世界各航天航空大國均建有地面風洞，並套用于飛行器的試驗研究。風洞噴管是其中的關鍵部件，風洞中能否獲得良好的氣流品質，提供地面試驗所需的特定馬赫數的均勻高超聲速氣流，主要取決於風洞噴管的設計。
基本介紹
- 中文名：風洞噴管
- 外文名：Wind tunnel nozzle
- 目前最高技術：高超聲速風洞噴管
- 生產目標：噴管出口馬赫數是否達到設計值
- 主要套用：風洞套用
- 引用：空氣動力學
風洞噴管的設計,要求,噴管型線設計步驟,流場數值模擬控制方程和數值方法,噴管型面設計,噴管流場數值模擬,各噴管熱流密度分析,高超聲速風洞噴管型式,實際比較,
風洞噴管的設計
要求
a)出口氣流是否達到了噴管的設計馬赫數；
b)噴管出口氣流馬赫數、壓強等參數分布是否均勻;
c)噴管出口氣流的方向是否與軸線平行;
因此我們採用能夠產生均勻平行流的特徵線方法設計噴管的擴張段內型面。
噴管型線設計步驟
(1)擴張段設計
a)估算噴管邊界層的厚度。
噴管邊界層的存在改變了噴管壁面的形狀，使得波系在壁面上的反射情況也發生了變化，在出口處得不到均勻的氣流，同時邊界層還會使噴管的實際面積比變小，噴管達不到設計馬赫數。因此需要對邊界層的厚度進行估算以修正噴管型面。工程上最常用邊界層修正方法:
.其中x,y是噴管型面坐標，
是修正角。
b)假設噴管的流動是一維流動，利用泉流近似，設計出理論型線，又稱位流型線。 擴張段可以分為前段和後段兩部分，如圖1，圖中從B點到C點，認為喉道的音速流已發展為完全的超聲速泉流，CD 曲線的主要功能是吸收到達其表面的膨脹波。其中C點具有最大的氣流膨脹角，C點之前氣流膨脹角逐漸由0增大，C點之後膨脹角逐漸減小到0.
c)將理想位流型線向外推移當地的有效邊界層厚度，消除邊界層的影響，得到世界的噴管型線。
(2)收縮段設計
收縮段的設計原測是:能光滑過渡，不造成氣流分離，在型線上沒有特殊的要求。可以採用一些常用的經驗公式求得收斂段型面。譬如一維公式解析法、 經驗設計方法、直線加圓弧的方法等。
通過擴張段和收縮段的設計，就可以得到了特徵線方法設計的噴管型面。
流場數值模擬控制方程和數值方法
為了對各個變馬赫數方法進行篩選，我們首先採用數值模擬的方法對噴管不同馬赫數下的流場進行了數值計算，採用了多組分雷諾平均NS方程。
控制方程: 開發了基於多組分雷諾平均 NS 方程的計算程式，在流場計算中考慮了氣體粘性和比熱比的變化。控制方程的求解採用了基於有限體 LU時間疊代方法和矢通量分裂方法， 程式經過了多個算例的驗證，計算結果可靠。
噴管型面設計
二維方形噴管的氣動型面曲線的設計採用特徵線方法，並進行了邊界層修正。以馬赫數6為設計條件，如圖2.
對二維噴管來說，由於氣體在側壁直板方向不能膨脹，噴管膨脹面積比取決於出口氣動型面之間距離尺寸和喉部高度的比值，因此和三維噴管相比，相同的噴管出口尺寸需要更小的喉部高度。對當前出口 330mm
330mm 的二維噴管，噴管喉部高度是3.6mm。
三維方形噴管的設計要包括以下幾個過程：
a)採用軸對稱特徵線方法設計圓形噴管的型面曲線；
b)計算該噴管的流場作為設計三維方形噴管的基準流場;
c)在基準流場的基礎上，採用流線追蹤的方法得到三維方形噴管型面;
我們採用以上方法，設計了馬赫數 330mm
330mm的三維方形噴管。如圖3.
