二维超音速喷管型线设计仿真研究_刘晓东
超声速型面可控喷管设计方法
超声速型面可控喷管设计方法赵一龙;赵玉新;王振国;易仕和【摘要】提出了基于B-Spline曲线和特征线方法的超声速型面可控喷管设计方法,通过设置喷管轴向马赫数分布可以灵活地调整喷管的型面形状.数值验证结果表明,该方法不仅可以设计出高品质的喷管出口流场,而且能够实现喷管型面的灵活调整,可以获得长度与最短长度喷管一致,但流场品质更优的喷管.%A designing method of supersonic nozzle with controllable contour based on B-Spline curve and characteristic line algorithm is proposed. The contour of the nozzle was adjusted by assigning the distribution of Mach number on the nozzle ' s axis. The reliability of the designing method was validated by numerical simulation, which shows that the outflow of the nozzle with high quality can be produced and the contour can be adjusted freely. The result also shows that the nozzle designed by the proposed method can produce better flow than the minimal length nozzle ( MLN) with the same length.【期刊名称】《国防科技大学学报》【年(卷),期】2012(034)005【总页数】4页(P1-4)【关键词】超声速;喷管设计;B-Spline曲线;特征线方法【作者】赵一龙;赵玉新;王振国;易仕和【作者单位】国防科技大学航天与材料工程学院,湖南长沙 410073;国防科技大学航天与材料工程学院,湖南长沙 410073;国防科技大学航天与材料工程学院,湖南长沙 410073;国防科技大学航天与材料工程学院,湖南长沙 410073【正文语种】中文【中图分类】V434.1喷管是超声速风洞的核心部件，一般为对称构型，由收敛段(亚声速段)和膨胀段(超声速段)组成。
气流清扫的超音速喷管气动设计及其性能的对比分析
装备环境工程第20卷第8期·90·EQUIPMENT ENVIRONMENTAL ENGINEERING2023年8月重大工程装备气流清扫的超音速喷管气动设计及其性能的对比分析赵宏星1，卢耀辉1，王北昆1，唐波1，罗银生2，陈德君2，毛荣生2（1.西南交通大学 机械工程学院，成都 610031；2.唐山百川智能机器股份有限公司，河北 唐山 063000）摘要：目的提出使用拉瓦尔喷管产生高速气流清扫固体表面附着的水膜。
方法设计中心轴对称锥形喷管（Taper-A）、中心轴对称Sivell法喷管（Sivell-A）、中心轴对称短化喷管（MLN-A）和二维锥形型线喷管（Taper-2D），建立包括外流场的LES数值仿真模型，并进行仿真，分析研究外流场结构，并基于韦伯数判据，分析超音速喷管的清扫性能。
结果喷管短化设计方法可以将喷管长度缩短50%。
外流场速度呈波动衰减趋势，特征线法喷管的气流膨胀更充分。
缩短喷管长度会减小内流场的附面层厚度，因此MLN-A在速度波动中的能量耗散较少；喷管过长也会降低清扫性能，MLN-A和Taper-2D在x L>2区域的最大等效水膜厚度小于0.2 μm，但MLN-A有效清扫面积比Taper-A的喷管提高15%以上，清扫性能最优。
结论喷管短化设计方法可以有效缩短喷管。
喷管结构对清扫性能影响较大。
MLN-A喷管的清扫性能最优。
关键词：超音速喷管；气动设计；大涡模拟；外流场；清扫性能中图分类号：U270.1+1 文献标识码：A 文章编号：1672-9242(2023)08-0090-08DOI：10.7643/ issn.1672-9242.2023.08.012Aerodynamic Design and Performance Comparison of SupersonicNozzle Using Airflow SweepingZHAO Hong-xing1, LU Yao-hui1, WANG Bei-kun1, TANG Bo1, LUO Yin-sheng2, CHEN De-jun2, MAO Rong-sheng2(1. School of Mechanical Engineering, Southwest Jiaotong University, Chengdu 610031, China;2. Tangshan Baichuan Intelligent Machine Co., Ltd., Hebei Tangshan 063000, Chin)ABSTRACT: It is proposed to use a Laval nozzle to generate high-speed airflow to clean the water film attached to the solid surface. A central axisymmetric conical nozzle (Taper-A), a central axisymmetric Sivell nozzle (Sivell-A), a central axisymmet-ric minimum length nozzle (MLN-A), and a two-dimensional conical nozzle (Taper-2D) were designed. An LES numerical收稿日期：2023-03-27；修订日期：2023-05-09Received：2023-03-27；Revised：2023-05-09基金项目：四川省科技计划项目（2022YFG0251）Fund：Sichuan Science and Technology Programme (2022YFG0251)作者简介：赵宏星（1998—），男，硕士研究生，主要研究方向为空气动力学。
