收缩喷管
例题
3-4 空气由容积为1m3的气瓶通过收缩喷管流入大气 (大气压强Pa=1.0133×105)，喷管的出口截面积为 0.5×10－4m2，气瓶内的初始压强为1.0×107Pa，求在 容积流量不变的条件下的流出时间(近似认为气瓶中温 度保持288K不变)。 判断临界状态？
空气在收缩喷管中的流动，已知进口参数为 V1=250m/s，P1=2.22×105Pa，T1=899K，反压 Pb=0.98×105N/m2，试计算喷管出口处的压强、温度、 速度和马赫数。
k 1 pe 0 k 2 Me 1 k 1 pe
Ve M e ae e acr
出口速度：气流总温 和压强比
临界压比
Me 1
mK
pecr 2 cr p0 k 1
k k 1
Ae
超临界状态（一）
pb pcr p0 p0
Mt 1 Me 1
pe pb
设计状态：气流在喷管出口达到完全膨胀，整个扩张 管内无激波，出口外也无激波和膨胀波 等熵面积比公式
pe pb p1 Acr q Me , Me 1 p0 p0 p0 Ae
mmax
Mt 1, M e 1, pe pb
q Me Acr , M e 1 Ae
pcr pb cr p0 p0
k k 1
pcr pb pe k 1 2 1 Me p0 p0 p0 2
mmax
p0 K At T0
p1 pb p2 p0 p0 p0
激波后的压强：Ｐ２ 激波强度： pb p1
p2 2k k 1 2 Me p1 k 1 k 1
p2 p2 p1 p0 p1 p0
超临界状态（四）
对应于超临界状态管内有激波的流动状态
p2 pb pcr p0 p0 p0
M t 1, M e 1, m mmax , pe pb
p0 K At T0
超临界状态（二）
欠膨胀流动状态：对应于超临界状态中管口有膨胀波 的流动状态；出口马赫数和通过喷管的流量的计算方 法与（一）相同
pb p1 p0 p0
pe p1 pb
Mt 1, M e 1, m mmax
超临界状态（三）
过渡膨胀状态：气流在出口产生斜激波，对应于超临 界状态管口有激波的流动状态
pe 0 q e Ae eVe Ae Te 0
mmax
p0 K Ae T0
背压pb：喷管出口的外界反压
收缩喷管中质量流量随压强比的关系
收缩喷管的工作状态
进口气流总压不变源自pb p0 cr：亚临界流动状态，此时Me<1，pe=pb ，气流在
喷管内得到完全膨胀；
拉伐尔喷管计算
正问题：即给定喷管面积比Ａt/Ae、反压与总压之比 pb/p0和总温T0 ， 需要计算喷管内的流动状态及参数。这类问题求解步骤是首先按面积 比公式确定三个特征压强比；其次根据给定的pb/p0与三个特征压强比 相比较，从而判别实际的流动状态。最后根据流动状态的特点进行计 算。 逆问题：即给定喷管出口Ｍe，需确定面积比 Ae/At和反压比pb/p0 。
拉伐尔喷管
等熵面积公式
亚声速气流（没有激波）
A 1 1 k 1 2 2 1 2 M k 1 Acr q M
k 1 2 k 1
喷管面积比随马赫数的变化
拉伐尔喷管的流动状态
临界状态：管内无激波，如果不计摩擦，管内的整个 流动可视为等熵流动
（１）若Me<1，通常不需采用拉伐尔喷管，利用收缩喷管可达到要求。
（２）若Me>1，此时喉部必然是临界截面，即Mt=1，而且扩张段没有 激波。可以使用等熵面积比公式确定喷管的面积比Ae/At ，由Me可以 计算出pe/p0。
例题
3-5 已知某拉代尔喷管最小截面的面积At=4.0×10-4m2， 出口截面的面积Ae=6.76×10-4m2。喷管周围的大气压 强Pa=1×105 Pa ，气源的温度T0=288K，求当气源的 压强p0=1.09×105Pa、1.5×105Pa、2×105Pa、 10×105Pa时，在喷管出口处空气流的M数和空气的流 量（以及管中有激波时激波的位置）。 连续方程
亚临界状态
亚临界状态：尾喷管内的流动全部为亚声速时的状态。 （完全膨胀）
Pb p3 1.0 p0 p0
Mt 1, M e 1, pe pb
出口马赫数和通过喷管的流量
k 1 2 Me 1 2
k k 1
p0 pb
mK
p0 q e T0
pb p0 cr ：为临界流动状态，此流态的特点是Me=1，
pe=pb ，气流在喷管内得到完全膨胀；
pb p0 cr ：为超临界流动状态，此时喷管出口马赫数
