一种超音速自由射流中的变马赫数试验方法与流程

1.本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种超音速自由射流中的变马赫数试验方法。


背景技术：

2.随着航空航天领域的快速发展，火箭及飞机等各种飞行器的速度迅速增大，对研制过程中的试验环节提出了新的挑战。常规使用的气动试验主要包括风洞试验和自由飞行试验。风洞试验能够较为准确地控制实验条件，其设备安装操作使用方便，精度较高且成本低，得到了广泛应用；自由飞行试验能够较为真实地模拟飞行过程，获得试验的动态参数。
3.但由于快速发展过程中飞行器和相应推进系统在马赫数连续变化时存在的问题也逐渐暴露出来，超音速飞行器飞行过程中存在的一些特殊工况，例如加速过程中进气道的不启动问题、加/减速过程中飞行器整体性能的变化、组合发动机转级过程中性能的动态响应等，很大程度上限制了当代超音速飞行器的发展。为了研究飞行器变速过程中性能的诸多响应，要求地面试验设备能够尽可能准确地模拟飞行器的真实工作环境，提供和飞行器飞行工况相似的连续变化流场。因此，能够提供宽马赫数范围、迅速连续变化流场的试验装置成为了研究热点。
4.超音速自由射流中的变马赫数试验装置，是指在一定的自由射流条件下，通过对进气道的设计和优化，实现流场均匀区马赫数的宽范围、连续迅速变化，从而模拟高超音速气流流动，并进行风洞试验或者超音速飞行器的一体化试验等。
5.现有的技术方案包括以下方法：
6.柔壁风洞喷管方案：采用柔性材料喷管，通过液压作动改变喷管型线来适应不同的出口马赫数。这种结构存在设计繁琐、调节复杂、可调节的马赫数范围小等问题，并且无法模拟超音速飞行器加/减速过程中马赫数迅速连续变化的实际工况。
7.中心锥/中心体式风洞喷管方案：通过喷管箱体内中心体两侧安装的滑槽与喷管箱体两侧安装的滑轨相互配合实现中心体的前后移动，在喷管箱体外安装移动控制机构控制中心体前后移动的位置和移动速度实现喷管马赫数的连续迅速变化。但中心体对来流阻碍作用明显，其引入的波系、尾流难以在有限的扩张区域中消除，对试验区扰动较大。
8.型面旋转变马赫数风洞喷管方案：喷管壁面通过喉道处的机械作动装置，产生顺时针或者逆时针方向的力矩，使得喷管上下壁面分别绕各自出口的旋转支点进行旋转，在此过程中，风洞喷管的出口面积基本保持不变，而喉道面积随着喷管旋转不断发生变化，使喷管膨胀比连续可调，从而实现风洞出口马赫数的连续变化。此方案可调马赫数范围大、响应快，并且调节过程不会产生新的波系或尾流扰动。然而风洞喷管收敛段的存在导致气流流动过程中严重减速，在扩张段重新加速，降低了速度和空域的极限模拟能力，同时对高超声速飞行器试验的来流速度要求更高。