高超声速二维前体／进气道一体化优化设计研究
Ａｂ ｔ ｃ ： ｙ ｔ ｅ ｒｔ ｎ ｌｓ ｄ ｎ ｍ ｒ ａ ｃ ｃ ｌｔ ｎ ，ａ ｐ ｉ ｍ ｅ ｉ ｅｈ ｄ ｆｒｈ ｐ ｒｏ ｉ ｉ ｓ ａ ｔ Ｂ ｈ ｏｅ ｉ ａ ａｙ ｉ ａ ｕ ｅ ｃ ｌ ａ ｕ ａｉ ｒ ｃ ｓｎ ｉ ｌ ｏ ｌｏｔ ｌ ｍｕ ｄ ｓ ｎ ｍ ｔｏ ｏ ｙ ｅｓ ｎ ｃ ｔ ｄ － ｇ ｗｏ ｍｅ ｓ ｎ ｏｅ ｏ ｙ，ｃ ｗ ｎ ｎ ｅ ｆ ｈ ｌ ｔｉ ｆ ｕ ｅ ｕ ａ ｅ ｎ ｔ ｅ ｈｇ ｅ ｔｔｔ ｒ￣ｕ ｃ ｖ ｒ ｄ ｎ ｉ ａ ｆｒｂ ｄ ｏｌ ｏ ｌ ｄ ｉ ｎ ｒ ｅ ｉ ｅ ｇ ｒｄ ｏ ｔ ｓ ｄ ｏ ｉ ｓ ｏａ ｐ ａ ｏ ｔ ｎ ｓｉ ｂ ｈ ｈ ｌ ｅ ｒ ｒ ｏ ｅｙ ａ ｅ ｅ ｎ ｃ ｎ ｉｅ ｎ ｅ ｌ ｏｃ ｄ ｔｅ ｄ ａ ｏｃ ． Ｉ ｌ ｅ ｅ ｎ ｔ ｔ ｔｅ ａ ｖ ｔ ｅ ．ｈ ｅ ｉ ｓ ｃ ｍｐ ｒｄ ｏ ｓ ｒ ｇ ｔ ｉ ｆｒｅ ａ ｈ ｒｇ ｆｒｅ ｎ ｏｄ ｒ ｔ ｄ ｍｏ ｓｒ ｅ ｈ ｄ ａ ａ ｓ ｔ ｅ ｄ ｓ ｄｉ ｈ ｔ ｆ ｎ ｏ ａ ｎ ｇ ｎ ｇ ｉ ｏ ａｅ ｗ ｔ ｈ ｒ ｅ ｗ ｄ ｅ ｅ ｔｒａ ｏ ｒｓ ｉ ｆｅ ｕ ｈ ｃ ａ ｅ ｉ ｔｎ ｉ ｄ ｔｅ ｐａ ｅ ｃ ｗ ．Ｔ ｅ ｃ ｌｕａｉｎ ｉ ｔｅ ｔｅ ｅ ｇ ｘｅ ｎ ｃ ｍｐ ｅ ｓ ｎ ｏ ｑ ａ ｓ ｏ ｋ ｗ ｖ ｎｅ ｓｔ ａ ｌ ｏ １ ｈ ａ ｃ ｌｔ ｓ ｈ ｈ ｌ ｏ ｌ ｙｎ ｈ ｎ ｏ
毕业论文-喷管设计
本科毕业设计论文题目 ____喷射清洗喷枪设计研究__________专业名称____飞行器设计与工程________学生姓名________刘操______________指导教师_______席德科_______________毕业时间_____2006年7月_____________毕业任务书一题目喷射清洗喷枪设计研究二指导思想和目的要求通过本论文工作，使学生对所学的基础理论和专业知识得到巩固和提高，了解、熟悉喷射清洗喷枪的理论、工作原理、功能作用以及设计方法，并进行实际设计，从而培养学生的设计能力、独立工作能力以及科研能力,使学生的专业业务素质得到提高。
三主要技术指标1 熟悉喷射清洗喷枪设计计算程序，并进行算例设计。
2 熟悉、掌握Fluent软件使用方法，并使用该软件对所设计的喷枪进行数值模拟。
四进度和要求1 查阅、熟悉相关文献资料，并英译汉翻译相关资料（约15000字符）。
2周2 熟悉、掌握喷射清洗喷枪设计理论、方法，并熟悉计算程序。
3周3 熟悉、掌握Fluent软件，并用该软件对所设计的喷头进行数值模拟。
3周4 编写、完成论文。
3周5 答辩准备。
1周五主要参考书及参考资料[1] 杨林，唐川林，张凤华，高压水射流技术的发展及应用，洗净技术，2004，2（1）：9～14.[2] 卢晓江，何迎春，赖维，高压水射流清洗技术及应用, 化学工业出版社，NO.1,2006.[3] 薛胜雄，高压水射流清洗技术及应用，化学工业出版社.[4] 韩占忠，王敬，兰小，FLUENT流体工程仿真计算实例与应用，北京理工大学出版社.[5] 李玉柱，苑明顺，流体力学，高等教育出版社.[6] 沈忠厚著，水射流理论与技术，北京：石油大学出版社，1998.[7] 阿勃拉莫维奇，实用气体动力学，梁秀彦译，北京:高等教育出版社,1995.[8] 徐华舫，空气动力学基础，北京：国防工业出版社.[9] (英)罗姆﹒哈姆著，伟大的科学实验，廖启端译，北京：科学普及出版社，1985.[10] Reshhoto,E.,Tucher,M.:Approximate Calculation of Compressible Bonudrary-Layer With Heat Transfer and Arbitrary Pressure Gradient,NACA TN 4.学生__刘操______ 指导教师___________ 系主任___________目录摘要--------------------------------------------------------------------------1 ABSTRACT------------------------------------------------------------------------2 第1章绪论---------------------------------------------------------------------31.1 研究的目的和意义--------------------------------------------------------31.2 喷射清洗喷枪的研究现状--------------------------------------------------31.3 本论文主要工作----------------------------------------------------------4 第2章两种工业物理清洗简介及机理-----------------------------------------------52.1 干冰清洗----------------------------------------------------------------52.2 高压水射流清洗----------------------------------------------------------6 第3章喷管设计理论-------------------------------------------------------------93.1 基本理论----------------------------------------------------------------93.2 收缩段设计--------------------------------------------------------------93.3 