Me=1，pe>pb ，气流在喷管出口未达到完全膨胀状态。
收缩喷管出口后的流动
壅塞状态
当气流处于临界和超临界状态时，喷管出口截面上的气 流马赫数等于１，出口截面是临界截面，通过喷管的质 量流量达到最大值。由于出口截面是声速，因而当反压 进一步降低时，不能使出口截面上的气流马赫数继续增 大，也不能使喷管质量流量继续增大，因此我们称流量 达到最大值，Ｍａｅ＝１的流动状态为壅塞状态。
收缩喷管
收缩喷管出口气参数计算
绝能等熵流动：喷管各截面上的总温和总压都相同
c pT0 c p Te 0 Ve2 c pTe 2
k 1 pe k T 2k Ve 2c p Te 0 Te 2c p Te 0 1 e R Te 0 1 Te pe k 1 0 0
qm qm max K
p0 T0
Ae
一旦喷管处于壅塞状态，喷管出口外界反压便不再能 影响喷管内的流动。而且，无论是改变出口外界的反 压，或是改变进口气流的总压、总温，都不能使喷管 中任一截面上的无量纲参数发生变化，这些无量纲参 数有Ｍａｅ（或λｅ）、压强比ｐ／ｐ0和温度比Ｔ ／Ｔ0，等等。
战斗机可调节式收敛形尾喷管的结构、组成-概述说明以及解释
战斗机可调节式收敛形尾喷管的结构、组成-概述说明以及解释1. 引言1.1 概述可调节式收敛形尾喷管作为现代战斗机尾部推进系统的重要组成部分，具有调节气流速度和方向的功能，能够提高飞机的飞行性能和机动性。
本文将重点介绍可调节式收敛形尾喷管的结构、组成以及其在战斗机领域的应用。
通过深入探讨其设计原理、功能特点以及潜在的应用领域，旨在帮助读者更好地了解和认识这一先进的航空技术，并展望其在未来发展中的应用前景。
1.2 文章结构文章结构部分的内容应该包括作者对整篇文章的布局和组织方式的介绍。
在这一部分，可以简要描述每个章节的内容和重点，让读者对整篇文章有一个整体的认识。
此外，也可以提及文章的章节之间的逻辑关系和连接方式，以及各章节之间的衔接点，从而引导读者有条理地阅读全文。
例如，文章结构部分的内容可能如下所示：本文分为引言、正文和结论三个部分。
在引言部分，我们将介绍本文研究的背景和意义，以及研究目的。
在正文部分，我们将首先探讨可调节式收敛形尾喷管的设计原理，然后详细讨论其结构组成及功能，最后探讨其潜在的应用领域。
最后，在结论部分，我们将对文章进行总结，展望未来的发展方向，并进行结束语的总结。
通过这样的结构布局，读者可以清晰地了解全文的内容安排，并更好地理解文章的研究范围和目的。
1.3 目的本文旨在探讨战斗机可调节式收敛形尾喷管的结构、组成，深入分析其设计原理、功能以及潜在的应用领域。
通过全面介绍这一技术的相关内容，旨在增加对战斗机尾喷管技术的了解，并为相关领域的研究和发展提供参考。
通过对该技术的研究和分析，可以帮助提高战斗机的性能和效率，推动战斗机技术的发展，为航空领域的进步做出贡献。
2. 正文2.1 可调节式收敛形尾喷管的设计原理可调节式收敛形尾喷管是一种先进的航空动力学设计技术，旨在提高战斗机的飞行性能和作战效能。
其设计原理主要基于流体力学和空气动力学理论，通过控制尾喷管的形状和大小来实现推进气流的调节和优化。
飞机发动机原理与结构—喷管
⑧ pb再降低，出口截面处气流压力大于反压，喷管外产生膨胀波。
超音速喷管气流流动
2.5.1 喷管
2、收敛-扩张形喷管气流流动状态 收敛-扩张形喷管气流流动状态的类型 ： （1）亚音速流态 （2）管内产生激波的流态； （3）管内产生斜激波的流态； （4）管外产生膨胀波的流态。
超音速喷管
A Acr
1
q
2.5.1 喷管
2、收敛-扩张形喷管气流流动状态
超音速喷管进、出口气流
p* 4
pb
实现超音速流动的条件：
✓ 喷管有一定的面积比； ✓ 气流总压和出口的反压有一定的关系。
A Acr
1
q
面积比：指的是缩－扩形喷管中, 任意一个 截面的面积与临界截面的面积之比 （正常 情况下喉道为临界状态）
2.5.1 喷管
2.5.1 喷管概述
3. 收缩喷管的三种工作状态 （1）亚临界工作状态
b
p4 pb
p4 pcr
1.85
• 实际落压比等于可用落压比, 而且随着反压的降低, 通过喷管的质量流量不 断的增加；
• 出口气流马赫数小于1，出口静压=反压，属于完全膨胀。
2.5.1 喷管
3. 收缩喷管的三种工作状态
• 不完全膨胀, 实际落压比小于可用落压比；