嚴格來說，三維方形噴管並不是在每個流動截面上都是嚴格的正方形，只有在進行流線追蹤過程中作為起始點的截面是正方形。對當前的噴管設計，以噴管喉部作為設計起始點， 喉部下游的噴管型面截面每條邊都向流場外面凸起一定距離。
三維圓形噴管的噴管型面採用軸對稱特徵線方法設計，型線旋轉得到三維圓形噴管。圖4是設計的出口馬赫數6，直徑 466mm 的圓形噴管(其內接正方形邊長330mm)。
噴管流場數值模擬
對噴管流場進行了數值模擬。 圖5-7是三種型式噴管出口馬赫數分布雲圖。從雲圖定性來看，馬赫數的分布在噴管出口都比較均勻。
噴管出口核心區的形態各不相同。二維方形噴管出口核心區關於側板中心線和膨脹型面中心線分別對稱，核心區馬赫數波動的最大馬赫數並沒有在噴管截面中心，而是出現在靠近噴管側板的位置，同時在此位置有一個半圓形低馬赫數區，這是二維噴管喉部下游膨脹過快造成的局部流場擾動，當設計的噴管型面擴張段圓弧半徑增大到一定程度時，這個半圓形低馬赫數區域就會消失。但是噴管擴張段圓弧半徑過大，會使設計的噴管更長，從而噴管出口壁面邊界層太厚，影響核心區的尺寸。目前設計的型面是儘量使噴管出口核心區是正方形的基礎上得到的。由於二維方形噴管和三維方形噴管出口流場核心區都是方形，因此在進行試驗件截面方形的試驗件時，更有利於風洞的有效利用。
圖8-10給出的是三種型式噴管出口馬赫數分布曲線。由於各個型式噴管的對稱性不同， 圖8給出的是二維方型噴管型面方向中心線位置和1/4位置，以及側壁直板方向中心線位置 1/4位置的馬赫數分布，圖9給出了噴管中心線位置和 1/4 位置的馬赫數分布，圖 10 給了噴管中心線上馬赫數的分布。
由計算的馬赫數分布曲線可以看出，二維方形噴管的噴管平台區寬度和噴管出口寬度的比值約 75%，三維方形噴管和三維圓形噴管流場平台區邊長約占噴管出口邊長的 80%。從這 一點來看，三種噴管型式都能達到1991年氣動風洞軍標標準，即平台區占長度大於或等於噴管出口邊長長度的2/3。
噴管出口馬赫數的均勻性定性來看，三維圓形噴管更好。表1給出了各噴管出口氣流核心區參數的定量統計結果。
統計計算結果表明，在各自的出口流場平台區內，三維方形噴管的馬赫數波動值較大(馬赫數4條件下)，二維方形噴管基本都能達到1991 年氣動風洞軍標(軍標規定的最大馬赫數 4.5，這裡外推) 合格標準，而三維圓形噴管的計算結果達到了軍標的優秀標準。
各噴管熱流密度分析
建設風洞是一個系統工程，除了考慮噴管的氣動性能，還要考慮其工程套用時的其他問題。在這裡，主要還要考慮噴管使用時的冷卻問題。
採用噴管氣動熱載荷的一維分析方法，通過求解噴管的一維可壓縮流動方程，並採用參考焓值法獲得噴管流動的馬赫數分布、壁面熱流及對流傳熱係數分布。同時，考慮了氣流中水含量產生的熱輻射效應，以及其對壁面熱載荷的影響。
圖11 給出了設計馬赫數6 時噴管喉部附近換熱係數的分布，其中，二維方形噴管和三維 方形噴管出口尺寸 330mm
330mm，噴管進口總壓和總溫分別是 4.9MPa和1650K，三維圓形噴管出口直徑 466mm(其內接正方形邊長 330mm)，噴管進口總壓和總溫分別是5.1MPa和1650K。噴管壁面假設是800K 的恆溫壁面。
從三種噴管喉部附近的換熱係數分布看， 三維方形噴管和三維圓形噴管的換熱係數基本接近，二維方形噴管的最大熱流密度約是前兩者的1.5倍。
從以上的分析結果看，無論在噴管出口氣流品質方面還是壁面熱防護方面，圓形噴管都會有更好的表現。但是三維圓形噴管也有其缺點，如果風洞的試驗件是方形截面時，相同尺寸的氣流核心區條件下，採用圓形三維噴管會使單次試驗的氣體成本增加約50%。
高超聲速風洞噴管型式
高超聲速風洞噴管一般有三種型式:二維方形噴管，流線追蹤三維方形噴管和三維圓形噴管。
這裡的二維和三維指的是噴管內氣流的膨脹過程。二維方形噴管是氣體在噴管中流動時，經歷的是二維膨脹，噴管只有兩面符合氣動設計型面，另外兩面一般採用了簡單的直板的噴管型式。這種噴管出口形狀一般是方形。 流線追蹤三維方形噴管的四個壁面均採用了氣動設計型面，氣體在噴管中進行三維膨脹流動。三維圓形噴管是軸對稱氣動設計型面的旋轉體，它是套用最多的超聲速風洞噴管型式。對高超聲速長時間噴管的設計，有兩個方面需要特別考慮，一是在高超聲速條件下，哪 一種噴管型式更合適，二是長時間工作條件下，高超聲速風洞噴管能否可靠冷卻。
實際比較
流場均勻性方面，三維圓形噴管的均勻性最好，二維方形噴管次之，也基本能夠達到風洞建設均勻性標準，三維方形噴管的均勻性最差。噴管出口流場參數的平台區三維圓形噴管和三維方形噴管接近，二維方形噴管稍小。 冷卻方面，對二維方形高馬赫數噴管來說，噴管的喉部高度很小，風洞工作氣體是高溫氣體時，噴管喉部熱流密度大，冷卻困難; 三維方形噴管喉部流動截面基本是方形，和二維方形噴管相比，冷卻時的喉部高熱流壓力減 小很大，但是其四個膨脹面均是三維曲面，噴管的冷卻問題相對圓形噴管複雜。三維圓形噴管喉部流動截面是和噴管出口截面的同心圓， 喉部熱流密度相對不大，同時因為噴管壁面是旋轉體，噴管壁面的冷卻問題相對簡單。 套用方面，方形噴管的出口流場均勻區域是方形的，對於方形截面的試驗件來說，流場利用率高，更經濟，圓形噴管存在噴管出口均勻流場浪費問題，單次試驗成本增加。 可以看出，三種噴管型式各有優缺點，需要根據實際情況進行選擇。