扩张段设计-------------------------------------------------------------103.4 特征线法简述-----------------------------------------------------------133.5 喷管型线的确定及附面层修正---------------------------------------------143.6 小结-------------------------------------------------------------------15 第4章喷管设计程序介绍及算例设计----------------------------------------------163.1 喷管设计程序-----------------------------------------------------------163.2 算例设计---------------------------------------------------------------17 第5章数值模拟----------------------------------------------------------------185.1 Fluent软件简介--------------------------------------------------------185.2 用Gambit建立模型------------------------------------------------------205.3 用Fluent软件进行数值模拟----------------------------------------------22 第6章结果分析---------------------------------------------------------------23 致谢----------------------------------------------------------------------------24 参考文献------------------------------------------------------------------------25 附录1：扩张段计算程序-----------------------------------------------------------26 附录2：收缩段计算程序-----------------------------------------------------------48 附录3：后处理程序---------------------------------------------------------------52 附录4：数值模拟结果-------------------------------------------------------------53 附录 5：程序计算结果-------------------------------------------------------------54摘要本论文旨在对喷射清洗喷枪进行设计研究。
二维超音速喷管型线设计仿真研究_刘晓东
口截面流场均匀性逐步降低；继续增加膨胀角，
使得超音速喷管膨胀加速过程更加剧烈，此时
喷管中心区域马赫数凸起形式更加明显，壁面
附近马赫数降低幅度增大，最小马赫数减小至
图5
膨胀角θ对膨胀段型线及性能的影响图
图 5 给出三个膨胀角（3.5°，4.5°，5.5°）对膨
of
了设计，得到了满意的流场分布；王海
长度。结果表明，收
supersonic nozzle expansion is designed
涛、席德科[2]等人针对气流粉碎机上超音
缩段型线选用双三次
with
速喷管的使用特点，根据超音速风洞喷
characteristics
analytical
comparing
Design and Numerical Simulation on
3.5°.
the
Key
Two-Dimensional
Supersonic
words:
two-dimension
Abstract
nozzle;
■ 摘 要 ：采用计算软
Nozzle Profile
characteristics theory; numerical simulation
进口工作总压 200kPa，工作总温 373.15K，喷管出
口即试验段进口最大马赫数 Ma=1.4。采用上述
方法进行超音二维喷管的型线设计，利用 Gambit
完成计算网格划分，并采用 Fluent 计算软件对设
计结果进行检验，研究不同设计方法、设计参数
对喷管型线及内部流场的影响，以实现超音速喷
管的优化设计。
非对称突扩通道流动特性的数值模拟
非对称突扩通道流动特性的数值模拟刘圣琬;李春光;吕岁菊【摘要】Two-dimensional steady laminar flow model is setup to simulate the flow in an unsymmetrical sudden expansion channel.The finite volume method,which is a high performance conservation method,is used to complete discretion of the control equations,and absolute stability of mixed format is selected.The SIMPLE algorithm based on staggered grid is used for flow field numerical computation,and formation variation law of back-flow area is found.Research shows that the flow in an unsymmetrical sudden expansion channel is influenced by Reynolds number and geometrical shape.