CN110057536B - 发动机燃烧条件下的吸气式飞行器内外流耦合模拟方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及飞行器技术领域，公开了一种发动机燃烧条件下的吸气式飞行器内外流耦合模拟方法。其中，该方法包括：计算发动机不工作状态下飞行器内外流耦合流场作为发动机冷态流场；在发动机冷态流场内喷入液态燃料的情况下，基于预先确定的液态燃料相关参数进行两相流掺混计算；在液态燃料与来流空气充分混合的情况下，基于与液态燃料对应的化学反应机理计算发动机燃烧流场，并在收敛稳定后获得发动机燃烧条件下的吸气式飞行器内外流耦合流场。由此，可以直接获得飞行器一体化气动性能，确保模拟了飞行器与发动机的相互耦合影响。

Description

发动机燃烧条件下的吸气式飞行器内外流耦合模拟方法
技术领域
本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种发动机燃烧条件下的吸气式飞行器内外流耦合模拟方法。
背景技术
以吸气式发动机为动力的高速飞行器，最显著的特点是气动布局与发动机之间的耦合关系突出，打破了传统飞行器气动与发动机之间的界面划分。气动布局与发动机的相互耦合作用对飞行器的推力、升力、阻力、俯仰力矩、气动加热、稳定性、控制特性和总体性能有直接的影响，因此希望获得发动机与飞行器的一体化气动性能。
在发动机不工作的状态下，即发动机没有点火燃烧，目前已发展了风洞试验技术，用于预测发动机与飞行器的一体化气动性能。但是发动机工作状态下，即发动机喷油点火燃烧过程中，不同尺度的发动机的工作特性差异非常大，因此无法通过发动机缩比试验获得准确的性能，必须把全尺度发动机放在风洞中开展自由射流试验，才能获得发动机的性能数据；如果想要获得发动机与飞行器的一体化性能，需要把整个全尺度的飞行器放在风洞中开展自由射流试验，试验代价太大，对于很多大尺度的飞行器无法展开这样的风洞试验。
国内常规高速风洞设备最大尺寸仅为Φ1m，受此限制，内外流耦合飞行器需以1:10左右的缩比尺度进行等比例缩比才能正常进行风洞试验，但是发动机燃烧状态下，必须针对全尺度发动机开展风洞试验，因此目前大部分的吸气式飞行器都无法开展全尺度的发动机与飞行器一体化试验。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术不足，提供了一种发动机燃烧条件下的吸气式飞行器内外流耦合模拟方法，能够解决现有技术中无法通过地面试验直接获得飞行器一体化气动性能的问题。
本发明的技术解决方案：一种发动机燃烧条件下的吸气式飞行器内外流耦合模拟方法，其中，该方法包括：
计算发动机不工作状态下飞行器内外流耦合流场作为发动机冷态流场；
在发动机冷态流场内喷入液态燃料的情况下，基于预先确定的液态燃料相关参数进行两相流掺混计算；
在液态燃料与来流空气充分混合的情况下，基于与液态燃料对应的化学反应机理计算发动机燃烧流场，并在收敛稳定后获得发动机燃烧条件下的吸气式飞行器内外流耦合流场。
优选地，采用定常RANS方法计算发动机不工作状态下飞行器内外流耦合流场作为发动机冷态流场。
优选地，在采用定常RANS方法进行计算发动机冷态流场的过程中，模型采用k-epsilon Realizable湍流模型，空间格式采用ROE格式和一阶迎风格式，密度计算采用理想气体模型，粘性计算采用三系数的sutherland公式。
优选地，基于与液态燃料对应的化学反应机理计算发动机燃烧流场包括：
基于与液态燃料对应的化学反应机理以及湍流与化学反应相互作用模型计算发动机燃烧流场。
优选地，预先确定的液态燃料相关参数包括以下中至少一者：
液滴直径、液滴位置、液滴温度、液滴流量和液滴速度。
通过上述技术方案，可以计算发动机冷态流场，在发动机冷态流场内喷入液态燃料的情况下，可以基于预先确定的液态燃料相关参数进行两相流掺混计算，进而可以在液态燃料与来流空气充分混合的情况下，基于与液态燃料对应的化学反应机理计算发动机燃烧流场，并在收敛稳定后获得发动机燃烧条件下的吸气式飞行器内外流耦合流场。由此，可以直接获得飞行器一体化气动性能，确保模拟了飞行器与发动机的相互耦合影响，并且能够切实提高飞行器一体化气动性能数据的预测精度。
附图说明
所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的一种发动机燃烧条件下的吸气式飞行器内外流耦合模拟方法的流程图；
图2为本发明实施例中发动机燃烧状态下的壁面沿程压力数值计算与试验结果对比示意图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的具体实施例进行详细说明。在下面的描述中，出于解释而非限制性的目的，阐述了具体细节，以帮助全面地理解本发明。然而，对本领域技术人员来说显而易见的是，也可以在脱离了这些具体细节的其它实施例中实践本发明。
在此需要说明的是，为了避免因不必要的细节而模糊了本发明，在附图中仅仅示出了与根据本发明的方案密切相关的设备结构和/或处理步骤，而省略了与本发明关系不大的其他细节。
图1为本发明实施例提供的一种发动机燃烧条件下的吸气式飞行器内外流耦合模拟方法的流程图。