• 当来流总压和总温不变时, 通过喷管的质量流量不随反压的变 化而变化, 达到最大值 。
2.5.1 喷管
1、超音速喷管的结构和工作原理 结构：先收敛后扩张形的管道； 工作原理：燃气进入收敛段，
速度增加，静压降低；在可用落 压比足够大的情况下，到达喉部 时速度可增大至当地声速，燃气 离开喉部进入扩散段，速度仍不 断增加，加速达到音速。
收缩喷管(1)讲解
空气在收缩喷管中的流动，已知进口参数为 V1=250m/s，P1=2.22×105Pa，T1=899K，反压 Pb=0.98×105N/m2，试计算喷管出口处的压强、温度、 速度和马赫数。
,Me
1
pcr p0
pb p0
pe p0
1
k
1 2
M
2 e
k k 1
mmax K
p0 T0
At
亚临界状态
亚临界状态：尾喷管内的流动全部为亚声速时的状态。 （完全膨胀）
1.0 Pb p3 p0 p0
Mt 1, M e 1, pe pb
出口马赫数和通过喷管的流量
k
1
k
1 2
M
2 e
qm qmmax K
p0 T0
Ae
一旦喷管处于壅塞状态，喷管出口外界反压便不再能 影响喷管内的流动。而且，无论是改变出口外界的反 压，或是改变进口气流的总压、总温，都不能使喷管 中任一截面上的无量纲参数发生变化，这些无量纲参 数有Ｍａｅ（或λｅ）、压强比ｐ／ｐ0 和温度比Ｔ ／Ｔ0，等等。
例题
p0 T0
At
超临界状态（二）
欠膨胀流动状态：对应于超临界状态中管口有膨胀波 的流动状态；出口马赫数和通过喷管的流量的计算方 法与（一）相同
pb p1 p0 p0
pe p1 pb
Mt 1, M e 1, m mmax
超临界状态（三）
收缩喷管
pb p1 < p0 p0
pe = p1 > pb
& & M t = 1, M e > 1, m = mmax
超临界状态（ 超临界状态（三）
过渡膨胀状态：气流在出口产生斜激波， 过渡膨胀状态：气流在出口产生斜激波，对应于超临 界状态管口有激波的流动状态
p1 pb p2 < ≤ p0 p0 p0
激波后的压强：Ｐ 激波后的压强：Ｐ２ 激波强度： 激波强度： pb p1
例题
3-4 空气由容积为 3的气瓶通过收缩喷管流入大气 空气由容积为1m (大气压强 大气压强Pa=1.0133×105)，喷管的出口截面积为 大气压强 × ， 0.5×10－4m2，气瓶内的初始压强为 ×107Pa，求在 × 气瓶内的初始压强为1.0× ， 容积流量不变的条件下的流出时间(近似认为气瓶中温 容积流量不变的条件下的流出时间 近似认为气瓶中温 度保持288K不变 。 不变)。 度保持 不变 判断临界状态？ 判断临界状态？
空气在收缩喷管中的流动， 空气在收缩喷管中的流动，已知进口参数为 V1=250m/s，P1=2.22×105Pa，T1=899K，反压 ， × ， ， Pb=0.98×105N/m2，试计算喷管出口处的压强、温度、 试计算喷管出口处的压强、温度、 × 速度和马赫数。 速度和马赫数。
拉伐尔喷管
等熵面积公式
M t = 1, M e < 1, pe = pb
Acr q(Me ) ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ , ( M e < 1) Ae
pcr pb β cr = = p0 p0
− k k −1
pcr pb pe k − 1 2 = = = 1 + Me p0 p0 p0 2
总结拉伐尔喷管的流动状态三
e
收缩喷管的流动规律
➢ 收缩喷管中气体流动状态完全是 由定反的压喷比管，p流b / 量p* 和确流定速的随，反对压于比给 的降低而增大，但当流速到达音 速后，即使反压比再大，气流仍 是声速流，流量也不再增大。
pb ——喷管出口处外 界气体的压强。
P*——气流的总压， 有时可以是喷管进口 处的外界气体的压强。
两种喷管
➢ 收缩喷管的流道截面积是 逐渐缩小的，在喷管进出 口压强差的作用下，高温 气体的内能转变成动能， 产生很大的推力。气流速 度达到音速后便不能再增 大了。
➢ 拉伐尔喷管即是缩放式喷 管，其流道先缩小再扩大， 允许气流在喉道处达到音 速后进一步加速成超音速 流。
喷管流动中的常见现象
上：亚音速时 下：超音速时
显然用 pb p 与三个特定压强比较，确定流态．
二．回忆收缩喷管，拉伐尔喷管流动状态．
二．总结拉伐尔喷管的流动状态
➢ Ⅰ区 ➢ Ⅱ区
pb p
2.