%针对非对称突扩通道的流动,建立了平面二维不可压稳态层流数学模型,采用守恒性能高的有限体积法对控制方程进行离散,并选用绝对稳定的混合格式,利用交错网格下的SIMPLE算法进行流场数值计算,得到了回流区形态的变化规律.研究表明,非对称突扩通道流动受雷诺数和几何形状的影响.【期刊名称】《宁夏工程技术》【年(卷),期】2012(011)002【总页数】4页(P151-153,157)【关键词】非对称突扩;数值模拟;有限体积法;流线【作者】刘圣琬;李春光;吕岁菊【作者单位】宁夏水利水电勘测设计研究院有限公司,宁夏银川750004;北方民族大学数值计算与工程应用研究所,宁夏银川750021;北方民族大学数值计算与工程应用研究所,宁夏银川750021【正文语种】中文【中图分类】TV131.21实际工程中边界突然扩大的流动是一种常见的流动现象，例如，流过丁坝、港口、压力泻水洞平板闸门及其他水工建筑物的水流，突然扩大的管道流动等等.当流体进入突然扩大的结构处时会发生边界层分离现象[1]，此时在突扩结构处产生流体空白区，一部分流体会倒流回来填充空白区，这样在突扩通道内产生流向相反的两种流体，即而形成旋涡.在旋涡处会出现压力下降和能量损失现象，局部区域可能产生旋涡空化，造成两侧边墙严重的空蚀破坏，以致突然坍塌[2].目前，一些学者对对称突扩通道的流动进行了研究[2-3]，而对于非对称突扩通道流动的研究较少.本文对非对称突扩通道流动进行了数值模拟，研究了旋涡随雷诺数、偏心度和突扩比三者的变化规律.1 数学模型及数值方法1.1 数学模型本模型为平面二维非对称突扩区域不可压稳态层流模型，如图1所示.平均速度为u0的来流在一个较细的通道内经充分发展后，流入一个较粗的通道（左边比右边窄），其上下游通道都足够长，以使来流和出口处的流动都得到充分发展.引入突扩比E=D/d，偏心度N=s/D和雷诺数Re=u0d/ν(ν为运动黏度).E和N决定突扩管形状，Re决定流态.其流动控制方程为[4]图1 非对称突扩通道流动的物理模型式中：ρ为密度；u和v为速度矢量在x和y方向的分量；P为压强.其边界条件为[5]式中：u和v为速度矢量在x和y方向的分量.1.2 数值方法本文采用守恒性能高的有限体积法对控制方程进行离散，对流项选用绝对稳定的混合格式（当|Pe|<2时，使用具有二阶精度的中心差分格式；当|Pe|≥2时，使用具有一阶精度但考虑流动方向的一阶迎风格式），扩散项选用中心差分格式，利用交错网格下的SIMPLE算法进行流场数值计算，详细参见文献[6-7].2 计算结果及分析本文分别对3类工况进行了数值模拟，得到了回流区的形态随雷诺数、偏心度和突扩比三者的变化规律.2.1 回流区形态随雷诺数的变化规律取E=2.5，N=0.1，Re=50~550，所得的流线图如图2所示，回流区相对长度如表1所示.图3~4分别为图2a左突扩边回流区局部速度矢量图和流线图.图2 不同雷诺数下的流线图图3 回流区局部速度矢量图表1 不同雷诺数下回流区的长度注：Ll（或Lr）为左（或右）突扩边所有旋涡下端到进口距离的最大值，即回流区长度（表2、表3中注释相同）.Re比值550 11.40 8.95 Ll/D Lr/D 50 0.73 1.72 100 1.01 2.75 150 4.52 3.13 162 4.78 3.10 200 4.71 2.55 225 4.60 6.05 350 4.35 7.72 500 10.27 8.90图4 回流区局部流线图为了描述方便，现引入上涡、下涡和双心窝3个概念.其中上涡是上端在入口处的单心涡，其形态为锥状；下涡是上端不在入口处的单心涡，其形态为盘状；双心涡是内部套有两小涡的旋涡，其形态为勺状或眼镜状.回流区流线为螺线型.在窄突扩边，Re=50~100时，只有一个上涡；Re=150~162时，有一个上涡和一个下涡；Re=200~550时，有一个勺状双心涡.在宽突扩边，Re=50~200时，有一个上涡；Re=225~350时，有一个上涡和一个下涡；Re=500~550时，有一个眼镜状双心涡.当Re=50~100或Re=225~350时，窄突扩边的回流区长度比宽突扩边小；当Re=150~200或Re=500~550时，宽突扩边的回流区长度比窄突扩边小.2.2 回流区形态随偏心度的变化规律取E=2.5，Re=200，N=0~0.30，所得流线图如图5所示，回流区相对长度如表2所示.N=0时为对称突扩通道，两侧涡对称；N≠0时为非对称突扩通道，两侧涡不对称. 在窄突扩边，N=0时，有一个上涡；N=0.06~0.10时，有一个双心涡；N=0.14~0.22时，有一个上涡和一个下涡；N=0.26~0.30时，有一个下涡.在宽突扩边只有一个上涡.图5 不同偏心度下的流线图表2 不同偏心度下回流区的长度比值N 0 Lt/D Lr/D 5.22 5.22 0.02 5.10 5.40 0.06 5.11 2.98 0.1 5.16 2.90 0.14 5.13 2.91 0.18 5.12 2.99 0.22 5.29 3.35 0.26 5.69 4.12 0.3 5.76 5.31当N=0.02时，窄突扩边的回流区长度比宽突扩边小；当N=0.06~0.30时，宽突扩边的回流区长度比窄突扩边小.2.3 回流区形态随突扩比的变化规律取 Re=200，N=0.1，E=1.7~3.6，所得流线图如图6所示，回流区相对长度如表3所示.图6 不同突扩比下的流线图表3 不同突扩比下回流区的长度E比值Ll/D Lr/D 1.7 0.47 2.45 1.8 0.69 2.83 1.9 3.42 3.17 2.1 4.53 3.18 2.3 5.01 3.03 2.5 5.16 2.90 2.8 4.30 6.03 3.1 3.97 6.44 3.6 4.17 6.84在窄突扩边，E=1.7~1.8时，只有一个上涡；E=1.9~2.1时，有一个上涡和一个下涡；E=2.3~3.6时，有一个勺状双心涡.在宽突扩边，E=1.7~2.5时，只有一个上涡；E=2.8时，有一个上涡和一个下涡；E=3.1~3.6时，有一个眼镜状双心涡. 