如图1所示，本发明实施例提供了一种发动机燃烧条件下的吸气式飞行器内外流耦合模拟方法，其中，该方法包括：
S100，计算发动机不工作状态下飞行器内外流耦合流场作为发动机冷态流场；
其中，发动机不工作状态指的是发动机内不喷入燃料、不发生燃料与前方来流空气的混合、燃烧，发动机保证通流状态，来流空气从进气道进入，经历压缩、膨胀等物理过程后，空气从喷管喷出。
S102，在发动机冷态流场内喷入液态燃料的情况下，基于预先确定的液态燃料相关参数进行两相流掺混计算；
举例来讲，发动机冷态流场内喷入液态燃料的情况下，流场介质有空气变为燃料与空气的混合物，如果燃料为煤油，则是煤油与空气的混合物；发动机燃料在喷孔附近可以以液滴的形式加入流场中，并可以依据燃料喷入流场时的实际状态，预先确定液滴相关参数(液态燃料相关参数)；求解方程由单组分的N-S方程改为选用对应多组分N-S方程；在流场计算中加入两相流计算模型；然后启动两相流计算(即，多组分的流场分布)，直至燃料与来流空气充分混合(例如，可以通过判断流场中的燃油分布，在燃油分布充满整个燃烧室腔体的情况下，可以确定燃料与来流空气充分混合)。
S104，在液体燃料与来流空气充分混合的情况下，基于与液体燃料对应的化学反应机理计算发动机燃烧流场，并在收敛稳定后获得发动机燃烧条件下的吸气式飞行器内外流耦合流场。
也就是，在液态燃料与来流空气充分混合的条件下(即，在完成液态燃料与来流空气掺混计算之后)，在流场中启动对应的化学反应计算，建立发动机燃烧流场，计算收敛稳定后获得发动机燃烧条件下的吸气式飞行器内外流耦合流场。
通过上述技术方案，可以计算发动机冷态流场，在发动机冷态流场内喷入液态燃料的情况下，可以基于预先确定的液态燃料相关参数进行两相流掺混计算，进而可以在液态燃料与来流空气充分混合的情况下，基于与液态燃料对应的化学反应机理计算发动机燃烧流场，并在收敛稳定后获得发动机燃烧条件下的吸气式飞行器内外流耦合流场。由此，可以直接获得飞行器一体化气动性能，确保模拟了飞行器与发动机的相互耦合影响，并且能够切实提高飞行器一体化气动性能数据的预测精度。
根据本发明一种实施例，采用定常RANS方法计算发动机不工作状态下飞行器内外流耦合流场作为发动机冷态流场。
也就是，可以采用定常RANS方法求解N-S方程计算发动机冷态流场。
根据本发明一种实施例，在采用定常RANS方法进行计算发动机冷态流场的过程中，模型可以采用k-epsilon Realizable湍流模型，空间格式可以采用ROE格式和一阶迎风格式，密度计算采用理想气体模型，粘性计算采用三系数的sutherland公式。
在本发明实施例中，发动机冷态流场计算过程中的流场介质为空气。
根据本发明一种实施例，基于与液态燃料对应的化学反应机理计算发动机燃烧流场包括：
基于与液态燃料对应的化学反应机理以及湍流与化学反应相互作用模型计算发动机燃烧流场。
其中，化学反应机理对应于化学反应公式，包括反应物和对应的生成物。
根据本发明一种实施例，预先确定的液态燃料相关参数包括以下中至少一者：
液滴直径、液滴位置、液滴温度、液滴流量和液滴速度。
更进一步地，为了提高鲁棒性、加速收敛办法：在开展湍流燃烧计算时，对网格质量要求较高，但是对于像吸气式飞行器，结构比较复杂，很难处处保证网格质量。因此可以采用分区计算的方法，例如将隔离段、燃烧室、尾喷管的内流区域划分为一个区域zone1，其他流场区域划分为另一个区域zone2。在zone1区域激活化学反应，在zone2区域关闭化学反应选项。由此，可以提高计算鲁棒性，减少不必要的计算量。在前述设置完成之后继续计算，即可收敛获得发动机燃烧条件下的飞行器内外流耦合流场。
图2为本发明实施例中发动机燃烧状态下的壁面沿程压力数值计算与试验结果对比示意图。
如图2所示可知，本发明所述的CFD数值计算值与试验数值基本吻合，提高了吸气式飞行器的数值仿真精度。
从上述实施例可以看出，本发明实施例所述的方法能够直接获得飞行器一体化气动性能，具备较好的天地一致性，并且切实提高了吸气式飞行器的数值仿真精度，达到了预期效果。
如上针对一种实施例描述和/或示出的特征可以以相同或类似的方式在一个或更多个其它实施例中使用，和/或与其它实施例中的特征相结合或替代其它实施例中的特征使用。
应该强调，术语“包括/包含”在本文使用时指特征、整件、步骤或组件的存在，但并不排除一个或更多个其它特征、整件、步骤、组件或其组合的存在或附加。
本发明以上的方法可以由硬件实现，也可以由硬件结合软件实现。本发明涉及这样的计算机可读程序，当该程序被逻辑部件所执行时，能够使该逻辑部件实现上文所述的装置或构成部件，或使该逻辑部件实现上文所述的各种方法或步骤。本发明还涉及用于存储以上程序的存储介质，如硬盘、磁盘、光盘、DVD、flash存储器等。
这些实施例的许多特征和优点根据该详细描述是清楚的，因此所附权利要求旨在覆盖这些实施例的落入其真实精神和范围内的所有这些特征和优点。此外，由于本领域的技术人员容易想到很多修改和改变，因此不是要将本发明的实施例限于所例示和描述的精确结构和操作，而是可以涵盖落入其范围内的所有合适修改和等同物。
本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。