p1 p*
pb p*
p2 p*
3.
p2 p*
pb p*
p3 p*
p p*
β
4.
p3 p*
pb p*
e
fe
d
Ⅳ
cⅢ
bⅡ
a
Ⅰ
x
拉伐尔喷管中管内激波形成的状态
拉法尔喷管出口的膨胀波、激波及波的发展
拉伐尔喷管的流动分析及流动状态总结
一．几何参数给定，何种因素影响拉伐尔喷管的流态．
➢ p*,T * 给定，反压 pb 变化 ➢ T *, pb 给定，p*变化 思考？ ➢ T* 给定，pb , p*同时变化
r0
r
喷管特性实验指导书
《工程热力学》喷管特性实验实验指导书编制：朱天宇肖洪河海大学机电工程学院2006年5月喷管特性实验一、 实验目的1． 验证并进一步对喷管中气流基本规律的理解。
牢固树立临界压力、临界流速和最大流量等喷管临界参数的概念。
2． 掌握喷管实验装置的实验原理、实验方法和操作步骤，比较熟练地用热工仪表测量压力（负压）、压差及流量。
3．测量并绘制喷管内的压力分布曲线及流量曲线，做出定性的解释。
二、 实验原理喷管是一些热工设备的重要部件，这些设备的工作过程和喷管中气体的流动过程有密切的关系。
实验观察气流完全膨胀时沿喷管各界面的压力变化，测定流量曲线和临界压力比，可以帮助了解喷管中气体流动现象的基本特性，并且通过观察渐缩渐扩喷管中膨胀不足和膨胀过度的现象，还可进一步了解工作条件对喷管中流动过程的影响。
（一）收缩喷管出口的流速和流量假设喷管进口的气流参数都用它们对应的滞止参数表示，喷管出口处的气流参数用下标1表示，则喷管中绝能流的能量方程为211012f h c h +=对于比热为常数的理想气体，上式成为211012p f p c T c c T +=引用等熵过程关系式和状态方程（理想气体的γκ=），于是喷管出口的气流速度1f c ==（1-1）可见对于给定的气体，在收缩喷管出口气流未达到临界状态之前，进口的总焓越高，或者出口气流的压强对滞止压强比越小，则出口气流的速度越高。
收缩喷管出口气流速度最高可达当地声速，即出口气流处于临界状态。
通过喷管的质量流量为：1111111()f f m A c A c p q v v p γ==将式（1-1）式代入上式得出m q A = （1-2）m q 是1p 的连续函数，而且当1p =0和10p p =时，m q 都等于零。
由此推论。
在100p p <<的范围内必有m q 的极限值。
为了推求流量的最大值max m q ，取上式对1p 的导数，并令1/0m dq dp =，即1102()1cr p p p γγλ-==+意即1p 等于临界压强cr p 时，收缩喷管的流量达到最大值max m q ，这时喷管出口气流达临界状态11M a =。
航空发动机主要部件介绍
航空发动机主要部件介绍一、概述航空发动机是飞机运行的关键部件，它由许多主要部件组成。
本文将详细介绍航空发动机的主要部件及其功能。
二、涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机是目前使用最广泛的航空发动机类型。
它包括以下主要部件：2.1 压气机压气机是涡轮喷气发动机的核心部件之一，其主要功能是提供空气压缩。
它由若干级气动压缩机级组成，每级都通过叶轮将空气压缩。
压气机的压缩比决定了发动机的性能。
2.2 燃烧室燃烧室是将燃料与空气混合并燃烧的地方。
在燃烧室内，燃料喷射器将燃料喷入空气中，在点火后发生燃烧反应。
燃烧室的设计需要考虑到燃烧效率和减少排放物的要求。
2.3 涡轮涡轮是涡轮喷气发动机中的关键部件，它由高温高压的燃气推动。
涡轮主要分为高压涡轮和低压涡轮两部分，高压涡轮驱动压气机，低压涡轮驱动风扇。
2.4 推力收缩喷管推力收缩喷管是涡轮喷气发动机中的最后一个主要部件，它通过调整喷口面积来改变喷气速度，以实现不同飞行阶段的推力要求。
喷管的设计需要兼顾推力效率和噪音控制。
三、涡扇发动机涡扇发动机是一种在涡轮喷气发动机基础上发展而来的高涵道比发动机。
它相比于涡轮喷气发动机具有更高的推力效率和更低的噪音水平。
涡扇发动机的主要部件包括：3.1 高压压气机涡扇发动机中的高压压气机通常由若干级气动压缩机级组成，每级通过叶轮将空气压缩。
高压压气机的压缩比对发动机性能和燃烧室的设计有重要影响。
