高超声速风洞轴对称喷管收缩段设计
Φ240 mm高超声速风洞扩压器设计研究
Φ240 mm高超声速风洞扩压器设计研究范孝华;杨波;朱涛;钟俊【摘要】采用一维管流方法对口径为Φ240 mm、马赫数6.0的自由射流高超声速风洞扩压器进行设计,运用数值模拟方法对扩压器结构形式进行了筛选,并通过试验验证扩压器设计方法的有效性.结果表明:综合考虑风洞流场品质、扩压器抗反压能力以及扩压器总压恢复等指标,确定单级15°-0.8D e扩压器方案为最优设计方案;该方案扩压器的试验与数值模拟结果吻合较好,能够使风洞正常起动,并长时间维持风洞正常运行;筛选得到的扩压器方案可用于风洞建设,其设计方法可为同类高超声速风洞扩压器的研制提供参考.%1-D tube flow method was adopted for the design of Φ 240 mm hypersonic wind tunnel diffuser at Mach Number6.0,and numerical simulation was carried out in order to select the configuration of the diffuser.Then,experimental test was used to verify the design method of the diffuser. The results show that, in comprehensive consideration of the flow-field performance of the wind tunnel,the resistance pressure ability,and total pressure recover,the diffuser has single stage compression half-cone angle being 15°and second throat diameter being 0.8D e (the exit diameter of the nozzle).The experimental results of the optimal diffuser agree well with corresponding numerical ones.The hypersonic wind tunnel can start smoothly and maintain long-time operation with this diffuser.The optimal diffuser design can be implemented in the construction of new wind tunnel,and the design method of the diffuser provides a reference for the development of similar diffusers in hypersonic wind tunnel.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2017(035)005【总页数】8页(P633-639,644)【关键词】自由射流;高超声速风洞;扩压器;抗反压能力【作者】范孝华;杨波;朱涛;钟俊【作者单位】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;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;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;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【正文语种】中文【中图分类】V235.21高超声速风洞是进行高超声速飞行气动试验和研究的重要地面设备，对于暂冲吹吸式高超声速风洞，扩压器的主要作用是在总压损失尽可能小的条件下将超声速气流减速增压以提高扩压器出口压力，减小由于下游背压不断升高对风洞流场带来的影响，维持高超声速风洞在尽可能长的时间内正常运行[1]。
