前抽吸率来评估高超声速静音风洞喷管的性能水平，以调整出最佳状态的抽吸率，从而提高喷管性能和流场品质，大幅降低喷管的湍流度和噪声，达到静音风洞的水平。

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。

附图说明

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是传统的喷管的结构示意图；

图2是带边界层抽吸的高超声速静音风洞喷管的结构示意图；

图3是带边界层抽吸的高超声速静音风洞喷管的转捩过程示意图；

图4是带边界抽吸槽的高超声速静音风洞喷管的结构示意图；

图5上图4中带边界抽吸槽的高超声速静音风洞喷管部分放大示意图；

图6是带边界抽吸槽的静音喷管的抽及缝最小位置示意图；

图7为图6的局部放大示意图；

图8是本发明提供的超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法第一实施例的流程示意图；

图9是本发明提供的超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法第二实施例的流程示意图；

图10是本发明提供的超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法第三实施例的流程示意图；

图11是本发明提供的超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法第四实施例的流程示意图；

图12是图11中所述保持出气环和喷管区固定不动，通过调整当前调整垫片的厚度来调整当前抽吸率的步骤的细化流程示意图。

附图标号说明：

10、收缩区；11、喷管出口；12、涡流边界层；13、收缩区湍流边界层；14、层流边界层；15、转捩区域；20、喉道区；21、静区域开始点；22、静区域结束点；23、湍流边界层马赫波辐射；24、喷管出口壁面；25、出口激波；26、静试验菱形区；30、扩张区；40、抽吸区；41、抽吸缝；42、抽吸集气腔；43、调整垫片；44、出气环；50、喷管区；100、试验模型；200、BC圆环面积。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

参照图8，本发明的优选实施例提供了一种超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，应用于超声速和高超声速静音风洞喷管中，如图3所示，超声速和高超声速静音风洞喷管包括收缩区10、喉道区20、扩张区30和抽吸区40，超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法包括步骤：

步骤S100、获取当前试验气体流量和当前抽吸气体流量。

如图4所示，假定来流气体温度为T0，气体压力为P0，管区喉道最小位置半径为r，则可以用以下公式来获取当前试验气体流量Q1：

其中，对于空气，γ＝1.4，R＝287J/(kg.K)，P0为气体压力，单位是帕斯卡；T0为气体温度，单位是热力学温度K；r为管区喉道最小位置半径，单位是m，Q1为当前试验气体流量，单位是kg/s。

如图5所示，图5上图4中带边界抽吸槽的高超声速静音风洞喷管部分放大示意图，其中，AB为抽吸缝最小位置，先计算AB的抽吸缝面积，该面积是圆环形结构。

通过测量，获取抽吸缝最小位置AB中靠近喷管区的端点之间的半径r_A，抽吸缝最小位置中远离喷管区的端点之间的半径r_B，抽吸缝最小位置AB与垂直线之间的夹角a的相关数值。

如图6所示，真正的流通面积是AB圆环，可以先计算BC圆环的流通面积后，再来得到AB圆环的面积。

参见图6，BC圆环面积200为：

S_BC＝π(r_B²-r_A²)(2)

则AB圆环的面积：

S_AB＝S_BC/cosa＝π(r_B²-r_A²)/cosa(3)

抽吸气体流量Q2通过如下公式获取：

其中，对于空气，γ＝1.4，R＝287J/(kg.K)，P0为气体压力，单位是帕斯卡；T0为气体温度，单位是热力学温度K；r为管区喉道最小位置半径，单位是m，Q2是抽吸气体流量，单位是kg/s。

步骤S200、根据获取的当前试验气体流量和当前抽吸气体流量，计算出当前抽吸率。

当前抽吸率(当前抽吸流量占当前总流量的百分比)，通过如下公式计算获取：

其中，Q1为当前试验气体流量，Q2是当前抽吸气体流量，rA抽吸缝最小位置中靠近喷管区的端点之间的半径，r_B为抽吸缝最小位置中远离喷管区的端点之间的半径，r为喷管区喉道最小位置半径，a为抽吸缝最小位置与垂直线之间的夹角。

本实施例提供的超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，通过获取超声速和高超声速静音风洞喷管的当前试验气体流量和当前抽吸气体流量来计算当前抽吸率，并通过计算出的当前抽吸率来评估高超声速静音风洞喷管的性能水平，以调整出最佳状态的抽吸率，从而提高喷管性能和流场品质，大幅降低喷管的湍流度和噪声，达到静音风洞的水平。

如图9所示，图9是本发明提供的超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法第二实施例的流程示意图，在第一实施例的基础上，本实施例提供的超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，步骤S200之后包括步骤：