3.2 低压压气机涡扇发动机的低压压气机实现了更高的涵道比，通过进一步压缩空气提高推力效率。
低压压气机的设计需要考虑到噪音控制和轻量化。
3.3 涡轮涡扇发动机中的涡轮通常包括高压涡轮和低压涡轮，高压涡轮驱动高压压气机，低压涡轮驱动风扇。
涡轮的设计需要考虑到高温高压的环境和材料的耐久性。
3.4 风扇涡扇发动机的风扇是一种大直径、低压力比的叶轮，其主要作用是产生大部分的推力，同时提供额外的压缩空气。
风扇的设计需要兼顾推力效率和噪音控制。
四、涡桨发动机涡桨发动机是一种将燃气喷射到涡轮上推动叶轮旋转的发动机。
缩扩形喷管加速原理
缩扩喷管是一种用于航天器推进的装置，它能够通过改变喷管喉部面积来控制喷气速度和推力，从而实现加速效果。
缩扩喷管的加速原理主要基于流体力学的原理。
在缩扩喷管的工作过程中，燃气从燃烧室流出，通过扩张喉部进入扩压器。
扩压器是一个渐扩形的管道，能够将燃气速度降低到声速，从而减少燃气流的压强，进一步提高燃气向喷管出口的出口速度。
此时，喷管喉部面积保持不变，以保持燃气流动的稳定性。
随后，缩扩喷管通过收缩喉部，使燃气流进一步加速，并再次进入扩压器。
收缩喉部的形状和尺寸可以根据需要调整燃气流的加速程度，以达到所需的喷气速度和推力。
在收缩喉部之后，喷管喉部面积会扩大或缩小，以控制燃气流的出口速度和推力。
缩扩喷管加速的原理在于，通过改变喷管喉部面积，可以改变燃气流的流动状态，从而影响喷气速度和推力。
当喷管喉部面积缩小时，燃气流的出口速度会增加，推力也会相应地增加。
反之，当喷管喉部面积扩大时，燃气流的出口速度会降低，推力也会相应地降低。
缩扩喷管的这种特性使得它能够在不同的推进需求下灵活调整喷气速度和推力，从而实现高效的加速。
在航天器的推进系统中，缩扩喷管可以通过控制燃气流的流动状态，满足航天器在不同轨道和速度下的推进需求。
此外，缩扩喷管还具有较高的推力控制精度和稳定性，能够保证航天器的姿态和位置控制精度。
这种特性使得缩扩喷管在航天器推进系统中具有广泛的应用前景。
总的来说，缩扩喷管加速原理是基于流体力学的原理，通过改变喷管喉部面积来控制燃气流的流动状态，从而实现高效的加速。
这种特性使得缩扩喷管在航天器推进系统中具有重要的作用和价值。
扩张喷管与收缩喷管中空化现象的数值模拟
始产 生蒸气 ， 生率为 产
Ｒ 一 Ｐ ｖ
手 段 。迄 今 ， 国内外很 多 研究 人 员 利用 数 值模 拟 方 法 对喷孔 中 的空化 现 象 做 了研 究 ， 这 些 研 究都 主 但 要 针对常 规 的喷孔 进 行 ， 收缩 与 扩张 喷 孔 在工 程 而
关 键 词 ： 化 ； 值 模 拟 ； 油 器 ； 射 ； 相流 空 数 喷 喷 两
中 圈分 类 号 ： Ｋ ２ ． ４ Ｔ ４ ３８ 文 献 标 志 码 ：Ｂ 文 章 编 号 ： ０ １２ ２ （ ０ ８ ０ — ０ ６０ １ ０—２ ２ ２ ０ ）６０ ２－６
喷孔 内空化现 象对 内燃 机喷雾 的形成 与混合 过
经验 系数 ， 别取 值 ０ ０ 分 ． ２和 ０ ０ ， 液体 表 面 张 ． １ 仃为
力 系数 。
１ 数 学 模 型
１ １ 控 制 方 程 ．
湍流模 型采用 单 相湍 流标 准 ｅ模 型 。湍 流对
相变 的影 响在 Ｆ ｕ ｎ 中用一种 简单 的方 法考 虑 ， ｌｅ ｔ 即 把 相 变临界 压力 Ｐ Ｐ 。用 一 （ ＋Ｐ ） ２ ／ 替代 ， 湍
式 中， ， 和 分 别 是 液 体 、 气 和 非凝 结 性 气 蒸
体 的质量 分数 。
蒸气 质量分数 是通 过其输 运方程 求解 的 ， 其
方 程 为
牧稿 日期 ：２ ０—１１ ；修 回 日期 ：２ ０ —２０ ０ ８１ —０ ０ ８１—４
作者 简 介 ： 振 宇 （９ ８ ） 男 ， 宁 省 海 城 市人 ， 士 ， 要研 究 方 向为 内燃 机 缸 内数 值 模 拟 ；１２ ０ｚ． ６ ．ｏ 。 邹 １７ 一 ， 辽 硕 主 ５ １３ ｚ： ） ＠１ ３ ｃｒ ｎ
高超声速风洞轴对称喷管收缩段设计