风洞和风洞试验
张线天平
五、风洞试验
百闻不如一见，怎样观察到空气的流动状态？
飞机升力系数随攻角的变化 前缘缝翼和后缘襟翼的影响
五、风洞试验
0度攻角
15度攻角
汽车流动显示
纹影观察火焰
五、风洞试验
我有一个梦想！
美国NASA Ames研究中心
俄罗斯中央流体动力研究院（TsAGI） 法国ONERA莫当研究中心
招 聘 公 告
一、风洞试验的理论
风洞的尺寸、风速、压力等无法实现真实飞行环境，怎么办？
载客量：大于500人 长度：73 米 翼展：79.8 米 高度：24.1 米
一、风洞试验的理论
风洞的尺寸、风速、压力等无法实现真实飞行环境，怎么办？
Ma>5 (高总温)
三、高低速风洞结构
从低速起飞！
舰载机和低速风洞结构
三、高低速风洞结构
三、高低速风洞结构
超声速风洞，主要模拟相似准则： 1.4< Ma<5 可否通过提高低速风洞风扇转速实现超声速？
怎样让试验段的气流达到超声速？
低速风洞运行方式：一级轴流式风扇驱动
三、高低速风洞结构
气体沿变截面管道的流动：
连续方程：
d dV dA 0 V A
动量方程:
1 V dV
dp
速度与Ma、截面积关系: dV 1 dA (A为某一截面的面积) V Ma2 1 A
是否先收缩后扩张的喷管都能产生超声速？
根据等熵关系式：
1 Fr 2
fx
1 Ma2
p x
前体附面层对轴对称收
前体附面层对轴对称收 【摘 要】 在对有较高外流速度的轴对称收-扩喷管内外流场进行数值模拟的过程中，常需考虑实际的模型前体部分所产生的附面层对喷管部分的流场计算结果所可能产生的影响。采用三种常见的模型前体附面层处理方式，通过对包括严重过膨胀在内的三种工况下的喷管进行数值模拟，比较了这三种处理方式对于计算结果的影响。结果表明：在较高外流速度下，模型前体的附面层不可忽略，喷管外壁面附近流场的计算结果受到其很大的影响。对于喷管内部流场，在过膨胀状态下，外流的计算结果差异也会反映到内流激波后的亚音速区域。在模型前体构形较为简单的情况下，采用计算平板湍流附面层的计算公式来模拟前体附面层的速度分布，也可以满足对于后体-喷管数值计算的精度要求。 【关键词】 轴对称喷管 附面层 数值模拟 内外流场 前体 1 引言 在轴对称收-扩喷管的研究中，除模型的风洞试验[1]外，如今cfd技术也得到了大量的应用，其中已经出现了一些对亚音速、跨音速状态下，以及设计工况与非设计工况下喷管内外流场的数值模拟算例[2][3][4]。 考虑到风洞试验中，完整的喷管试验模型往往具有较长的前体部分（如图1，喷管收缩段之前的锥形体的大部分区域都可看做是前体），当近壁面的气流到达测量点之前，都需要流经这部分前体。与平板类似，前体的长度会对测量点的近壁面气流即附面层的速度 型有明显的影响，因此对于数值模拟而言，前体部分附面层的模拟结果也将会对所要研究的喷管部分的计算结果造成一定的影响。本文对高亚音速下的轴对称收-扩喷管的三种工况进行了数值模拟，对比了三种常用的前体附面层处理方式，并都与试验数据进行了比较。 2 数值模拟 本文采用的是商用cfd软件fluent，数值模拟方法为时间推进的有限体积法，控制方程为一般曲线坐标系下强守恒形式的n-s方程。离散格式选用隐式二阶迎风格式，湍流模型为rng两方程模型。为保证对于非设计工况下喷管内外流场的计算精度，近壁面的处理采用的是增强型壁面函数[3]。 研究对象为轴对称喷管[1]（图2），设计落压比为4.25，喷管进口直径为128.63mm，喉道直径为76.2mm，喷管出口直径为85.1916mm。 计算采用二维结构化网格，所计算的喷管工作工况为三种情况，分别为：马赫数0.9，npr=5.09；马赫数0.9，npr=2.03；马赫数0.8，npr=1.50。三种工况分别都采用了三种方式进行了计算，即： （1）采用带完整前体的整体模型； （2）外场进口采用udf进行编制的1/7速度分布律[5]的省略前体的模型，其中1/7速度分布律的公式为： （3）不采用udf（外场进口速度为单一常数）的省略前体的模型。 其中，（1）为单独一套网格（图3），（2）与（3）采用了另一套网格（图4）。另外，针对不同的工况下存在激波的位置进行了网格加密，以确保计算结果的准确性。