CN110069808A - 基于壁面压力梯度特征的s形进气道的优化设计方法 - Google Patents

基于壁面压力梯度特征的s形进气道的优化设计方法 Download PDF

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Abstract

本申请提供了一种基于壁面压力梯度特征的S形进气道的优化设计方法，其特征在于，包括如下步骤：构建S形进气道的二维结构模型(S1)，该构建包括：构建进气道的下壁面型线模型(S11)和构建进气道的上壁面型线模型(S12)；确定进气道的与进气气流方向(x方向)垂直的各截面的几何形状，构建进气道的三维结构模型(S2)；以及通过优化算法获得上述三维结构模型中的主控参数值，以实现对S形进气道的优化设计(S3)。

Description

基于壁面压力梯度特征的S形进气道的优化设计方法
技术领域
本申请涉及进气道的设计方法领域，特别是涉及一种基于壁面压力梯度特征的S形进气道的优化设计方法。
背景技术
在吸气式动力装置中，动力系统对进入的气流流速有一定的限制，通常，这一速度低于飞行器的飞行速度，因此，在气流进入动力系统之前，需要通过进气道对气流进行减速、扩压。但当扩压过于迅速时，气流将发生分离，从而导致较高的能量损失。
此外，对于战斗机而言，其轴向尺寸受到严格限制，这就要求上述气流减速过程能够迅速实现，从而使能量损失加剧的风险增加。
进一步地，为了飞行器的隐身性能，需要采用S形的进气道遮蔽发动机的正面，降低飞行器被雷达探测到的可能性。但是，弯曲流管所导致的气流迅速偏转，同样也是气流能量损失加剧的诱因。
在现有技术中，对于气流偏转和气流减速、扩压这两件易致使流动状态恶劣的工程需求，通用的设计方法如下：
依据传统的经验方程，直接给定进气道的中心线与面积变化规律。可供选择的中心线、面积变化规律可归类为：“先急后缓”、“先缓后急”、“缓急相当”三种形式。具体的控制方程见表1与表2：
表1：进气道中心线变化规律经验方程
“先急后缓”型 Z＝ΔZ[3(x/L)<sup>4</sup>-8(x/L)<sup>3</sup>+6(x/L)<sup>2</sup>]
“先缓后急”型 Z＝ΔZ[-3(x/L)<sup>4</sup>+4(x/L)<sup>3</sup>]
“缓急相当”型 Z＝ΔZ[3(x/L)<sup>2</sup>-2(x/L)<sup>3</sup>]
表2：进气道面积变化规律经验方程
“先急后缓”型 A/A<sub>1</sub>＝(A<sub>2</sub>/A<sub>1</sub>-1)[3(x/L)<sup>4</sup>-8(x/L)<sup>3</sup>+6(x/L)<sup>2</sup>]+1
“先缓后急”型 A/A<sub>1</sub>＝(A<sub>2</sub>/A<sub>1</sub>-1)[-3(x/L)<sup>4</sup>+4(x/L)<sup>3</sup>]+1
“缓急相当”型 A/A<sub>1</sub>＝(A<sub>2</sub>/A<sub>1</sub>-1)[3(x/L)<sup>2</sup>-2(x/L)<sup>3</sup>]+1
其中，Z为进气道中心线上点的纵坐标；ΔZ为进气道进口与出口的纵向坐标差；x为进气道中心线上点的横坐标；L为进气道的长度；A1为进气道的进口喉道处的面积；A2为进气道的出口面积；A为进气道的截面面积。
然而，上述基于简单几何关系的经验公式，并未与气流的动力学特性进行关联。因此，在选择类型时，缺乏足够的物理依据，从而使得设计、改型结果的好坏不确定，从而只能通过设计人员的个人经验来控制设计质量。随着需求的不断提高，上述方法的普适性也在逐渐降低。
为了克服在S形进气道设计中设计参数选择未与气体动力学特性关联从而使设计结果严重依赖个人经验这一不足，本申请借鉴了压气机叶栅的设计思想，结合S形进气道上、下壁面不同的压力分布特征(如图1所示)，提出了一种基于壁面压力梯度特征的S形进气道的优化设计方法。
发明内容
为了解决至少一个上述技术问题，本申请提出了一种基于壁面压力梯度特征的S形进气道的优化设计方法，该方法包括如下步骤：
步骤S1：构建S形进气道的二维结构模型，包括：
步骤S11：构建进气道的下壁面型线模型；和
步骤S12：构建进气道的上壁面型线模型；
步骤S2：确定进气道的与进气气流方向(x方向)垂直的各截面的几何形状，构建进气道的三维结构模型；以及
步骤S3：通过优化算法获得上述三维结构模型中的主控参数值，以实现对S形进气道的优化设计。
优选地，将进气道沿进气气流方向分成前、后半程，将前、后半程的下壁面型线(M1-Mc-M2)、上壁面型线(N1-Nc-N2)和截面上、下半区的中心分界线(O1-Oc-O2)分别用四次多项式进行表示，具体表达式如下：