第35卷第6期2017年12月空气动力学学报ACTA AERODYNAMICA SINICAVol. 35 ,No. 6Dec.，2017文章编号：0258-1825(2017)06-0766-06高超声速风洞轴对称喷管收缩段设计胡振震*,李震乾，陈爱国，石义雷(中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所，四川绵阳621000)摘要：开展了高超声速风洞轴对称喷管收缩段设计研究。
利用构造的AQA分段曲线，分析喉道上游圆弧长度和 喉道曲率半径是否连续对于喉部跨声速流动和喷管出口流场的影响。
设计了基于三角函数和双曲函数、B样条函 数的两种收缩曲线，借助控制参数使得出人口曲率半径任意可调。
采用数值模拟方法分析了喉道曲率半径是否连 续对于Cesci和Snells喷管出口流场的影响。
研究表明：喉道曲率半径连续是确保喷管无黏流场与设计流场一致 的关键；当无法保证喉道曲率半径连续时，应使喉道上游曲率半径比下游曲率半径偏大而不是偏小。
关键词：高超声速风洞喷管；收缩段；AQA分段曲线；B样条函数中图分类号：V211.7 文献标识码：A doi：10. 7638/kqdlxxb-2015. 0141Contraction design for axis-symmetric nozzlesin hypersonic wind tunnelH U Z h e n z h e n*，T IZ henqian，C H E N A i g u o，SHIYileir iy p e r v e lo c ity A erodynam ics Institute o f China A erodynam ics Reseai~ch and D evelopm ent Center a621000，China)Abstract：A contraction design was conducted for axis-symmetric nozzles in hypersonic wind tunnel. The influence o f arc length and curvature radius on the transonic throat flow and nozzle outlet flow was studied by constructing an AQA curve. Two new contraction curves were proposed on the basis of trigonometric function, hyperbolic function, and B-spline function. The curvature radius at the entrance and exit of the contraction can be adjusted by using these two types of curves. CFD solutions were computed to determine the influence of the throat curvature radius on the flow at the exit of a Cresci nozzle and a Sivells nozzle. The results indicate that continuous throat curvature radius is critical for the consistence between real nozzle flow and designed flow. When the continuity of curvature radius cannot be guaranteed at a throat, the upstream curvature radius of the throat is needed to be larger than the downstream one.Keyword s：hypersonic wind tunnel nozzles; contraction；AQA piecewise curve; B-spline function0引言高超声速轴对称风洞喷管设计中（特别是出口 CA >10的喷管），有时会存在风洞实际流场与设计流场不一致的问题。