其余的计算条件为，环境压力101325pa，环境总温300k。 3 结果分析 3.1 喷管相关性能参数的定义 喷管的流量系数用下式描述[6]： 喷管的推力用下式描述[7]： 其中为喷管出口处射流在轴向方向上的速度分量，为喷管出口处的压力，为环境压力。 推力系数为[6]： 压力系数为[1]： 其中为壁面静压，为来流速度。 压阻系数为[1]： 其中为轴向方向上的面积投影，为后体-喷管的最大横截面积。 3.2 ma=0.9，npr=5.09时的喷管壁面压力 图5为外流ma数为0.9的情况下，后体起始点处的近壁面速度分布。可以看到采用udf的情况下，由1/7速度分布定律算出的速度分布曲线与通过数值模拟整体模型算出的速度分布曲线相对比较接近。而不使用udf的情况下，其速度分布曲线则完全不同。 图6与图7为ma数0.9，npr=5.09的工况下，喷管内外壁面压力分布图。由图来看，外壁面的压力分布，在使用udf的情况下， 计算结果与试验数据在大部分区域吻合得最好，而采用整体模型的计算结果次之，不使用udf的计算结果最差。三种计算方式的结果差异最大处在压力突变处（激波位置）与其之后的存在逆压梯度的区域，这都是由于收缩段之前的外壁面附面层速度分布由于计算方式的不同而存在着一定差异，这种差异对于大部分区域没有顺压梯度的外壁面收缩段来说，影响是比较大的，这一点在表1中的收缩段压阻系数这一项中也有体现。而内壁面的压力分布计算结果，三者都差不多，这是因为npr=5.09工况下，落压比已经高于该喷管的设计落压比，喷管内的气流在喉道音速线之后为超音速气流（图8），因而外场流动状况的计算差异无法影响到内场气流，其计算出的流量系数与推力系数也都基本相同（表1）。 3.3 ma=0.9，npr=2.03时的喷管壁面压力与流场结构 此状态下，后体起始点处的近壁面速度分布依旧如图5所示。而图9与图10则为ma数0.9，npr=2.03的工况下，喷管内外壁面压力分布图。与之前的工况类似，外壁面压力分布的计算结果与试验数据的对比由好到差，依次为采用udf、采用整体模型、无udf，其原因也与之前基本相同；对于内壁面的压力分布，同样出现与外壁面类似的情况，即在采用不同计算方法，压力突变位置以及之后的区域的压力分布也是不同的，具体来说，无udf的情况下，计算结果与试验数据差距较大，而采用udf或整体模型的情况下，计算结果与试验数据较为接近，其原因则是在npr=2.03的情况下，喷管处于较为严重的过膨胀状态，喷管的扩张段会出现一道较强的正 激波（图11），使得波后的扩张段气流降至亚音速，而外流场的计算结果则可以影响到这部分亚音速气流。由内外流场的压力分布图可以看出，在靠近喷口的外壁面处，计算结果的压力较高时，内壁面的激波后部压力也相对较高，从而使得激波的位置也更加靠近喉道。由于激波存在于扩张段，因而喷管喉道处的音速线都存在，而从表2与表1的对比可以看出，流量系数未受到影响，但是推力系数则降低不少，这是因为正激波的存在使得气流的总压明显降低，这将直接影响到喷管的推力。而表2内推力系数的差异则是由于各个前体附面层处理方式计算出的激波位置和波后压力的不同而产生的。 3.4 ma=0.8，npr=1.50时的喷管壁面压力与流场结构 图6为外流ma数为0.9的情况下，后体起始点处的近壁面速度分布。可以看到，在此速度下，由1/7速度分布定律算出的速度分布曲线同样可以和通过数值模拟整体模型算出的速度分布曲线较好地匹配。 图13与图14为ma数0.8，npr=1.50的工况下，喷管内外壁面压力分布图。在此工况下，外壁面已经没有了很激烈的压力突变点，从与试验数据的对比来看，依然是在无udf的情况下计算结果最差。而采用整体模型和采用udf的情况下，计算结果则都和试验数据相差不远，区别主要是在靠近喷口的壁面附近，整体模型计算出的压力值要高于采用udf计算出的压力值。同样这种压力差也影响到了内壁面的压力分布计算结果，即：喷管扩张段的壁面在激波后的区 域里，采用整体模型的压力计算结果同样高于采用udf的计算结果，而且激波位置也相对更加靠近喉道。由于激波依然存在于扩张段（图15），与npr=2.03的情况类似，从表3可以看出流量系数三者依旧基本相同，而推力系数由于正激波造成的总压损失而与表1相比下降不少。其在表3中的三个算例之间的推力系数差异则因为计算出的激波位置不同而差别明显。 