Claims (5)

1.一种发动机燃烧条件下的吸气式飞行器内外流耦合模拟方法，其特征在于，该方法包括：
计算发动机不工作状态下飞行器内外流耦合流场作为发动机冷态流场；
在发动机冷态流场内喷入液态燃料的情况下，基于预先确定的液态燃料相关参数进行两相流掺混计算；其中，发动机冷态流场内喷入液态燃料的情况下，流场介质由空气变为燃料与空气的混合物；发动机燃料在喷孔附近以液滴的形式加入流场中，并依据燃料喷入流场时的实际状态，预先确定液滴相关参数；求解方程由单组分的N-S方程改为选用对应多组分N-S方程；在流场计算中加入两相流计算模型；然后启动两相流计算，直至燃料与来流空气充分混合；
在液态燃料与来流空气充分混合的情况下，基于与液态燃料对应的化学反应机理计算发动机燃烧流场，并在收敛稳定后获得发动机燃烧条件下的吸气式飞行器内外流耦合流场，其中，在流场中启动对应的化学反应计算，建立发动机燃烧流场。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，采用定常RANS方法计算发动机不工作状态下飞行器内外流耦合流场作为发动机冷态流场。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，在采用定常RANS方法进行计算发动机冷态流场的过程中，模型采用k-epsilon Realizable湍流模型，空间格式采用ROE格式和一阶迎风格式，密度计算采用理想气体模型，粘性计算采用三系数的sutherland公式。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，基于与液态燃料对应的化学反应机理计算发动机燃烧流场包括：
基于与液态燃料对应的化学反应机理以及湍流与化学反应相互作用模型计算发动机燃烧流场。
5.根据权利要求1-4中任一项所述的方法，其特征在于，预先确定的液态燃料相关参数包括以下中至少一者：
液滴直径、液滴位置、液滴温度、液滴流量和液滴速度。
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CN117236230B (zh) * 2023-11-13 2024-01-26 太仓点石航空动力有限公司 一种航空发动机燃烧室的优化方法及系统

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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5282357A (en) * 1990-04-19 1994-02-01 Trw Inc. High-performance dual-mode integral propulsion system
CN107832494B (zh) * 2017-10-13 2021-02-19 南京航空航天大学 高超声速飞行器前缘流-热-固一体化计算方法
CN107944150A (zh) * 2017-11-27 2018-04-20 南京航空航天大学 内外流多组元化学反应流场一体化数值模拟模型

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