本發(fā)明涉及一種變馬赫數(shù)風洞及設計方法，尤其涉及一種基于等離子的變馬赫數(shù)風洞設計方法，屬于航空氣動力學風洞設計。

背景技術：

1、目前航空航天領域發(fā)展的重要趨勢包括基于高超聲速巡航飛行器的可重復使用特性的相關研究，其具有深遠的戰(zhàn)略價值。風洞是用于設計高馬赫數(shù)飛行器的最基礎的試驗裝置，風洞中噴管性能的優(yōu)劣對風洞內氣流性能有著決定性的影響，以往的高速風洞通常采用固定塊噴管。雖然固定塊噴管具有流場品質好、流場重復精度高的特點，但是只能在特定的馬赫數(shù)下進行試驗，若想在不同的馬赫數(shù)下進行試驗就必須要通過更換特定的噴管來實現(xiàn)，此種做法十分浪費時間與精力，試驗效率低下。雖然可以通過合理的設計，只更換噴管的喉道來在一定程度上緩解上述問題，但是依然無法連續(xù)改變馬赫數(shù)來真實準確地模擬超聲速流動。同時柔壁噴管理論上可以做到無極連續(xù)調節(jié)，但其結構復雜、造價高，不能滿足現(xiàn)有風洞需求，嚴重制約了地面試驗的有效性。

2、綜上所述，需要一種基于等離子的變馬赫數(shù)風洞設計方法。

技術實現(xiàn)思路

1、在下文中給出了關于本發(fā)明的簡要概述，以便提供關于本發(fā)明的某些方面的基本理解。應當理解，這個概述并不是關于本發(fā)明的窮舉性概述。它并不是意圖確定本發(fā)明的關鍵或重要部分，也不是意圖限定本發(fā)明的范圍。其目的僅僅是以簡化的形式給出某些概念，以此作為稍后論述的更詳細描述的前序。

2、鑒于此，為解決現(xiàn)有技術中傳統(tǒng)的變馬赫數(shù)風洞因需要更換特定噴管導致的試驗效率低的問題，本發(fā)明提供一種基于等離子的變馬赫數(shù)風洞設計方法。

3、技術方案如下：一種基于等離子的變馬赫數(shù)風洞設計方法，包括以下步驟：

4、s1.確定總體氣動參數(shù)；

5、具體的，總體氣動參數(shù)包括風洞運行參數(shù)和總溫總壓與靜溫靜壓關系，風洞運行參數(shù)包括來流總溫、總壓、試驗艙馬赫數(shù)、靜溫、靜壓和風洞流量；

6、s2.根據(jù)風洞流量、設定的模擬溫度和模擬壓力，確定穩(wěn)定段截面尺寸；

7、s3.根據(jù)總體氣動參數(shù)，沿承sivells方法通過設置軸向馬赫數(shù)分布計算壁面型線的思想，構造軸向馬赫數(shù)分布，結合跨聲速理論，設計噴管出口馬赫數(shù)，并通過計算流體力學方法驗證噴管出口馬赫數(shù)；

8、s4.控制激發(fā)的等離子體發(fā)生器數(shù)量，采用唯象學模型對等離子體激勵產生的體積力場進行求解，得到改變后的噴管出口馬赫數(shù)，完成變馬赫數(shù)風洞設計；

9、還包括固定段、等離子發(fā)生器、穩(wěn)定段、噴管段、試驗段、擴張段、直排段和真空機組；

10、所述固定段、穩(wěn)定段、噴管段、試驗段、擴張段、直排段和真空機組依次連接，等離子發(fā)生器設置于穩(wěn)定段表面均勻布置的均壓孔內；

11、所述固定段用于連接高壓氣源；

12、所述等離子發(fā)生器包括上電極、下電極和絕緣層，絕緣層設置在上電極和下電極之間，等離子發(fā)生器用于提供等離子體束流；

13、所述穩(wěn)定段后側設置有整流孔板，穩(wěn)定段用于對等離子體束流進行整流，并輸出含等離子體的高壓氣流；

14、所述噴管段用于對含等離子體的高壓氣流進行加速，使其達到期望馬赫數(shù)，得到處理后的等離子體氣體束流；

15、所述試驗段用于為高超聲速氣動試驗提供氣動試驗場所；

16、所述擴張段用于對經高超聲速氣動試驗的處理后的等離子體氣體束流減速增壓；

17、所述直排段用于回收工質；

18、所述真空機組用于對直排段抽真空，提供低壓環(huán)境。

19、進一步地，所述s1中，風洞流量表示為：

20、；

21、其中，為模擬包線下氣體密度，為橫截面積，為流速。

22、進一步地，所述s2中，穩(wěn)定段截面尺寸表示為：

23、；

24、其中，為模擬溫度，為體積，為氣體常數(shù)，為模擬壓力。

25、進一步地，所述s3中，采用計算流體力學軟件對噴管工況進行仿真，仿真過程為求解三維n-s方程，通過計算噴管內流場，得到噴管出口馬赫數(shù)；

26、三維n-s方程的守恒形式公式表示為：

27、；

28、其中，為守恒變量，為無黏通量，=1、2或3，為黏性通量。

29、進一步地，所述s4中，將等離子體激勵的作用區(qū)域簡化為一個三角形的oab區(qū)域，求解oab區(qū)域的體積力分量，并將其加載到等離子體激勵區(qū)域，對流場進行求解，獲取噴管內流場分布，計算得到改變后的噴管出口馬赫數(shù)；