4 结语 本文通过对喷管在不同工况下的内外流场进行数值模拟，对比了三种不同的模型前体附面层处理方法，进一步得出了以下结论： （1）在对喷管内外流场进行数值模拟时，对于外壁面的压力分布，由于只处于零压梯度、逆压梯度或者很小的顺压梯度下，因而附面层对其计算的结果具有较为明显的影响； （2）对于内壁面的压力分布，当喷管处于正常工况或是欠膨胀工况时，喷管的扩张段的流场为超音速，此时外流场的计算结果几乎不会影响到喷管内流场；而当喷管处于过膨胀特别是严重过膨胀工况时，喷管扩张段出现激波以及激波之后的亚音速流场区域，这两者的计算结果都会较为明显地受到外壁面附近流场特别是靠近喷口处的流场的影响，从而在激波位置和壁面压力方面都存在比较明显的差异。 （3）在外流速度较大的情况下，忽略前体部分附面层的影响将无法得到令人满意的计算结果。若是考虑前体的附面层，当前体的构型较为简单时，使用1/7速度分布律来定义外场的进口速度，其 计算结果已经可以达到比较满意的精度。 （4）当通过采用完整的前体模型来引入附面层的影响时，本文的计算结果反而不如使用1/7速度分布律时的结果，其中的原因可能涉及到湍流模型的计算精度问题。在本文的算例中，前体占了整个计算模型的很大一部分，而计算所关注的后体收缩段所占比例很小，因而单纯用于工程计算用的湍流模型在整个模型的计算上或许满足精度要求，但是只抽取一小部分来看的话可能还是存在精度不足的现象。这一猜测有待进一步更深入的研究。 参考文献： [1]george t.carson，and edwin e.lee.experimental and analytical investigation of axisymmetric supersonic cruise nozzle geometry at mach numbers from 0.60 to 1.30 [r]. nasa tp-1953，1981. [2]黄宏艳，王强.过膨胀状态下轴对称收-扩喷管内外流场计算及分析[j].航空动力学报，2007，22（7）：1069—1073. [3]余铭，刘友宏.轴对称收-扩喷管内外流场一体化数值模拟[j].科学技术与工程，2011，11（32）：7979—7984. [4]reza ghias.simulation of flow through supersonic cruise nozzle： a validation study [r].tfaws paper session，2011. [5]陈懋章.粘性流体动力学基础[m].北京：高等教育出版社，2002.
基于轴线马赫数分布的喷管扩张段无粘型面设计
基于轴线马赫数分布的喷管扩张段无粘型面设计胡振震＊，李震乾，石义雷，陈爱国【摘要】摘要：针对高超声速风洞轴对称喷管设计问题，开展了喷管扩张段无粘型面设计研究。
介绍了基于预设轴线马赫数分布的直接设计方法，改进了基于面积比的轴线马赫数分布预设方法，提出了一种方便多点控制的轴线特征点分布方法。
对设计喷管流场进行特征线网三角化，与数值模拟结果进行比较，并分析了影响喷管无粘型面的设计因素。
表明：改进的面积比方法可以保证轴线马赫数分布预设的合理性；轴线马赫数分布、轴线上特征点分布和边界特征点数明显影响喷管无粘型面。
【期刊名称】实验流体力学【年(卷),期】2016(030)004【总页数】8【关键词】高超声速风洞；扩张段无粘型面；直接设计；轴线马赫数分布0 引言高超声速风洞喷管设计目前普遍采用无粘型面加边界层修正的直接设计方法，相比于优化设计［1－3］，该方法原理简单计算便捷，在广泛应用中取得了成功。
然而在实践中有时也发现一个问题，即风洞运行的实际流场与喷管设计流场存在差异。
该问题的产生因素有很多，包括来流非均匀非稳态、非平衡膨胀、边界层转捩、热化学非平衡、气体组分冷凝、加工和组装精度、喷管内表面侵蚀和型面的力热变型等，但喷管的无粘型面设计则是其中最重要的一个方面，因而分析其差异应首先确认喷管无粘型面设计方面的问题。
无粘型面直接设计方法根据原理可分为3类：基于预设初始膨胀段型面的方法［4］；基于泉流（或源流）假设的方法（如Foelsch［5］方法、Cresci［6］方法和Sivells［7－8］方法）和基于超声速区预设轴线马赫数分布的方法（如ASN［9］方法）。