步骤S300、根据计算出的当前抽吸率，确定当前抽吸率是否达到最佳状态。

将计算出的当前抽吸率η和预设的抽吸率阈值进行比较，以确定当前抽吸率η是否达到最佳状态。其中，预设的抽吸率阈值为范围为15％—25％，最佳为20％。若计算出当前抽吸率η未在预设的抽吸率阈值内，则需要重新调整抽吸率。

本实施例提供的超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，根据计算出的当前抽吸率，确定当前抽吸率是否达到最佳状态，以调整出最佳状态的抽吸率，从而提高喷管性能和流场品质，大幅降低喷管的湍流度和噪声，达到静音风洞的水平。

如图10所示，图10是本发明提供的超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法第三实施例的流程示意图，在第二实施例的基础上，本实施例提供的超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，步骤S300之后包括步骤：

步骤S400、若计算出的当前抽吸率已达到最佳状态，则不调整当前抽吸率；若计算出的当前抽吸率未达到最佳状态，则调整当前抽吸率。

若计算出的当前抽吸率在预设的抽吸率阈值的范围内，即在15％—25％范围内，则不调整当前抽吸率；若计算出的当前抽吸率不在预设的抽吸率阈值的范围内，即不在15％—25％范围内，则调整当前抽吸率。

本实施例提供的超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，根据计算出的当前抽吸率，确定当前抽吸率是否达到最佳状态，若是，则不需定当前抽吸率；若否，则需重新调整出最佳状态的抽吸率，从而提高喷管性能和流场品质，大幅降低喷管的湍流度和噪声，达到静音风洞的水平。

如图11所示，图11是本发明提供的超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法第四实施例的流程示意图，在第三实施例的基础上，本实施例提供的超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，步骤S400之后包括步骤：

步骤S500、通过更换设置在抽吸集气腔上的当前调整垫片来调整当前抽吸率。

在本实施例中，如图4所示，可以更换当前调整垫片，让当前调整垫片厚度发生变化。先保持出气环和喷管区固定不动，然后通过调整当前调整垫片的厚度来调整当前抽吸率。若计算出的当前抽吸率小于预设的抽吸率阈值，则减少当前调整垫片的厚度；若计算出的当前抽吸率大于预设的抽吸率阈值，则增加当前调整垫片的厚度。

本实施例提供的超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，通过更换设置在抽吸集气腔上的当前调整垫片来调整当前抽吸率，从而提高喷管性能和流场品质，大幅降低喷管的湍流度和噪声，达到静音风洞的水平。

如图12所示，本实施例提供的超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，步骤S500具体包括：

步骤S510、根据更换后的调整垫片的厚度，计算调整后抽吸气体流量。

步骤S520、根据计算出的调整后抽吸气体流量，获取调整后抽吸率。

一、假设想增加抽吸流量，则对当前调整垫片进行更换，将更换后的调整垫片的厚度减少d，则收缩区作为一个刚体会向右移动d，那么B点位置会相应向右移动d距离，如图7所示，B点将移动到B1，C点移动到C1点，从而形成新的三角形AB1C1，角度a¹大于a，显然B1C1投影圆环的流通面积与BC投影圆环的流通面积相等，因此只要计算a¹的大小，就可以计算减少当前调整垫片的厚度后的抽吸流量Q₂'。

如图7可知，AC之间的长度为：

L_AC＝(r_B-r_A)×tan>

其中，r_A抽吸缝最小位置中靠近喷管区的端点之间的半径，r_B为抽吸缝最小位置中远离喷管区的端点之间的半径，a为抽吸缝最小位置与垂直线之间的夹角。

如公式(6)的基础上，求得a₁：

此时，减少当前调整垫片的厚度后的抽吸流量Q₂'为：

那么，减少当前调整垫片的厚度后的抽吸率为：

通过公式(9)可知，减少当前调整垫片的厚度后的抽吸率的抽吸流量增加。

二、假设想减少抽吸流量，则将更换后的调整垫片的厚度增加d，收缩区作为一个刚体会向左移动d，显然B点会向左移动d距离，采用以上类似方法，可以求出增加当前调整垫片的厚度后的抽吸流量Q₂“：

那么，增加当前调整垫片的厚度后的抽吸率为：

其中，r_A抽吸缝最小位置中靠近喷管区的端点之间的半径，r_B为抽吸缝最小位置中远离喷管区的端点之间的半径，r为喷管区喉道最小位置半径，a为抽吸缝最小位置与垂直线之间的夹角，d为调整厚度。

通过公式(11)可知，增加当前调整垫片的厚度后的抽吸率的抽吸流量减小。

本实施例提供的超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，已经在实验室进行了多次试验，试验结果证明本实施例提供超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法正确，试验结果好。

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。