技术实现要素：

9.本发明的目的在于提供一种超音速自由射流中的变马赫数试验方法，进行变马赫数试验装置的型面设计优化，以提升气流速度和空域极限模拟能力。
10.本发明提供了一种超音速自由射流中的变马赫数试验方法，包括以下步骤：
11.选取仅包含扩张段的双壁面旋转变马赫数试验装置，将试件放置于双壁面旋转变马赫数试验装置的试验段轴线处；
12.设置双壁面旋转变马赫数试验装置的自由射流区域尺寸、流场核心区的大小和扩张段长度；
13.以流场核心区的大小为试验段流场区域的2/3为基础，获取试验段宽度；
14.基于模拟目标参数，选取设计变量来流速度mas和目标飞行高度h
t
，得出流道的面积扩张比；
15.基于扩张段长度和面积扩张比进行三次样条曲线的选取；
16.将以试验段轴线轴对称的截面作为计算域，划分二维网格，并在近壁面处进行加密；
17.使用cfd软件进行数值仿真，设置边界条件为自由射流下的压力远场；
18.进行试验区的选取，获取流场均匀度。
19.进一步地，还包括：
20.采用直接优化算法，调节面积扩张比，改变型面旋转角度，进行不同工况下的二维数值仿真。
21.进一步地，还包括：
22.建立三维模型，划分三维网格，并在近壁面处加密，使用cfd软件进行三维数值仿真计算，计算流场均匀度。
23.进一步地，所述基于模拟目标参数，选取设计变量来流速度mas和目标飞行高度h
t
，得出流道的面积扩张比的步骤为：
24.根据来流速度mas得出地面来流速度系数λs：
[0025][0026]
则地面来流总压p
ts
为：
[0027][0028]
其中p0为0km海拔处的大气压，海拔h
t
处的大气压强为ph，则高空模拟试验区域的π气动函数取值为：
[0029][0030]
通过数值方法，从πh出发算得对应的速度系数λh，分别基于自由来流速度系数λs与试验区域速度系数λh，得到两处的流量系数q，如下所示：
[0031][0032][0033]
则流道的面积扩张比为：
[0034][0035]
进一步地，所述基于扩张段长度和面积扩张比进行三次样条曲线的选取，所述三次样条曲线的函数为：
[0036]
y(x)＝ax3 bx2 cx d
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(7)
[0037]
其导数为：
[0038]y′
(x)＝3ax2 2bx c
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(8)
[0039]
其中，三次样条曲线的设计变量为扩张段长度、初始扩张半角、末尾扩张半角，以及流道首尾半径或高度，基于设计变量，获得三次曲线上两点的坐标及对应的导数，使得方程组封闭，进而获得所述三次曲线函数中的4个系数的数值。
[0040]
进一步地，所述进行试验区的选取，并获取流场均匀度的公式为：
[0041][0042][0043]
式中mai表示计算区域内某节点的马赫数，n为计算区域内所有节点的数量，ma
ave
为所有节点马赫数的平均值，si表示计算区域内某网格体积，s为计算区域内所有网格的总体积。
[0044]
与现有技术相比，本发明具有如下显著优点：
[0045]
(一)本发明提出的一种超音速自由射流中的变马赫数试验方法，整个过程能够实现流场均匀区马赫数的宽范围、连续迅速变化，满足超音速飞行器的试验要求。同时易于调节，调节过程不会产生新的波系或尾流扰动。
[0046]
(二)本发明提出的一种超音速自由射流中的变马赫数试验方法，所设计的试验装置的进气端仅包含扩张段，提高了自由射流来流的利用效率，同时提高了变马赫数试验装置速度和空域的极限模拟能力。
[0047]
(三)本发明提出的一种超音速自由射流中的变马赫数试验方法，三次样条曲线型面相比于抛物线型面提高了气流流动的平顺性，在基本参数选定的前提下，可采用直接优化算法计算优化后的装置内型面，防止变马赫数可调风洞喷管型线的复杂优化设计平台计
算消耗大量算力，同时避免了多个设计变量优化过程中收敛于局部最优解或奇异解。
附图说明
[0048]
图1为本发明实施例提供的二维计算网格图；
[0049]
图2为本发明实施例提供的试验区域的增减与切割图；
[0050]
图3为本发明实施例提供的三维计算网格图；
[0051]
图4为本发明实施例提供的装置工作原理示意图。
具体实施方式
[0052]