当E=1.7~1.8或E=2.8~3.6时，窄突扩边的回流区长度比宽突扩边小；当E=1.9~2.5时，宽突扩边的回流区长度比窄突扩边小.3 结论本文用有限体积法对非对称突扩流动进行了数值模拟，所得的结果符合物理规律[8].非对称突扩通道回流区流线为螺线型，其形态有：一个上涡、一个下涡、一个上涡和一个下涡、一个双心涡（在窄突扩边为勺状，在宽突扩边为眼镜状）.回流区的形态随雷诺数、偏心度和突扩比三者的变化而变化.主要结论如下：(1)回流区形态随雷诺数的变化规律.在窄（或宽）突扩边随着雷诺数的增大，回流区形态变化规律：一个上涡、一个上涡和一个下涡、一个双心涡.相同性质转折点的雷诺数窄突扩边小于宽突扩边.随着雷诺数的增大，宽突扩边与窄突扩边回流区长度的相对大小交替变化.(2)回流区形态随偏心度的变化规律.在宽突扩边只有一个上涡.在窄突扩边随着偏心度的增大，回流区形态变化规律：一个上涡、一个双心涡、一个上涡和一个下涡、一个下涡.随着偏心度的增大，宽突扩边与窄突扩边回流区长度的相对大小交替变化.(3)回流区形态随突扩比的变化规律.在窄（或宽）突扩边随着突扩比的增大，回流区形态变化规律：一个上涡、一个上涡和一个下涡、一个双心涡.相同性质转折点的突扩比窄突扩边小于宽突扩边.随着突扩比的增大，宽突扩边与窄突扩边回流区长度的相对大小交替变化.【相关文献】[1] 谢振华，宋存义.工程流体力学[M].北京：冶金工业出版社，2007：86-87.[2] 支道枢，哈焕文,张健.管道突扩水流流场的数值模拟[J].水利学报,1986(11)：43-50.[3] 王小华，鞠硕华,朱文芳.突扩管流的数值模拟[J].低温建筑技术,2003(1)：59-60.[4]VERSTEEG H K,MALALASEKERA W.An introduction to computational fluid dynamics:The finite volume method[M].New York:Wiley,1995:10-40.[5]王福军.计算流体力学分析——CFD软件原理与应用[M].北京：清华大学出版社，2004:145.[6] 陶文铨.数值传热学[M].2版.西安：西安交通大学出版社，2001：136-298.[7] 帕坦卡S V.传热与流体流动的数值计算[M].北京：科学出版社，1980：130-151.[8] 李炜，徐孝平.水力学[M].武汉：武汉水利电力大学出版社，2000：128-132.。
超音速风洞喷管壁面型线设计的特征线法
超音速风洞喷管壁面型线设计的特征线法
曾军
【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》
【年(卷),期】1989(000)004
【摘要】本文采用索尔（sauer)法分析了二维喷管喉道区流场，得到了一条合理的初值线。
在由特征线法确定初始膨胀区后，根据质量平衡的概念设计超音速风洞喷管壁面型线。
本方法可供超音速风洞喷管壁面型线设计时参考。
【总页数】1页(P19)
【作者】曾军
【作者单位】航空航天部624所六室
【正文语种】中文
【中图分类】V211.74
【相关文献】
1.超音速校准风洞中的喷管设计 [J], 荆卓寅;赵俭;李海燕
2.超音速进气道风洞多支点半柔壁喷管的设计 [J], 蔡志泉
3.二维超音速喷管型线设计仿真研究 [J], 刘晓东;高丽敏;李永增
4.高超声速风洞喷管型线设计 [J], 陈威男;徐林
5.跨超音速风洞喷管段柔壁新型充气密封围带研制 [J], 唐淋伟;马东平;于凤举;丁寿和;任国柱;尹永涛
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用于气流粉碎机的超音速喷管设计研究
1. 5 1. 49
2 1. 74
2. 5 2. 40
3 3. 56
压力比
2 收缩段设计
亚音速收缩段是将稳定段来的气流均匀加速至 音速。 根据超音速喷管的设计要求, 到达喉部的高速 流必须是均匀的。 经验证明, 如果稳定段来流是均匀 的, 只要稳定段相对于喉部的截面积收缩比足够大, 用一条光滑连续有渐变的曲线就能基本满足要求。 收缩段如图 1 所示, 进口处面积为 A 1 , 马赫数
2
1 (Χ - 1)
( 4)
a 3 为喉道音速, 利用参考长度 r3 , 参考速度 a 3 进行无因次化
r V Χ+ 1 3 = R 3 = W 给定 Α= Χ- 1 r a
各 点的 R 值, 进而可求出 B A 线上各点坐标及相应 点气流参数。 轴线上原点至 B 点的速度分布由 ( 5) 式给出, 而 C 点的马赫数是设计马赫数。 那么, 若假定, B 点 和 C 点的速度分布满足一个三次式 θ θ2 θ3 ( 8) W = a 0 + a 1x + a 2x + a 3x
α
收稿日期: 2003202220 作者简介: 王海涛 ( 1978- ) , 西北工业大学硕士生, 主要从事流体机械工程的研究。
・1 5 8 ・
西 北 工 业 大 学 学 报
第 22 卷
为M 1; 出口处喉部面积为A 3 , 马赫数为 1。 收缩段长 为 L , x 从 0 到 1, 表示从进口开始的相对距离。 设沿 dM 轴向的马赫数梯度为 = K sin 2 Π x。 当x = 0和x dx dM = 1 时, = 0。 表示气流在收缩段进出口处的加 dx 速度为零。 K 为系数, 其值取决于气流经过收缩段 的马赫数增量。 积分上式得
高超声速风洞喷管型线设计
高超声速风洞喷管型线设计
陈威男;徐林
【期刊名称】《应用能源技术》
【年(卷),期】2018(000)007
【摘要】高超声速飞行器在空间探索和国防领域受到了越来越广泛的关注.高超声速风洞是进行高超声速飞行器空气动力推进性能实验的关键设备,而喷管型线决定了实验区域流场的品质,是整个风洞系统中最关键的部件之一.文中详细论述了高超声速风洞喷管的型线设计方法,收缩段的型线设计采用维托辛斯基经验公式法,膨胀段型线的设计采用基于特征线法的Sivells法,附面层修正采用线性修正法.利用MATLAB编程求解喷管膨胀段型线坐标时,将普朗特-麦耶角的反演公式应用于求特征线网格节点的马赫数,大大加快了设计收敛进程.最后用模拟仿真计算得到整个计算域内的马赫数分布,结果良好,喷管出口截面核心区内马赫数分布符合设计值并且分布均匀,认为本次设计结果能够满足相关要求.
