专利名称：一种高超声速喷管多阶连续气动型面的确定方法
技术领域：
本发明涉及一种高超声速喷管多阶连续气动型面的确定方法，属于流体动力技术 领域。
背景技术：
喷管型面设计方法最先由普朗特(Prandtl)和贝斯曼(Busemann)提出，他们依据 特征线方法完成了图解法，为喷管型面设计技术打下基础。稍后，派克特(Puckett)将图解 法修改为半图解法。该方法设计喷管需要大量精确的绘图工作，同时还含有未定量的误差， 尤其当图线接近对称轴的时候更加明显，设计过程枯燥且复杂。为解决图解法设计喷管的 弊端，喷管设计方法经过了一系列的改进，如解析法，经验公式法、半理论半经验公式法，分 析设计法等。现常采用的喷管设计技术方案主要有两种，Foelsch设计法和Cresci设计法。
Foelsch继承前人的思想，提出了喷管的解析设计法，该方法是一种近似简化的方 法，喷管外形坐标可以由两个简单方程迅速求出。其主要思想是通过假定在转折点区域的 流动是源流而简化型面的计算。源流下游的边界是转折点发出到对称轴上的特征线。沿着 这条特征线流动参数很容易计算出来；并且因为在源流区域的下游的所有左行特征线都是 直的，下游的全部型线可以通过解析的方法决定出。在转折点的上游，通过采用一个简单的 经验曲线(圆弧加直线或三次曲线)，使得源流可以产生。其示意图如
图1所示。
Cresci设计法也采用源流假设，通过在源流的下游区域引进一个过渡区获得连续 的曲率型线。在转折点的上游，采用一条三次曲线使得源流产生，同时转折点下游型线舍弃 Foelsch法采用的近似的解析解，而是通过已知边界条件，建立特征线网格，根据质量守恒 原理确定型面坐标。其示意图如图2所示。
现有的技术中，Foelsch设计方法型面曲率的不连续会影响流场品质且不适合挠 性喷管的设计。Cresci设计方法虽然可以获得连续曲率的型面，但转折点前的曲线是经验 曲线。选择的经验曲线不一定能保证源流的形成或者源流区域很小，从而影响特征线参数 的求取及消波区中消除膨胀波效果，最终的流场品质有所下降。发明内容
本发明的目的克服现有技术的不足，提供了一种高超声速喷管多阶连续气动型 面的确定方法，克服现有技术在喷管设计中型面曲率不连续和需要选择经验曲线来完成喷 管设计的问题，完全通过计算获取多阶连续曲率的喷管型面。
本发明的技术解决方案
一种高超声速喷管多阶连续气动型面的确定方法，包括如下步骤
(I)建立坐标系，以喷管入口和出口中心点的连线为X轴，喷管出口的方向为X轴 的正方向，以过喉道顶点T垂直于X轴的直线为y轴，喉道顶点T位于y轴的正半轴上，X轴 和I轴的交点为原点0，
G点和A点为所述高超声速喷管多阶连续气动型面上的点，A点位于G点和D点之间，D为喷管出口点，T、G、A、D四点的横坐标值依次增大，其中D点为喷管型面上横坐标值最大的点，E点、B点和C点均为X轴上的点，且E点、B点和C点的坐标依次增大；
(2)确定边界右行特征线TI的参数，I为X轴上的点，具体为
(2.1)通过公式一"
权利要求
1.一种高超声速喷管多阶连续气动型面的确定方法，其特征在于，包括如下步骤(1)建立坐标系，以喷管入口和出口中心点的连线为X轴，喷管出口的方向为X轴的正方向，以过喉道顶点T垂直于X轴的直线为y轴，喉道顶点T位于y轴的正半轴上,X轴和y 轴的交点为原点0，G点和A点为所述高超声速喷管多阶连续气动型面上的点，A点位于G点和D点之间， D为喷管出口点，T、G、A、D四点的横坐标值依次增大，其中D点为喷管型面上横坐标值最大的点，E点、B点和C点均为X轴上的点，且E点、B点和C点的坐标依次增大；(2)确定边界右行特征线TI的参数，I为X轴上的点；(3)计算源流区马赫数为I的圆的半径F1；(4)确定边界IE的参数；(5)确定特征线EG的参数；(6)确定特征线AB的参数；(7)确定边界BC的参数；(8)确定边界CD的参数；(9)在确定边界条件T1、IE、EG、AB、BC、⑶之后，建立特征线网格，特征线网格TIEG由 E点出发，向上游推进建立，特征线网格ABCD由B点出发，向下游推进建立，然后由质量守恒原理确定出无粘型面坐标；(10)通过公式