研究表明，第2类基于泉流假设的方法（特别是Sivells方法）在选择合适的设计参数情况下可以得到良好的无粘喷管设计，但该类方法设计的喷管长度较长，调整不易。
第1类和第3类方法均需计算完整的超声速区特征线网，区别在于第1类方法依据预设的初始膨胀段型面确定轴线上核心区的马赫数分布，而第3类方法则根据预设的轴线马赫数分布反求喷管型面。
实验流体力学4
习题4-2 在汽车风洞试验中，试验装置如何
模拟真实大气与汽车之间的相对运动，又是 如何模拟地面和汽车、车轮之间的相对运动？
渡桥电厂（英）
为避免悲剧重演，像大型桥梁等的兴建，必须 进行相关风洞试验。
南京大胜关大桥
南京大胜关大桥的风洞试验：
南京大胜关大桥的风洞试验：
南京大胜关大桥的风洞试验：
风洞模型实验：
模型实验：
二.风洞的结构：
1.风洞的类型：
（参考 ：陈克城《流体力学实验技术》）
从构造上看，风洞分为直流式和回流式两种。
水动力学实验
一.水洞：
水洞
二.实验水池：
拖曳水池（船模水池）
船模实验室水池拖车（车速: 5m/s)
船池造波机
旋臂水池
实验水槽
自循环水槽
自循环水槽：
自循环水槽：
自循环水槽：
第4章 风洞和水槽实验
习题4-1 画简图表示直流式风洞与回流式风
洞分别由那些主要部分组成，说明各部分的 功用。
三.特殊用途风洞：
1.压力风洞（或称变密度风洞）： 压力风洞内的空气压强可调节到20多个大气压， 用于模拟大雷诺数流动，此种风洞一般采用环形回流 式风洞。
2.冰风洞： 冰风洞就是附有制冷系统的常规低速风洞，气温 可达-40˚C，可模拟飞机飞行中的结冰过程。
3.激波管风洞：
激波管风洞可获得10马赫以上的气流速度，气流 温度可达10000˚K。 4.大气边界层风洞：
(2).对扩散段的要求：
扩散段的主要作用是使气流扩张，降低流速，以恢 复静压。目的是减少能量损失，降低能耗。 1）.扩散段有一定的锥角，并尽量避免边界层 分离。
2).可采用分流板、漩涡发生器、边界层控制 器等方法防止边界层分离。
某超声速风洞挠性喷管段上梁吊装工艺
两台吊车的负荷率 均小于８ ０ ％， 满足双机抬吊要求 。
￣ ＇ ｌ ｙ ５ Ｃ ２ ＇ ９ ２ ｋ ｑ Ｆ ２ ‘ Ｂ
，。 － 撼碱） ｋ ｑ
图５上梁负荷 力分析及
对 地基承 载 力的 要求
吊装 上梁 时Ｑ Ｙ１ ３ ０ Ｋ 型 吊 车负荷最大 ，以该 吊车 的支腿
分 发挥 吊装 能 力的情 况下， 笔 者采 取 了 针对性措施 ， 顺 利 完成 了吊装任 务 。 在 四 大段 的 吊装任 务 中， 数 喷 管段 上 梁的 吊装任 务难 度 最 大 ， 本 文 对 该 梁 的 吊装 工艺 进 行 了介 绍 ， 供 同行 们 借 鉴 ， 抛 砖 引 玉。
关键词 ：喷管段上梁
由于受 场地 限制 ，上 梁卸 车后 临时摆 放在超 扩段 旁 ，然后 ，再采用双机将其 抬吊摆放到 吊装上位前 的初 始位置上 （ 如附图３ 所示 ）。然后 ，两台吊车再按方案所
图２ 喷管段上梁 吊装上位工程照
确定 的位置重新站位 ，按方 案所确定的臂长伸臂 、捆绑
５ ２
２ ０ １ ３ 年 第１ 期
Ｉ Ｎ Ｓ Ｔ Ａ Ｌ Ｌ Ａ Ｔ Ｉ Ｏ Ｎ
起 重 与 吊装
任予锋
帅龙飞
杨辉
蒋晓林
（ 四川省 工业设备安装公司 ６ ２ １ ０ ０ ０）
摘
要 ： 某 超 声 速 风 洞四 大机 加 部 段 安 装 时厂房 已经 建 成 ， 在 场地 狭 小，吊装 高度 受 限 ， 在 大型 吊车难 以充
中图分类号 ：Ｔ Ｅ ９ ６ ２
双机抬 吊 画图模拟
文献标 识码 ：Ｂ
吊装核算
文章编号 ： １ ０ ０ ２ － ３ ６ ０ ７（ ２ ０ １ ３ ）０ １ － ０ ０ ５ ２ － ０ ３
风洞二次收缩段数值模拟
摘
要： 为 了满足 实验段 高风速要 求 ， 通过在 已有 风 洞收 缩段 后 加 上 第二 收 缩段 的 方法 ， 实现
风速再 一 次加 速． 研 究主要 通过收 缩 曲线的选 型 、 建模 、 以及 数值 模拟 的 工作 ， 得 到模 拟 结果较优 秀的 第二收 缩段 收缩段 曲线． 关键词 ： 风 洞 ； 收缩段 ； 收 缩 曲线 ； 二 次收缩段