【总页数】4页(P1-4)
【作者】陈威男;徐林
【作者单位】华中科技大学中欧清洁与可再生能源学院,武汉430070;华中科技大学能源与动力工程学院,武汉430070
【正文语种】中文
【中图分类】V231.3
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3.高超声速风洞喷管的变比热设计 [J], 王新月;王彦青;李记东
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5.高超声速风洞马赫数4.5喷管研制与应用 [J], 黄飓;杨永能;刘奇;杨海滨;张伟因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
二维超声速普朗特-迈耶系数波流场的数值解
课程设计题目：二维超声速普朗特-迈耶系数波流场的数值解学院：飞行器工程学院专业名称：飞行器设计与工程班级学号： 07034211学生姓名：李桂平指导教师：刘勇二O一O年十一月第一部分1．物理问题简介：普朗特——迈耶稀疏波的解析解图-1中，超声速流围绕着一个尖的扩张角膨胀，无数个无限弱的马赫波组成了稀疏波，在尖角处展开成扇形。
扇形稀疏波的波头与來流方向的夹角1，而2是其波尾与下游方向的夹角。
1和2称为马赫角，定义为：和Ma1和Ma2分别为上下游的马赫数。
通过稀疏波的流动是等熵流动。
当流体通过稀疏波后，马赫数增加，压力、温度和密度降低；图-1中标明了这些变化趋势。
在中心稀疏波前的流动是均匀的，马赫数为Ma1，而且流动平行与波前的壁面。
稀疏波后的流动是均匀的，马赫数为Ma2，并且平行于下游的壁面。
在稀疏波内，流动参数光滑变化，流线弯曲，如图-1所示。
稀疏波内的流动是二维的，唯一的例外是折角的定点，它是一个奇点，壁面流线的方向在此处有一个突然的变化，而且此处的流动参数也是不连续的。
这个奇点对流动的数值解会产生影响。
给定超声速来流条件和拐角处的偏转角，下游参数是唯一确定的。
对于完全气体，在稀疏波后的流动有精确的解析解，下面给出这个解。
流过中心稀疏波的流动，其解析解取决于简单的关系式……1 式中，f是普朗特——迈耶函数；是流动偏转角。
对于完全气体，普朗特——迈耶函数是Ma和γ的函数，定义为……2 解析解中如下依次得到。
对给定的Ma1，从式(2)计算函数f1。
然后，对给定的偏转角θ，从式(1)得到f2。
用这样得到f2的值，通过求解式(2)求出Ma2。
式(2)是关于Ma2的隐式关系式，需要用试凑法求解。
波后的压力温度和密度都可以由等熵流动关系式： (3) (4)和状态方程： (5)得到。
借助是式(1)～式(5)，中心稀疏波后的流动就完全确定了。
2.问题的提法考虑图-2所示的物理平面。
来流马赫数为2，来流的压力、密度、温度分别为：1.01x105N/m2、1.23kg/m3、286.1K。
二维弹道修正弹气动特性与稳定性仿真
二维弹道修正弹气动特性与稳定性仿真
张通;刘秋生;赵晓利
【期刊名称】《指挥控制与仿真》
【年(卷),期】2015(000)002
【摘要】在某型迫击炮无控弹结构基础上，将其引信改为固定鸭舵修正引信，采取直接利用原有尾翼结构、加大翼片面积和减少翼片数量三种尾翼设计形式，分别构建3个弹体模型，运用CFD计算软件对3种弹体模型的阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数变化规律进行仿真，得到具有一定修正能力且满足全弹道飞行稳定性要求的弹体模型方案，其仿真结论可为尾翼稳定迫击炮二维弹道修正弹的研究提供参考。
【总页数】5页(P107-110,115)
【作者】张通;刘秋生;赵晓利
【作者单位】军械工程学院，河北石家庄 050003;军械工程学院，河北石家庄050003;军械工程学院，河北石家庄 050003
【正文语种】中文
【中图分类】TJ760.1;E917
【相关文献】
1.二维弹道修正弹鸭舵修正机构气动特性研究 [J], 张嘉易;王广;郝永平
2.固定翼二维弹道修正弹气动特性分析 [J], 郝永平;孟庆宇;张嘉易
3.旋转控制固定鸭舵二维弹道修正弹气动特性 [J], 吴萍;陈少松;杨晋伟;谭献忠;杜
学伟
4.二维弹道修正弹静态侧向气动特性仿真研究 [J], 钟阳;王良明;安亮亮
5.二维弹道修正弹修正机构气动特性研究 [J], 张德键;张健;焦志刚;倪庆杰
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固体火箭发动机燃烧室层流流场的数值模拟
固体火箭发动机燃烧室层流流场的数值模拟
王栋;武晓松
【期刊名称】《南京理工大学学报：社会科学版》
【年(卷),期】1997(000)006
【摘要】该文发展了一种在任意曲线坐标系上求解层流Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程的数值方法，该算法以ＳＩＭＰＬＥ为基础，采用了非交错网格，因而对原始算法中的压力修正方程进行了改进。