2.根据权利要求1所述的一种高超声速喷管多阶连续气动型面的确定方法，其特征在于所述步骤(2)确定边界右行特征线TI的参数，具体为步骤如下
3.根据权利要求1所述的一种高超声速喷管多阶连续气动型面的确定方法，其特征在于所述步骤(3)中计算源流区马赫数为I的圆的半径A具体为通过公式
4.根据权利要求1所述的一种高超声速喷管多阶连续气动型面的确定方法，其特征在于所述步骤(4)中确定边界工E的参数，通过如下步骤进行(4.1)令边界IE的速度分布满足w = CfC1 ζ+C2C 2+(3ζ3+(；ζ4，其中，w为速度比， ζ = (X-X1)/ (Xe-Xi)，X1为I点的横坐标，Xe为E点的横坐标，X为X1和Xe之间的任一点的横坐标，四次多项式的系数C。 C4依次为
5.根据权利要求1所述的一种高超声速喷管多阶连续气动型面的确定方法，其特征在于所述步骤(5)中确定特征线EG的参数，具体为步骤如下(5.1)令G点的预设气流角Qe为最大膨胀角，将最大膨胀角分成K份，则分成K份之后，特征线EG上每点的气流角为已知，K为正整数；(5. 2)根据公式V-Ve = ( O +1) Θ计算得到气流角Θ所对应的点的普朗特-梅耶角V, 其中，Ve为E点的普朗特-梅耶角，可通过预设的E点的马赫数计算得到；(5.3)根据步骤(5.2)中得到的所述气流角Θ所对应的点的普朗特-梅耶角V，计算得到该点的马赫数M ；(5. 4)通过公式
6.根据权利要求1所述的一种高超声速喷管多阶连续气动型面的确定方法，其特征在于所述步骤(6)中确定特征线AB的参数，具体为步骤如下(6.1)令A点的预设气流角ΘΑ为最大膨胀角，且ΘΑ= 将最大膨胀角分成K份，则分成K份之后，特征线AB上每点的气流角为已知，K为正整数；(6. 2)根据公式Vb-V = ( O +1) Θ计算得到气流角Θ所对应的点的普朗特-梅耶角V, 其中，Vb为B点的普朗特-梅耶角，可通过预设的B点的马赫数计算得到；(6.3)根据步骤(6.2)中得到的所述气流角Θ所对应的点的普朗特-梅耶角V，计算得到该点的马赫数M ;(6. 4)通过公式
7.根据权利要求1所述的一种高超声速喷管多阶连续气动型面的确定方法，其特征在于所述步骤(7)中确定边界BC的参数，通过如下步骤进行(7.1)令边界BC的速度分布满足M = DQ+DJ+D2€2+DJ3+DJ4，其中，M为马赫数，ξ =(X-Xb)/ (Xc-Xb)，Xb为B点的横坐标，Xc为C点的横坐标，X为Xb和Xc之间的任一点的横坐标，四次多项式的系数Dtl D4依次为 = Mb, D1 = XcMb/，D1 = X2cMl/2,D3 = 4 (Mc-D0) -Mc' Xc-3D「2D2，D4 = -3 (Mc-D0) +Mc' XC+2D1+D2 ；其中B点的马赫数Mb、马赫数的一阶导数Mb'和二阶导数M"由面积比和马赫数之间的关系式求出等于设计马赫数Md ；通过公式
8.根据权利要求1所述的一种高超声速喷管多阶连续气动型面的确定方法，其特征在于所述步骤(8)确定边界CD的参数，具体为CD为直特征线，特征线上的马赫数为设计马赫数MD，气流角为0，CD的倾斜角为出口马赫数的马赫角，即得到CD的斜率，则得到CD直线方程，即得到了⑶上的点的坐标。
全文摘要
本发明提供一种高超声速喷管多阶连续气动型面的确定方法，给定喷管出口参数，通过计算出边界条件，建立特征线网格，计算通过特征线的流量，利用质量守恒原理得到喷管型面曲线，再计算出各点处附面层位移厚度，无粘型面加上附面层位移厚度，即得到喷管的物理型面，根据本发明方法设计的喷管，不仅可以保证气动型面的多阶连续，且没有经验公式的影响，喷管出口气流均匀分布。
文档编号G06F19/00GK102999697SQ201210472580
公开日2013年3月27日 申请日期2012年11月20日 优先权日2012年11月20日
发明者王铁进, 黄炳修, 贾英胜, 孙勇堂, 崔春, 石运军 申请人:中国航天空气动力技术研究院