段 的第二 收缩 段 的收 缩 曲线最 为理想 ．
参 考文 献 ：
［ １ ］ 林超强 ， 苏耀西 ， 洪流．矩形 风洞收缩段流 场的计算 和分析． 空气动力学学报［ Ｊ ］ ．１ ９ ９ １ ， １ ２ ： ３ ７ ９ — ３ ８ ６ ． ［ ２ ］ 周刚 ， 汪家道 ， 陈皓生 ， 等． 小型高速水洞收缩段 的优化设 计． 船舶力 学［ Ｊ ］ ． ２ ０ ０ ９ ， ８ ： ５ １ ３— ５ ２ １ ． ［ ３ ］ 李国文 ， 徐让 书． 风洞 收缩 段曲线气 动性能研究．实验流体 力学［ Ｊ ］ ． ２ ０ ０ ９ ． １ ２ ： ７ ３— ７ ６ ． ［ ４ ］ 刘 政崇 ． 高低速风洞气动 与结构设计 ［ Ｍ］ ． 北京 ： 国防工业
出 版社 ， ２ ０ ０ ３ ．
［ ５ ］ Ｍ ｉ ｋ ｈ ａ ｉ ｌ Ｍ Ｎ ． Ｏ ｐ ｔ ｉ ｍ ｕ ｍ Ｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ｏ ｆ Ｗｉ ｎ ｄ Ｔ ｕ ｎ ｎ ｄ Ｃ ｏ ｎ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ ｓ ［ Ｊ ］ ．
Ａ Ｉ Ａ Ａ ｉ ｏ ｕ ｒ ｎ ａ ｌ ， １ ９ ７ ９， １ ７ ： ４ ７ １ — ４ ７ ７ ．
图２ 双 三 次 曲线
计算 公式 如式 ２ ：
式 中， ｒ ０ 和ｒ ＋ 代表收缩段人 １ ： ３ 和出 Ｉ ： ３ 的半径值． ， Ｊ
轴对称收-扩喷管内外流场一体化数值模拟
轴对称收-扩喷管内外流场一体化数值模拟余铭;刘友宏【摘要】基于求解Navier-Stokes方程组对某航空发动机的轴对称固定几何收-扩喷管进行了六种工况的内外流场一体化数值模拟,计算出了喷管的流量系数和推力系数.结果表明,收-扩喷管超音速射流,在地面工况下表现为过膨胀特征,在高空不同工况下表现为欠膨胀特征,形成了复杂的激波系和膨胀波系.在欠膨胀状态,随着落压比的增大,喷管的流量系数无明显变化,但推力系数显著减小.另外,从理论解出发,计算了前面各种工况的喷管出口气动性能参数,并与数值模拟结果进行了对比分析,验证了数值模拟结果的可靠性.%Entity with a tunnel project, an integrated approach to the working principle and technical characteristics of TST geological prediction and LTD2100 ground penetrating radar system is described. The rationality of design and construction guidance and recommendations in the construction are given. Integrated tunnel geological prediction and efficient implementation of construction are provided a scientific basis.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2011(011)032【总页数】6页(P7979-7984)【关键词】超音速射流;轴对称收-扩喷管;数值模拟;推力系数;流量系数【作者】余铭;刘友宏【作者单位】北京航空航天大学能源动力工程学院,航空发动机气动热力国家级重点实验室,北京 100191;北京航空航天大学能源动力工程学院,航空发动机气动热力国家级重点实验室,北京 100191【正文语种】中文【中图分类】V231.3轴对称收-扩喷管的超音速射流一直是喷管技术研究中的一个热点。