30、電場強度e在oab區(qū)域呈線性分布；

31、電場強度分布表示為：

32、；

33、其中，為原點處的電場強度，，為電極間施加的最大電壓，為兩電極之間的距離，為第一常數(shù)，為第二常數(shù)；

34、第一常數(shù)表示為：

35、；

36、其中，為離子體激勵的作用區(qū)域在ob方向的距離，為等離子體流動邊界的擊穿電壓；

37、第二常數(shù)表示為：

38、；

39、其中，為離子體激勵的作用區(qū)域在oa方向的距離；

40、方向的電場強度分量表示為：

41、；

42、方向的電場強度分量表示為：

43、；

44、方向的體積力分量表示為：

45、；

46、其中，為電荷密度，為元電荷，為電源放電頻率，為一個激勵周期內等離子體作用時間；

47、方向的體積力分量表示為：

48、；

49、將等離子體在電場作用下做定向運動誘導流場產生的體積力加入到動量方程源項中，得到等離子體誘導的體積力方程；

50、等離子體誘導的體積力方程表示為：

51、；

52、其中，為第一速度分量，為第二速度分量，為坐標分量，為亞格子應力，為等離子體誘導的體積力，為離子的統(tǒng)計權重，為壓力；

53、根據(jù)上述等離子體激勵的計算模型和等離子體誘導的體積力方程，求解等離子體誘導的體積力，由自定義程序實現(xiàn)等離子體誘導的體積力在動量方程源項及穩(wěn)定段內壁的等離子體激勵區(qū)域的加載。

54、本發(fā)明的有益效果如下：本發(fā)明采用介質阻擋等離子發(fā)生器改變傳統(tǒng)風洞中的氣流物性，進而改變試驗艙馬赫數(shù)，即在穩(wěn)定段后側設置了整流孔板對等離子體束流進行整流，并輸出含等離子體的高壓氣流，實現(xiàn)了利用固塊噴管改變馬赫數(shù)，節(jié)約了試驗時間，彌補設計誤差，節(jié)約能源，本發(fā)明設計的基于等離子的變馬赫數(shù)風洞，在試驗段馬赫數(shù)變化范圍在±0.2，有效工作時間大于1min，且對環(huán)境無任何污染，同時實現(xiàn)能源的節(jié)約利用。

技術特征：

1.一種基于等離子的變馬赫數(shù)風洞設計方法，其特征在于，包括以下步驟：

2.根據(jù)權利要求1所述的一種基于等離子的變馬赫數(shù)風洞設計方法，其特征在于，所述s1中，風洞流量表示為：

3.根據(jù)權利要求2所述的一種基于等離子的變馬赫數(shù)風洞設計方法，其特征在于，所述s2中，穩(wěn)定段截面尺寸表示為：

4.根據(jù)權利要求3所述的一種基于等離子的變馬赫數(shù)風洞設計方法，其特征在于，所述s3中，采用計算流體力學軟件對噴管工況進行仿真，仿真過程為求解三維n-s方程，通過計算噴管內流場，得到噴管出口馬赫數(shù)；

5.根據(jù)權利要求4所述的一種基于等離子的變馬赫數(shù)風洞設計方法，其特征在于，所述s4中，將等離子體激勵的作用區(qū)域簡化為一個三角形的oab區(qū)域，求解oab區(qū)域的體積力分量，并將其加載到等離子體激勵區(qū)域，對流場進行求解，獲取噴管內流場分布，計算得到改變后的噴管出口馬赫數(shù)；

技術總結
本發(fā)明公開了一種基于等離子的變馬赫數(shù)風洞設計方法，屬于航空氣動力學風洞設計技術領域。解決了現(xiàn)有技術中傳統(tǒng)的變馬赫數(shù)風洞因需要更換特定噴管導致的試驗效率低的問題；本發(fā)明確定總體氣動參數(shù)；根據(jù)風洞流量、設定的模擬溫度和模擬壓力，確定穩(wěn)定段截面尺寸；通過設置軸向馬赫數(shù)分布計算壁面型線的思想，構造軸向馬赫數(shù)分布，結合跨聲速理論，設計噴管出口馬赫數(shù)，并通過計算流體力學方法驗證噴管出口馬赫數(shù)；控制激發(fā)的等離子體發(fā)生器數(shù)量，采用唯象學模型對等離子體激勵產生的體積力場進行求解，得到改變后的噴管出口馬赫數(shù)，完成變馬赫數(shù)風洞設計。本發(fā)明有效提升了采用變馬赫數(shù)風洞的試驗的效率，可以應用于設計變馬赫數(shù)風洞。

技術研發(fā)人員：齊欣欣,張偉健,李恩浩,袁野,王碧玲
受保護的技術使用者：中國航空工業(yè)集團公司沈陽空氣動力研究所
技術研發(fā)日：
技術公布日：2025/1/2