式中，z为垂直于进气气流的方向，段表示从进气道进口到分段点的前半程，段表示从进气道分段点到出口的后半程，a0至a4、b0至b4为多项式的待定系数。
优选地，在步骤S11中，引入负荷系数作为约束条件使下壁面型线模型的方程组封闭，负荷系数的定义式如下：
式中，β1、β2分别是进气道内壁面前、后半程的气流转角的大小； 分别为进气道内壁面型线在进口、出口和分段点处的z向坐标。
优选地，在步骤S12中，引入扩压分配系数(Ω)作为约束条件使上壁面型线模型的方程组封闭，扩压分配系数(Ω)的定义式如下：
式中，Ac表示分段点处截面的流道面积，A1表示进口截面处的流道面积,hc表示分段点处的流道高度，h1表示进口截面处的流道高度。
在步骤S2中，通过确定截面上、下半区的中心分界线(O1-Oc-O2)来确定进气道的与进气气流方向(x方向)垂直的各截面的几何形状。
优选地，在步骤S2中，引入面积分配系数作为约束条件使关于中心分界线的方程组封闭，面积分配系数的定义式如下：
式中，表示分段点处的自中心分界线至下壁面型线的高度；表示进口处的自中心分界线至下壁面型线的高度。
在一种优选的实施方式中，所述优化算法为遗传算法。
优选地，将MATLAB、AutoGrid、Fine/Turbo和EURANUS软件与MIGA软件的功能串联，以实现S形进气道的优化设计方法。
在一种实施方式中，在优化算法中，选取总压恢复系数(σ)作为优化目标函数。
优选地，选取负荷系数和扩压分配系数(Ω)作为优化变量。
如背景技术部分所描述的，传统的设计方法仅基于简单几何关系的经验公式，并未与气流的动力学特性进行关联。而对于S形进气道而言，下壁面中段遭受较强的逆压梯度，对流动不利；压力面在首、尾两端遭受逆压梯度，也对流动不利，这些严重影响进气道内流体流动的因素是传统的设计方法无法考虑和解决的。而如上所述的，本申请的方法在建模时充分考虑了上述压力梯度的影响，并根据进气道上、下壁面不同的压力梯度分布特性，分别构建上、下壁面的几何型线模型，从而构建了能够体现S形进气道内实际气流流动特性的几何模型。
本申请的基于壁面压力梯度特征的S形进气道优化设计方法避免了仅基于简单几何关系的经验公式来进行流道设计，而是在建模时考虑了气流的动力学特性，在进行流道优化设计时，引入能够衡量流道内气流特性的控制参数，例如可通过控制壁面压力梯度来进行进气道设计，从而使流道的优化设计结果有物理依据以及便于控制和改进进气道的优化设计结果，获得优于传统设计方法的S形进气道性能参数。
附图说明
附图示出了本申请的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本申请的原理，其中包括了这些附图以提供对本申请的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。
图1是S形进气道上、下壁面压力分布特性；
图2是进、出口截面型线；
图3是进气道二维壁面型线与串联叶栅示意图；
图4是进气道三维参数化模型示意图；
图5是本申请的一种实施方式的优化设计流程图；
图6是本申请的一种实施方式的优化设计技术链条；
图7是本申请的结合遗传算法的S形进气道优化设计流程图；
图8是本申请的一种实施方式的总压恢复系数随两参数的变化规律；和
图9是本申请与传统设计方法的总压恢复系数随流量系数的变化的对比图。
具体实施方式
下面结合附图和实施方式对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本申请的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本申请。
为了构建基于壁面压力梯度特征的S形进气道的设计方法，需要首先对S形进气道进行建模，该建模包括(1)构建S形进气道的二维结构模型，即，构建S形进气道的下壁面型线模型和构建S形进气道的上壁面型线模型；以及(2)确定进气道的与进气气流方向(x方向)垂直的各截面的几何形状，以构建进气道的三维结构模型；然后通过优化迭代过程获得模型中的主控参数值，进而实现对S形进气道的优化设计。
下面以一工程实例为例，详细说明S形进气道的优化设计方法的具体步骤。工程中需要实现的进气道需经历半椭圆进气口到整圆排气口的过渡，进气道的进、出口截面如图2所示。
为了构建S形进气道的优化设计方法，需要先构建S形进气道的二维结构模型(步骤S1)，该二维结构模型的构建包括构建进气道的下壁面型线模型(步骤S11)和构建进气道的上壁面型线模型(步骤S12)。
首先描述进气道的下壁面型线模型的构建(步骤S11)：
如图3所示，将进气道壁面与串联叶栅的中心线的作用等效，即实现“气流迅速进行两次方向偏转”，由此，借鉴叶栅设计中使用的“任意中弧线”设计方法，将进气道沿进气气流方向分成前、后半程，将前、后半程的下壁面型线(M1-Mc-M2)用如下的四次多项式进行表示：