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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【摘要】A contraction design was conducted for axis-symmetric nozzles in hypersonic wind tunnel.The influence of 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.%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入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Cresci和Sivells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.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2017(035)006【总页数】6页(P766-771)【关键词】高超声速风洞喷管;收缩段;AQA分段曲线;B样条函数【作者】胡振震;李震乾;陈爱国;石义雷【作者单位】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;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;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;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【正文语种】中文【中图分类】V211.7高超声速轴对称风洞喷管设计中(特别是出口Ma>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。
差异产生的原因最大可能来源是喷管的无黏型面设计。
无黏型面设计分收缩段和扩张段两部分。
扩张段常用较为严格的气动特征线方法设计，而收缩段常用光滑的数学函数构造，而非由气动理论严格导出[1]。
要研究喷管无黏型面设计是否理想，首先应开展收缩段设计研究。
收缩段的作用是提高试验段流场品质、降低试验段湍流度、提高速度均匀性和稳定性。
因此要求气流在收缩段内不能发生分离，在出口处流场具有较好的速度均匀性、较低的湍流度[2-5]。
从公开发表的文献看，收缩段设计关于高超声速喷管方面的研究相对较少，更多文献集中在研究低速风洞、水洞等低速不可压缩流动相关的设备上。
尽管在很多超声速喷管设计实践中也应用与低速喷管同类型的收缩曲线，但需要注意，在超声速喷管设计中应用的喉部声速线通常是弯曲的，而不是均匀直线。
收缩段的主要设计参数为收缩段长度、收缩比和收缩曲线类型。
长度和收缩比的选择需要综合考虑流场品质问题(如均匀性和避免分离等)和经济问题[5]。
收缩曲线常用类型包括：双三次曲线[6]、移轴或不移轴的维托辛斯基(简称维氏)曲线[5]、巴切勒曲线[7]、五次曲线[5]、优化的双三次曲线[8]、优化的五次曲线[9]、五次加锥形加五次(QCQ)分段曲线[10]等。
收缩曲线类型根据试验设备的流动要求进行选择，往往因试验设备和目标应用的不同而变化。
国内学者根据不同要求开展低速流动设备的喷管收缩段曲线类型研究[9-15]，表明在不同的应用中各曲线类型互有优劣。
对于超声速喷管的收缩段设计，易仕和等[5]根据经验提出了喉部型面曲率半径应该小于收缩段入口曲率半径等注意点。
AEDC的超声速喷管收缩段设计实践中也总结了7条设计规则。
Shope等人为了研究这7条规则是否完全必要，分析了基于sin函数、椭圆曲线构造的收缩段对于超声速喷管出口流场的影响，与采用QCQ分段曲线的基准状态进行了比较[1]。
结果表明当几何喉道处曲率半径连续时，收缩段上游的转折角变化、曲线曲率连续与否对喷管扩张段出口的流动均匀性影响不明显，而几何喉道处曲率半径不连续则显著影响喷管出口的流动。
在Shope的研究中仅考虑了几何喉道上游(收缩段出口)曲率半径小于喉道下游(扩张段入口)曲率半径时的喉道曲率不连续，而没有考虑大于的情况。
且因为构造的曲线曲率半径是连续变化的，与喉道跨声速近似解的曲率半径是固定值的假设不同，其中差异也需要进一步研究。
收缩段设计直接影响喉部跨声速解，也必将影响需利用喉部跨声速解的扩张段设计。
