型面旋转变马赫数风洞喷管的优化设计

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1、航空学报ActaAeronauticaetAstrOnauticaSinicaMay252014Vol35No51216—1225ISSN1000-6893ON11-1929／Vhttp：／／hkxb．buaa．educnhkxb@buaa．edu．cn型面旋转变马赫数风洞喷管的优化设计范志鹏，徐惊雷*，吕郑，莫建伟南京航空航天大学能源与动力学院，江苏南京210016摘要：型面旋转的变马赫数可调风洞喷管因其能够实现出口马赫数的连续快速变化、调节容易和流场品质较好等优点，成为目前地面变马赫数风洞研究的热点。将出口马赫数范围为2．0～4．0的变马赫数风洞喷管作为研究对象，基于

2、iSIGHT和Fluent等软件搭建了适于该风洞喷管的优化设计平台，研究了型线设计中设计点马赫数、初始膨胀线和附面层修正量等因素对变马赫数出口流场的影响，应用NSGAlI算法在依据试验设计点所构建的Kriging近似模型上搜索，得到最优的风洞喷管基准型线，并对该基准型线进行二维、三维数值仿真校核，结果显示：通过旋转优选得到的基准型线能够得到马赫数范围为2．o～4．0的变马赫数出口流场，且流场均匀性基本满足固定型面、单设计点风洞喷管的国军标(GJB117991)合格指标，为变马赫数可调风洞喷管在变马赫数风洞中的实际应用奠定了良好的基础。关键词：风洞；喷管；变马赫数；型面旋转

3、；优化设计；数值仿真中图分类号：V231．3文献标识码：A文章编号：10006893(2014)05—1216—10超声速飞行器飞行过程中的一些特殊工况，如加／减速过程中飞行器整体性能的变化、组合发动机在转级过程中性能的动态响应等口。2]，很大程度上限制着当代超声速飞行器的发展。为了研究飞行器变速过程中性能的诸多响应，要求地面试验设备能够尽可能准确地模拟飞行器的真实工作环境，提供与飞行器飞行工况相似的连续变化流场。变马赫数的风洞是地面试验设备中实现流场变化的有效途径，在其发展过程中，出现了诸多变马赫数方案，比如变比热比、风洞喷管出口加拉伸段和喷管喉部加塞锥等[3。4]，这

4、些方案都可以实现风洞喷管出口流场速度的变化，但却都因存在可变马赫数范围窄、结构复杂和造价高等诸多问题而没得到普遍应用。近年来国内外变马赫数风洞试验中，应用比较广泛的是采用柔壁风洞喷管，通过液压作动改变喷管型线来适应不同的出口马赫数，但是这种变马赫数方式仍然存在结构繁琐、调节复杂和密封困难等问题。目前出现了一种新型变马赫数风洞方案[5。6]，该方案将经过特殊设计的风洞喷管型线固定，通过作动使得喷管壁面绕出口端支点旋转来调节喷管喉道高度，实现喷管出口马赫数的连续变化。这种方案结构简单、调节容易、流场响应迅速，但是为了使得风洞喷管在变马赫数范围内出口流场均有较好的流场品质，就需

5、要喷管基准型线有较好的性能。文献E7]对单点名义马赫数3．5时的超声速喷管进行了优化设计，文献1-83对二元挠性壁风洞喷管的型面进行优化，通过这些优化过程使得出口流场核心流速度场的均匀性大大提高。在这些研究内容基础上，本文对这种新型的旋转型面变马赫数可调风洞喷管，进行了收稿日期：2013—05—17；退修日期：2013—10—08；录用日期：2013—11—25；网络出版时间：2013—12—2518：27网络出版地址：WWWcnki．net／kcms／detail／10．7527／$1000—68932013．0478．html基金项目：国家自然科学基金(9091602

6、3，51176075)*通讯作者Tel：025—84892240E—mail：xujl@nuaaeduca引用格武；FanZP．XuJL，LyuZ，etalOptimizationdesignofvariableMachnumberwindtunnelnozzlebyrotatingpro掘e￡JIActaAero—nauticaetAstronauticaSinica．2014．35(5)：1216．1225范志鹅，徐愫雷，g郑．等i型面旋转变马赫数风溺喷管的优化设计[J]航空学报，2014，35(5)：1216—1225．范志鹏等：型面旋转变马赫数风洞喷管的优化设计2

7、．o～4．0马赫数范围内的型线优化设计以及数值仿真研究，为后续该类变马赫数风洞的研究与发展奠定了基础。1计算方案1．1喷管几何模型旋转型面的变马赫风洞喷管工作方式如图1所示，通过喉道附近的调节机构作动，使得喷管上下壁面分别绕各自出口旋转支点旋转，在风洞喷管出口面积基本不变的情况下调节喉道面积，得到不同面积膨胀比的风洞喷管，实现出口流场马赫数的连续变化。III觚嗽呱RotatlngpoInt．．躞缓笏蕴圈m融灞缓勉勉玉FYnnnqicm11l图1风洞喷管工作示意图Fig．1Windtunnelnozzleworkingschem