式中，z为垂直于进气气流的方向，段表示从进气道进口到分段点的前半程，段表示从进气道分段点到出口的后半程，a0至a4、b0至b4为多项式的待定系数。
从上面的公式可以看出，上述刻画壁面形状的方程组一共包含10个待定系数，首先，借助工程的具体需求，可以列出6个已知条件，即：进、出口坐标，进、出口曲率和进、出口斜率。
此外，为保证分段点的光滑过渡，可以再引入3个已知条件，即：分段点两端连续、分段点两端的斜率连续和分段点两端的曲率连续。
从而，仅需要再给定一个约束条件即可使得上述方程组封闭，从而得到壁面的几何型线。
在本申请的一个实施例中，采用的约束条件为无量纲控制参数负荷系数其定义式如下：
该参数描述的是前后半程负荷(即气流偏转角度的正切值)的比值，反映的是总偏转角确定时，前、后半程负荷分配的度量。
式中，β1、β2分别是进气道内壁面前、后半程的气流转角的大小； 分别为进气道内壁面型线在进口、出口和分段点处的z向坐标。
其次描述进气道的上壁面型线模型的构建(步骤S12)：
上壁面型线(N1-Nc-N2)也用与下壁面型线(M1-Mc-M2)相同的四次多项式表示，考虑流体“减速、扩压”的需求，在一种实施方式中，与负荷系数使得下壁面型线方程组封闭类似，引入扩压分配系数(Ω)使得上壁面的型线方程组封闭。扩压分配系数(Ω)模化了前、后半程的扩压程度，其表达式如下：
式中，Ac表示分段点处截面的流道面积，A1表示进口截面处的流道面积,hc表示分段点处的流道高度，h1表示进口截面处的流道高度。
在进气道上、下壁面型线模型已确定的前提下，为了得到进气道的完整的三维几何造型，还需构建进气道的三维结构模型，即，确定进气道的与进气气流方向(x方向)垂直的各截面的几何形状(步骤S2)。
在一种实施方式中，通过确定如图4所示的截面上、下半区的中心分界线(O1-Oc-O2)来确定进气道的与进气气流方向(x方向)垂直的各截面的几何形状。
优选地，仍用与下壁面型线相同的四次多项式表示截面上、下半区的中心分界线(O1-Oc-O2)，为了使描述中心分界线的方程组封闭，引入面积分配系数作为约束条件，其表达式如下：
式中，表示分段点处的自中心分界线至下壁面型线的高度；表示进口处的自中心分界线至下壁面型线的高度。
由于各个截面采用上、下两个“半椭圆”的几何结构，通过面积分配系数确定上、下“半椭圆”的短轴，并通过短轴给定长轴。而短轴这一参数沿程是常数，因此，截面几何形状能够由短轴唯一确定。此外，在工程实例中，椭圆短轴这一参数由具体工程需求确定，其数值等于进气道下游所连接的压气机的半径。
至此，完成了对进气道结构模型的构建，在一种优选的实施方式中，将S形进气道的三维复杂几何型面转化为由扩压分配系数(Ω)、负荷系数和面积分配系数这三个主控参数描述的模型。
接下来，通过优化算法获得上述三维结构模型中的主控参数值，以实现对S形进气道的优化设计(步骤S3)，例如，可采用如图5所示的优化迭代过程得到三个主控参数值。
在本申请的一种优选的实施方式中，选择遗传算法作为优化方法，该方法可以同时从多个设计中开始探索，因此支持并行运算，可以更快获得最优解。
优选地，上述优化过程的实现可以基于多学科优化软件Isight，通过将MATLAB、AutoGrid、Fine/Turbo和EURANUS软件与Isight的子模块MIGA软件的功能串联，构成如图6所示的技术链条，从而实现S形进气道的优化设计方法。
下面举例说明本申请的优化方法的应用效果：
这里，以总压恢复系数(σ)作为优化目标函数，优选地，选择负荷系数扩压分配系数(Ω)为优化变量。在均匀进气条件下，采用遗传算法对S形进气道的二维参数化模型进行优化。优化变量分别选取一定范围，即Ω∈(1.0,1.35)，采用本申请的方法得到的具体优化结果如图8所示。
在图8中，横坐标表示负荷系数纵坐标表示总压恢复系数(σ)，由上到下依次表示扩压分配系数(Ω)为1.25、1.35、1.15、1.0时总压恢复系数(σ)随负荷系数的变化。由优化结果可知：当负荷系数为扩压分配系数为1.25(Ω＝1.25)时，总压恢复系数取得最大值(σ＝0.99039)，此时，负荷系数扩压分配系数(Ω)的取值则为最优解。
将上述结果与传统设计方法得到的结果进行对比，其中，传统设计方法采用表1中所示的“缓急相当”型中心线规律与表2中所示的“先急后缓”型面积变化规律，对比结果如图9所示，其中Φ是流量系数。
结果表明，在设计流量点与非设计流量点，本申请所提供的设计方法得到的S形进气道均优于传统设计方法，总压恢复系数最大相对提高了0.41％。因此，本申请提供的S形进气道设计方法具有实际应用价值。
本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本申请，而并非是对本申请的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本申请的范围内。

