[發明專利]高超聲速靜音噴管及其確定方法

有效

• 申請號: 201410183618.6
• 申請日: 2014-04-30
• 公開（公告）號: CN103926050A
• 公開（公告）日: 2014-07-16
• 發明（設計）人: 李存標
• 申請（專利權）人: 北京大學
• 主分類號: G01M9/04
• 分類號: G01M9/04
• 代理公司: 北京康信知識產權代理有限責任公司 11240
• 代理人: 趙囡囡;張永明

技術領域

本發明涉及空氣動力研究設備領域，具體而言，涉及一種高超聲速靜音噴管及其確定方法。

背景技術

風洞實驗是指在一個按一定要求設計的管道內，使用動力裝置驅動一股可控制的氣流，將實驗模型固定在管道的試驗區內，根據運動的相對性和相似性原理進行各種空氣動力實驗，以模擬空中各種飛行狀態，獲取模型實驗數據。高超聲速風洞是風洞的一種，廣泛的應用于導彈、飛機、火箭等的模型實驗，是航空航天領域內一項基本的實驗設備。

現有的高超聲速風洞流場存在較高的氣動噪聲和湍流度，比高空大氣的實際流場高1～2個數量級，因此采用現有的高超聲速(馬赫數在5.0到10的范圍內)風洞進行試驗，由于其邊界層轉捩位置、轉捩區域和轉捩雷諾數與實際高空大氣偏差較大，造成部分試驗結果的準確性嚴重偏離真實情況，從而為模型的準確設計帶來困難。

為此需研究一種氣動噪聲和湍流度與高空大氣接近的高超聲速風洞(高空大氣的湍流度一般只有0.03％)，也即高超聲速靜音風洞。

噴管是高超聲速風洞的關鍵部件，它安裝在風洞穩定段的下游和試驗段的上游。傳統噴管一般包括收縮區、喉道和擴張區三部分，為了在試驗段產生高超聲速氣流，噴管的收縮區將氣流從低亞聲速均勻加速到聲速，然后氣流從噴管的喉部開始等熵均勻加速膨脹，至噴管擴張區出口達到所要求的馬赫數，因此噴管是保證實驗段獲得設計馬赫數的重要風洞部件。

對于傳統的高超聲速風洞，收縮區、喉道區和擴張區是傳統噴管的三個部分，收縮區為一連續收縮的型面，喉道區為曲線直徑最小的部分，擴張部為一連續擴大的型面，喉道將收縮區和擴張區無縫連接起來，形成整體噴管曲線。試驗模型在噴管出口進行實驗。

高超聲速靜音風洞要求噴管達到層流噴管的水平，所謂層流噴管，就是說噴管內表面的流動必須是層流邊界層，但是一般的噴管的邊界層均是湍流邊界層，這使得現有噴管構成的高超聲速風洞部分試驗結果準確度低。層流噴管也稱靜音噴管。

發明內容

本發明旨在提供一種高超聲速靜音噴管及其確定方法，以解決現有技術中的高超聲速噴管存在較大氣動噪聲和湍流度致使噴管的邊界層轉捩位置和轉捩雷諾數偏差較大影響試驗結果的問題。

為了實現上述目的，根據本發明的一個方面，提供了一種高超聲速靜音噴管的確定方法，該高超聲速靜音噴管的確定方法包括如下步驟：確定噴管的內壁面的型面曲線；確定抽吸孔組內的第一抽吸孔在噴管的內壁面的設置位置；確定第一抽吸孔的軸線與噴管的軸線的夾角α；確定第一抽吸孔的截面形狀，并確定第一抽吸孔的截面積。

進一步地，在確定抽吸孔組的第一抽吸孔在噴管的內壁面的設置位置的步驟中，第一抽吸孔在噴管的內壁面上的設置位置為第一抽吸孔的軸線與噴管的內壁面的型面曲線的交點P，交點P處的馬赫數在0.2至0.3這一范圍內。

進一步地，交點P處的馬赫數為0.25。

進一步地，在確定第一抽吸孔的軸線與噴管的軸線的夾角α的步驟中，夾角α的取值范圍在30度至60度之間。

進一步地，夾角α為45度。

進一步地，在確定第一抽吸孔的截面形狀，并確定第一抽吸孔的截面積的步驟中，第一抽吸孔在第一平面上的截面形狀為橢圓形，第一平面為垂直于第一抽吸孔的軸線的平面，確定第一抽吸孔的長直徑u和第一抽吸孔的短直徑w。

進一步地，第一抽吸孔的短直徑w為噴管內的在交點P處的邊界層厚度的0.1倍至0.2倍，第一抽吸孔的長直徑u為第一抽吸孔的短直徑w的2倍至3倍。

進一步地，噴管具有多個抽吸孔組，多個抽吸孔組沿噴管的軸向間隔設置，相鄰兩個抽吸孔組之間間隔距離m，各抽吸孔組包括多個沿噴管的周向間隔設置的第一抽吸孔，各抽吸孔組包含的第一抽吸孔的數量k根據公式1確定，

k=Lw+h]]>????公式1

其中，L為抽吸孔組所在處的噴管的內圓周長度，h為抽吸孔組的相鄰兩個第一抽吸孔之間的距離，h的取值范圍為0.5倍的距離w至1.5倍的距離w。