下面结合本发明中的附图，对本发明实施例的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施例是本发明的某个实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都应属于本发明保护的范围。
[0053]
实施例1
[0054]
本发明提供了一种超音速自由射流中的变马赫数试验方法，包括以下步骤：
[0055]
步骤1、选取仅包含扩张段的双壁面旋转变马赫数试验装置，将试件放置于双壁面旋转变马赫数试验装置的试验段轴线处；
[0056]
步骤2、设置双壁面旋转变马赫数试验装置的自由射流区域尺寸、流场核心区的大小和扩张段长度；
[0057]
步骤3、以流场核心区的大小为试验段流场区域的2/3为基础，获取试验段宽度，即进气道扩张段出口宽度；
[0058]
步骤4、基于模拟目标参数，选取设计变量来流速度mas和目标飞行高度h
t
，得出流道的面积扩张比。由于试验器中的真实流动特性相对复杂，总体上基于一维流动理论，暂不考虑过大扩张比的影响，认为试验装置内部总是不发生流动分离。
[0059]
根据来流速度mas得出地面来流速度系数λs：
[0060][0061]
则地面来流总压p
ts
为：
[0062][0063]
其中p0为0km海拔处的大气压，海拔h
t
处的大气压强为ph，则高空模拟试验区域的π气动函数取值为：
[0064][0065]
通过数值方法，从πh出发算得对应的速度系数λh，分别基于自由来流速度系数λs与试验区域速度系数λh，得到两处的流量系数q，计算方法如下所示：
[0066][0067][0068]
则流道的面积扩张比为：
[0069][0070]
步骤5、基于扩张段长度和面积扩张比进行三次样条曲线的选取，设计变量包括扩张段长度、初始扩张半角、末尾扩张半角，以及流道首尾半径或高度。
[0071]
三次样条曲线的函数为：
[0072]
y(x)＝ax3 bx2 cx d
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(7)
[0073]
其导数：
[0074]y′
(x)＝3ax2 2bx c
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(8)
[0075]
基于以上设计变量，获得三次曲线上两点的坐标及对应的导数(斜率)，使得方程组封闭，进而求解三次曲线函数中的4个系数的数值。其中，扩张段长度和扩张段末尾高度或半径(即平直段高度或半径)已经由第1步得到，即得到了扩张段头部与尾部两点的坐标。另外两个自由变量是扩张段的初始扩张半角和尾部扩张半角。将初始扩张半角设定为在进气道张开至极限状态下的扩张半角，其数值为零；末尾扩张半角的理想情况是与平直段相切：设定在最大扩张比下扩张段与平直段相切，以兼顾最大扩张比下流动的平顺性和稳定性；
[0076]
步骤6、将以试验段轴线轴对称的截面作为计算域，划分二维网格，并在近壁面处进行加密，如图1所示；
[0077]
步骤7、使用cfd软件进行数值仿真，设置边界条件为自由射流下的压力远场；
[0078]
步骤8、进行试验区的选取，并获取流场均匀度。初步选取尺度合适的菱形流场均匀区，如图2所示，由于菱形区域中最靠近壁面的位置气流品质显著劣于中心区域，且要充分利用试验区域，因此只将近壁面区域筛除，其余区域作为流场可利用的流场均匀区进行分析和均匀度指标σ的计算，具体公式为：
[0079][0080][0081]
式中mai表示计算区域内某节点的马赫数，n为计算区域内所有节点的数量，ma
ave
为所有节点马赫数的平均值，si表示计算区域内某网格体积，s为计算区域内所有网格的总
体积；
[0082]
步骤9、采用直接优化算法，调节面积扩张比，使得在一定来流马赫数条件下流场均匀区的静压与目标高度更为相近，并通过改变型面旋转角度进行不同工况下的二维数值仿真，得到性能更佳的设计方案；
[0083]
步骤10、建立三维模型，划分三维网格，并在近壁面处加密，提高三维网格质量，如图3所示。使用cfd软件进行三维数值仿真计算，计算流场均匀度σ。本技术最终实验结果的流场均匀度σ为0.10，可以满足需求。
[0084]
以上公开的仅为本发明的单个具体实施例，但是，本发明实施例并非局限于此，任何本领域的技术人员能思之的变化都应落入本发明的保护范围。