用准定常方法数值模拟了固体火箭发动机燃烧室内的二维轴对称流场，计算结果能够反映流场内的旋涡与各参数的分布。
计算表明，压力与速度等参数的分布明显受旋涡存在的影响，比传统的一维流场复杂得多。
【总页数】4页(P5-8)
【作者】王栋;武晓松
【作者单位】南京理工大学机械学院
【正文语种】中文
【中图分类】V430
【相关文献】
1.旋转固体火箭发动机燃烧室内流场分析解 [J], 刘平安;王革;郜冶
2.固体火箭发动机燃烧室喷管统一流场计算 [J], 向红军;方国尧;崔济亚
3.一种固体火箭发动机燃烧室内流场的仿真研究 [J], 蔡则苏;洪炳镕;蒋少松;高薇薇
4.固体火箭发动机燃烧室层流流场的数值模拟 [J], 王栋;武晓松
5.固体火箭发动机燃烧室三维流场数值模拟 [J], 蔡国飙;王慧玉
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的主要部分；同样因双三次收缩段曲线变化平
缓的几何特点，使其获得了最优的气流品质。
综上所述，收缩段长度的增加对出口截面
均匀度及总压恢复系数均是有利的，同时考虑
实验室建造条件及初次建造成本，收缩段设计
图6
方 法 选 择 双 三 次 收 缩 段 曲 线 ，长 度 选 定 为
型线设计完成后，考虑附面层沿流程的堵塞
效应，对喷管型线进行位移附面层修正，最终得
到喷管实际型线。
2
0.15m、L2=0.25m、L3=0.35m、L4=0.5m 四组，研究最
佳收缩段设计方法与最佳收缩段长度。
计算表明所有设计结果在收缩段出口均达
到了音速。不同收缩段型线在四组长度下出口
影响参数分析
某超音风洞设计要求有：最大流量 10.5kg/s，
马赫数。
收缩比，而双三次曲线与五次曲线由于整体型线
变化平缓，可较好控制气流加速，对于获得损失
较小的均匀流场非常有利。
喷管的膨胀段由初始段 BC 与终止段 CD 构
成。初始段 BC 主要作用是将喉部 B-B 截面处达
到音速的均匀来流逐渐过渡到超音速泉流（流动
源点位于喷管轴线上，以源点为中心，通过 C 点
膨胀角θ对出口马赫数分布的影响图
0.35m。结果与文献[13-14]中经验公式计算得
图 6 给出了不同膨胀角θ下出口截面马赫数
到的喷管长度 0.25m 有所不同。显然，数值模拟
沿 Y 方向分布。由图 6 可知，出口截面马赫数分
研究比经验公式能较准确预估收缩型喷管的长
布均表现为凸起的二次抛物线特征，中间区域
在收缩段进出口处的变化更加平缓；双三次曲线
通过收缩段 AB 均匀加速，在喷管喉部 B-B 截面
由两段三次曲线组成，因此改变前后两段连接点
位置达到音速；随后在膨胀段 BD 中继续加速膨
的相对坐标可得到不同双三次型线。综合来看，
胀，至试验段 DE 的进口截面 D-D 达到设计要求
不同收缩段型线的控制参数均为收缩段长度与
和附面层修正的理论提出了一种实用的
求马赫数，并获得了
三元轴对称超音速喷管的设计方法；陈
较好的气流品质。
鑫、钟兢军[3]等人在矩形叶栅风洞设计过
■关键词：二维喷管；
程中，分析了不同收缩段及不同长度的
特征线理论；数值仿
流场分李记东[4]通过求解特
*基金项目：西北工业大学基础研究基金（JC201141）；新世纪优秀人才支持计划（NCET-10-0078）
于获得均匀流场。
图 4 为不同设计方法出口截面总压恢复系
用 S-A 模型，根据风洞实验要求进口设定为压力
进口边界，出口边界给定初始压力。在实际计算
过程中，给定的静压值只用于亚音速流动，当地
流动转变为超音速时，出口流场参数从计算域内
流场外插得到。以质量残差达到 10-5 和进出口
流量相等为计算收敛的判定条件。
胀段型线与性能的影响。当出口截面马赫数给
定时，随着膨胀角θ的增加，超音速喷管的膨胀
能力增强，使得超音速喷管长度逐渐减小。
口截面流场均匀性逐渐恶化，膨胀角为 3.5°时，
获得了最优的均匀流场。
3
三维喷管流场验证
根据上述影响因素研究，并根据实验室设计
膨胀角θ增加，超音速喷管膨胀加速引起的
条件，最终超音速喷管设计方案如下：喷管横截
1
基本结构与设计方法
在所有的风洞试验中，喷管是保证实验段获
得设计马赫数均匀流场的重要部件，其作用在于
使气流加速膨胀。对于喷管的设计应该在达到
图2
不同设计方法收缩段型线比较图
设计马赫数的条件下，内部流动不出现剧烈分
由图 2 可见，在收缩段长度与面积比（即收
离，即总压恢复系数高，从而可以获得较好的气
缩比）确定的情况下，维氏曲线较其它曲线在进
度。在超音速喷管膨胀段，膨胀角对型线与流
马赫数明显高于靠近壁面附近的马赫数。当膨
动的品质起着决定性的作用
胀角取为 3.5°时，超音速喷管中心区域马赫数
[15-17]
。
在设计值 1.4 基础上有所增加，靠近壁面，马赫
数在较小的范围（0.01）内逐渐减小；膨胀角增
