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Sivells方法在高马赫数低总压喷管设计中的适用性分析

李震乾 石义雷 梁杰 陈爱国 皮兴才 龙正义 杨彦广

李震乾,石义雷,梁杰,等. Sivells方法在高马赫数低总压喷管设计中的适用性分析[J]. 实验流体力学,2022,36(X):1-9 doi: 10.11729/syltlx20220045
引用本文: 李震乾,石义雷,梁杰,等. Sivells方法在高马赫数低总压喷管设计中的适用性分析[J]. 实验流体力学,2022,36(X):1-9 doi: 10.11729/syltlx20220045
Li Z Q,Shi Y L,Liang J,et al. Applicability analysis of Sivells method in nozzle design with high Mach number and low total pressure[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2022,36(X):1-9. doi: 10.11729/syltlx20220045
Citation: Li Z Q,Shi Y L,Liang J,et al. Applicability analysis of Sivells method in nozzle design with high Mach number and low total pressure[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2022,36(X):1-9. doi: 10.11729/syltlx20220045

Sivells方法在高马赫数低总压喷管设计中的适用性分析

doi: 10.11729/syltlx20220045
详细信息
    作者简介:

    李震乾:(1975—),男,黑龙江齐齐哈尔人,硕士,正高级工程师。研究方向:高超声速试验设备设计与试验技术研究。通信地址:四川省绵阳市二环路南段6号。E-mail:1135376266@qq.com

    通讯作者:

    E-mail:yangyanguang@cardc.cn

  • 中图分类号: V211.73

Applicability analysis of Sivells method in nozzle design with high Mach number and low total pressure

  • 摘要: 目前高超声速轴对称型面喷管广泛采用Sivells方法进行无黏型面设计,通过求解轴对称的Von–Karman动量方程进行边界层修正。该方法在常规高超声速风洞、激波风洞等高马赫数、高总压条件下已成功应用,但鲜有在高马赫数、低总压条件下的应用研究。在低总压条件下,采用该方法设计了马赫数6、8、10、12的轴对称型面喷管,通过数值模拟分析流场结构,并进行试验验证;模拟了喷管射流流场,通过对射流流场结构分析,判断设计方法的适用性。研究结果表明:马赫数6、8喷管流场与设计基本一致,射流流场品质较好,适合开展风洞试验;马赫数10、12喷管流场局部过度膨胀,马赫数高于设计值,其中马赫数10喷管的射流流场品质较好,马赫数12喷管的射流流场品质下降严重且轴向梯度增大。因此,在高马赫数、低总压条件下,Sivells设计方法仍适用于马赫数6、8喷管,马赫数10喷管处于临界状态,而不适用于马赫数12喷管。
  • 图  1  Sivells方法设计示意图

    Figure  1.  Schematic diagram of Sivells method design

    图  2  边界层坐标系

    Figure  2.  Coordinate system of boundary layer

    图  3  马赫数6喷管马赫数等值线分布图

    Figure  3.  Mach number isoline distribution diagram of Mach 6 nozzle

    图  4  马赫数8喷管马赫数等值线分布图

    Figure  4.  Mach number isoline distribution diagram of Mach 8 nozzle

    图  5  马赫数10喷管马赫数等值线分布图

    Figure  5.  Mach number isoline distribution diagram of Mach 10 nozzle

    图  6  马赫数12喷管马赫数等值线分布图

    Figure  6.  Mach number isoline distribution diagram of Mach 12 nozzle

    图  7  喷管轴线马赫数分布图

    Figure  7.  Mach number distribution diagram on the axis of nozzles

    图  8  Φ0.3米高超声速低密度风洞结构图

    Figure  8.  Structure chart of Φ0.3 m hypersonic low density wind tunnel

    图  9  喷管轴线马赫数分布测量探针

    Figure  9.  Test probe used to measure Mach Number distribution of the nozzle axis

    图  10  喷管轴线马赫数分布测量装置安装

    Figure  10.  Installation of measuring equipment for Mach number distri-bution on nozzle axis

    图  11  喷管出口马赫数分布与总温的关系曲线

    Figure  11.  Relationship between the pressure distribution of the nozzle exit and the total temperature

    图  12  喷管轴线马赫数分布测量结果与数值模拟结果对比

    Figure  12.  Contrast between the test result of Mach Number distribution of the Nozzle and the numerical simulation

    图  13  马赫数6喷管及射流马赫数等值线分布图

    Figure  13.  Mach number isoline distribution diagram of Mach 6 nozzle and the jet flow

    图  14  马赫数8喷管及射流马赫数等值线分布图

    Figure  14.  Mach number isoline distribution diagram of Mach 8 nozzle and the jet flow

    图  15  马赫数10喷管及射流马赫数等值线分布图

    Figure  15.  Mach number isoline distribution diagram of Mach 10 nozzle and the jet flow

    图  16  马赫数12喷管及射流马赫数等值线分布图

    Figure  16.  Mach number isoline distribution diagram of Mach 12 nozzle and the jet flow

    表  1  马赫数6~12喷管设计参数

    Table  1.   Design parameters of Mach 6–12 nozzles

    序号设计马赫数p0/MPaT0/K入口半径/mm
    160.3288100
    280.936645
    3101.450230
    4122.065430
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    表  2  马赫数6~12喷管设计结果特征参数

    Table  2.   Characteric parameters of Mach 6–12 nozzles

    序号设计
    马赫数
    入口段长度
    /mm
    喉道半径
    /mm
    扩张段长度
    /mm
    1620018.3661344
    28909.2031518
    310605.0541572
    412602.9651564
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    表  3  喷管轴线马赫数典型参数

    Table  3.   Characteric parameters of nozzle axis

    序号设计
    马赫数
    出口中心点
    马赫数
    轴线最高
    马赫数
    高于出口中心点
    马赫数的区域/mm
    166.1886.293x=603~756,
    x=882~1249
    288.2938.582x=596~1518
    31010.40811.185x=592~1572
    41212.48414.076x=509~1564
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    表  4  总压1 MPa情况下喷管轴线马赫数分布测量结果

    Table  4.   Mach Number distribution on the nozzle axis when the total pressure is 1 MPa

    x/mm9941014106411141164119412141264131413641414146415141564
    T0=773 K12.6712.6012.4412.3712.3512.3712.3512.2411.8811.7211.6811.5711.5711.57
    T0=593 K12.9512.9112.8712.9113.0312.9913.0212.7112.6112.5512.4612.4412.4212.33
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    表  5  马赫数 6~12喷管及射流流场模拟基本参数

    Table  5.   Simulation parameters of Mach 6–12 nozzles and freestream

    序号设计马赫数p0/MPa轴线最高马赫数T0/K
    160.36.293288
    280.98.582398
    3101.411.185578
    4122.014.076801
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    表  6  马赫数6~12喷管及射流流场主要数值模拟结果

    Table  6.   Major numerical simulation result of Mach 6–12 nozzles

    序号设计
    马赫数
    喷管出口截面每200 mm的
    马赫数轴向梯度
    核心区直径/mm马赫数最大相对偏差
    162400.20%0.050
    282000.27%0.090
    3101680.37%0.184
    4121501.31%0.257
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出版历程
  • 收稿日期:  2022-05-11
  • 修回日期:  2022-06-02
  • 录用日期:  2022-06-20
  • 网络出版日期:  2022-11-15

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    2021年8月13日