因此研究喷管收缩段设计还需要同时研究其对喉部跨声速流动和不同方法设计的扩张段流动的影响。
为研究喉道上游曲率半径对于喉部跨声速流动和喷管扩张段流动的影响考虑构造AQA分段曲线。
该曲线由圆弧加五次曲线加圆弧构成，因而在收缩段出入口具有固定的曲率半径，这与Kliegel等喉道跨声速近似解的假设一致。
AQA分段曲线表达式为：利用喉道上下游均采用圆弧(曲率固定)来考察喉道曲率半径连续(ρu=ρd)时的问题，其中ρd为喉道下游圆弧的曲率半径，取喉道曲率半径比ρd/rt=12进行考察。
取喉道上游圆弧段对应的角度为θ=5.73°、2.865°、0.573°时，利用数值模拟得到喉道马赫数等值线与采用跨声速近似解方法(分别计算Sauer、Hall、Kliegel三种方法)得到的喉部马赫数等值线比较如图1～图3所示。
θ=0.573°时，4种方法的声速线基本一致，往上游移动，Sauer方法的结果偏差变大，而Hall和Kliegel方法的结果与CFD结果基本一致(图1)。
当θ=2.865°时，声速线也基本一致，在喉道上游近似方法结果与CFD结果均存在偏差(图2)。
而当θ=0.573°时，近似解与CFD结果已无法比较，说明喉道上游的圆弧已经短得无法产生与近似解相近的流动(图3)。
上述结果表明：当喉道上下游曲率半径相等时(喉道曲率半径连续)，喉道上游的圆弧段需要有足够角度(即足够长度)才能确保喉部区域流动与喉部跨声速近似解接近。
因而当扩张段设计需要利用喉部跨声速近似解时，不仅需要喉道曲率半径连续，还需要在喉道上游一定长度内保证该曲率半径，若曲率半径变化太快，即便在喉道处曲率连续，也可能出现问题。
为研究喉道处曲率半径不连续的影响，对如下状态进行比较(扩张段固定，喉道下游曲率半径比取ρd/rt=12)，ρu/rt分别取3、6、12、18、36和12,θ取6°、3°、2°、1°，各状态的弧长相等。
不同状态的喉部和下游某处靠近壁面的马赫数等值线如图4、图5所示。
当收缩段出口(喉道上游)圆弧曲率半径增大，则声速点往前移动，反之则后移。
喉道上游曲率半径比为3、6、18、36的结果与曲率半径为12的结果在喉道上游区域差别均较大，而在下游区域曲率半径比为3、6结果的明显比曲率半径比为18、36的偏差大(图4)。
从扩张段的马赫数等值线比较看，曲率半径比为3、6的结果比曲率半径比为18、36的偏差大，且曲率半径比为3和36的结果分别比曲率半径比为6和18的偏差大(图5)。
上述结果表明：喉道曲率半径连续性越差导致偏差越大，且喉道上游曲率半径小于下游曲率半径的结果比之大于的情况明显偏差大，说明上游曲率半径偏小比偏大对流场的影响更明显。
采用Sivells方法设计了Ma=6的无粘喷管扩张段，喉道下游曲率半径比ρd/rt=12，转折角ω=8°，特征线计算过程中取泉流半径为1(图6为特征线网)，完成型面后放大到喉道半径rt=1。
设计了三条AQA分段曲线的收缩段进行比较，收缩段出口曲率半径ρu分别为3、12、36，数值模拟考虑总温600 K，总压1 MPa。
图7所示的喷管内马赫数等值线表明当喉道曲率半径不连续时，在不放大细节的情况下，看不出明显差别。
而图8给出了喷管出口马赫数比较，表明上游曲率半径为12(即喉道曲率半径连续)时，喷管出口除了上壁面附近区域马赫数与设计马赫数偏差达到最大0.2%外，其它区域偏差小于0.05%。
当喉道上游曲率半径为36时，马赫数偏差比曲率半径为12时略大但很接近。
而当喉道上游曲率半径为3时，马赫数偏差增大，除上壁面附近区域外马赫数偏差从0.05%增大到0.1%。
表明喉道曲率半径不连续性使得喷管实际无粘流场(利用数值模拟结果替代分析)与设计流场偏差变大，而且喉道上游曲率半径偏小比偏大影响更显著。
一些常用曲线如双三次曲线的收缩段出口曲率半径无穷大，所以无法与下游型面曲率连续。
而维氏移轴曲线，当收缩段长度和收缩比确定后形状即确定，出入口的曲率半径可以通过移轴调整。
移轴量rh增大，则入口曲率半径增大，出口曲率半径减小，但其最大出口曲率半径是确定的。
为了方便讨论，本节将构造两种曲率半径变化且任意可调的收缩曲线，分别基于三角函数加双曲函数、B-样条函数[16-17]构造。
曲线表达式为：构造思路是利用sin函数使出入口处的斜率为0，利用tanh函数方便地调整曲线收缩的剧烈程度。