加至 4.5°时，马赫数在中心区域与 3.5°相比变化
results about numerical simulation on
are
gained
Based
by
流场特性进行数值模
论，利用解析法完成
超音速喷管膨胀段型
线设计，通过分析总
压恢复系数及均匀度
on
the
theory
of
对目标马赫数为 3.8 的超音速喷管完成
线膨胀角角度及喷管
line,
the
curve
在喷管中，任意截面上平均马赫数采用算术
平均式（1）计算得到，N 表示计算节点数，i 对应
每一个节点；出口流场的均匀度δ用当地马赫数
图3
收缩段出口均匀度分析图
与平均马赫数的标准方差式（2）来表示，δ越大则
表示流场越均匀。
（1）
（2）
总压恢复系数σ的定义如式（3）。其中，P1*
为某截面总压，P0* 为进口截面总压。σ越大，表
图1
二维喷管型面示意图
在轴向均匀来流进气条件下，收缩段 AB 型
26
的圆弧上有相同的马赫数），其型线采用圆弧加
直线设计方法，即在喉部处采用光滑圆弧与收缩
段连接，再采用圆弧切线与终止段相连。终止段
线通常选择一条光滑连续而又渐变的曲线构成，
型线是以 C 点处形成的超音速泉流为始点，基于
以约束气体在收缩段逐渐加速至音速，并保证进
数值计算采用耦合隐式求解器，湍流模型选
截面马赫数均匀度见图 3。由图 3 可见，由于收
缩段长度增加，减小气流径向方向速度梯度，减
缓了加速过程，这使得不同设计方法得到的收缩
段出口截面速度均匀度随着收缩段长度的增加
逐渐增大；另外，由于双三次曲线型线曲率变化
相对较为平缓（见图 2），使气流加速过程中横向
压强梯度与径向分速度逐渐减小，在出口截面利
of
了设计，得到了满意的流场分布；王海
长度。结果表明，收
supersonic nozzle expansion is designed
涛、席德科[2]等人针对气流粉碎机上超音
缩段型线选用双三次
with
速喷管的使用特点，根据超音速风洞喷
characteristics
analytical
comparing
较小，仅在靠近壁面处马赫数继续减小，使得出
口截面流场均匀性逐步降低；继续增加膨胀角，
使得超音速喷管膨胀加速过程更加剧烈，此时
喷管中心区域马赫数凸起形式更加明显，壁面
附近马赫数降低幅度增大，最小马赫数减小至
图5
膨胀角θ对膨胀段型线及性能的影响图
图 5 给出三个膨胀角（3.5°，4.5°，5.5°）对膨
进口工作总压 200kPa，工作总温 373.15K，喷管出
口即试验段进口最大马赫数 Ma=1.4。采用上述
方法进行超音二维喷管的型线设计，利用 Gambit
完成计算网格划分，并采用 Fluent 计算软件对设
计结果进行检验，研究不同设计方法、设计参数
对喷管型线及内部流场的影响，以实现超音速喷
管的优化设计。
total
method.
Finally,
pressure
recovery
coefficient and uniformity of flow field
parameters,
the
angle
of
expansion
curve and nozzle length are confirmed.
The results show that exit velocity of
Design and Numerical Simulation on
3.5°.
the
Key
Two-Dimensional
Supersonic
words:
two-dimension
Abstract
nozzle;
■ 摘 要 ：采用计算软
Nozzle Profile
characteristics theory; numerical simulation
特征线理论[10-12]，运用解析法完成设计，并依靠在
口截面产生的横向压强梯度和径向分速度逐渐
终止段型线各内弯折角处产生的压缩波与初始
减小，并在出口截面即喷管喉部 B-B 截面趋于
段产生的膨胀波相互抵消，完全消除膨胀加速过
零，最终获得均匀流场。通常，四种经典曲线用
程中产生的激波系，最终在喷管出口获得均匀的
\ 2014 年第 4期
超声速流场。喷管膨胀段型线的决定参数为膨
（3）
胀角θ（终止段起始点切线与轴线之间夹角，见图
1），膨胀角越小，气流膨胀加速过程越长，从而
根据风洞吹风流量要求，进口面积、喉部面
减小气流速度的径向梯度，利于获得均匀出口
积以及出口面积即可确定，其收缩比为 2.0。采
流场。
用 四 种 收 缩 段 型 线 进 行 设 计 ，长 度 分 取 L1=
本文详细研究了超音喷管各组成部分的设
计方法，针对某超音速来流风洞，采用不同设计
曲 线 (Bipartite Cubic) 及 五 次 曲 线 (Quintic)，见
图 2。
方法进行超音喷管的收缩段及膨胀段型线设计，
借助于数值模拟比较分析设计方法与设计参数
对喷管型线及内部流场的影响，实现了喷管型线