高超声速风洞马赫数4.5喷管研制与应用

黄飓, 杨永能, 刘奇, 杨海滨, 张伟

(中国空气动力研究与发展中心, 四川 绵阳 621000)

高超声速飞行器是我国正在研制的重要武器装备,由冲压发动机驱动、高超声速巡航,具有飞行速度快、机动飞行、难以拦截等优势。马赫数4.5是高超声速飞行器、战略战术导弹等飞行器在上升段和再入段的关键马赫数,也是亚燃冲压向超燃冲压过渡马赫数,马赫数4.5的试验数据对飞行器研制至关重要。

目前国内工业性质的0.5 m量级高超声速风洞均无马赫数4.5的风洞试验能力。在高超声速风洞研制马赫数4.5喷管,可以填补国内空白,具有重要意义。通过马赫数4.5喷管的气动设计、计算验证、结构设计、加工、流场校测、标模试验,验证了研制的马赫数4.5喷管流场满足试验要求,可以为飞行器研制提供可靠的数据支撑。

1 气动设计

气动设计采用较为成熟、可靠的特征线法。主要分为以下3步:

1) 根据等熵理想流体运动,计算喷管的理想型面;

2) 按照气体的黏性影响只在喷管壁面附近,计算喷管壁面的附面层位移厚度;

3) 修正喷管理想型面,给出喷管的物理型线。

马赫数4.5喷管采用轴对称型面喷管,喷管型面气动设计采取文献[1-3]方法计算:在亚声速段收缩段采用维托辛斯基方法计算;在喉道段采用3次曲线方法计算;在超声速段采用特征线法计算,并采用Sivells-Payne方法进行边界层位移厚度修正。设计计算图如图1。

图1 轴对称喷管气动设计计算图

依照以上方法,表1给出了M4.5喷管型面设计计算的主要结果,T,A,B,C,D,E分别为图1中的位置点,X为横坐标,Y为纵坐标,M为马赫数,T0为温度,图2给出了马赫数4.5的型面曲线。……