Claims (10)

1.一种基于壁面压力梯度特征的S形进气道的优化设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤S1：构建S形进气道的二维结构模型，包括：
步骤S11：构建进气道的下壁面型线模型；和
步骤S12：构建进气道的上壁面型线模型；
步骤S2：确定进气道的与进气气流方向垂直的各截面的几何形状，构建进气道的三维结构模型；以及
步骤S3：通过优化算法获得上述三维结构模型中的主控参数值，以实现对S形进气道的优化设计。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，
将进气道沿进气气流方向分成前、后半程，将前、后半程的下壁面型线(M1-Mc-M2)、上壁面型线(N1-Nc-N2)和截面上、下半区的中心分界线(O1-Oc-O2)分别用四次多项式进行表示，具体表达式如下：
式中，z为垂直于进气气流的方向，段表示从进气道进口到分段点的前半程，段表示从进气道分段点到出口的后半程，a0至a4、b0至b4为多项式的待定系数。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，
在步骤S11中，引入负荷系数作为约束条件使下壁面型线模型的方程组封闭，负荷系数的定义式如下：
式中，β1、β2分别是进气道内壁面前、后半程的气流转角的大小； 分别为进气道内壁面型线在进口、出口和分段点处的z向坐标。
4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，
在步骤S12中，引入扩压分配系数(Ω)作为约束条件使上壁面型线模型的方程组封闭，扩压分配系数(Ω)的定义式如下：
式中，Ac表示分段点处截面的流道面积，A1表示进口截面处的流道面积,hc表示分段点处的流道高度，h1表示进口截面处的流道高度。
5.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，
在步骤S2中，通过确定截面上、下半区的中心分界线(O1-Oc-O2)来确定进气道的与进气气流方向垂直的各截面的几何形状。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，
在步骤S2中，引入面积分配系数作为约束条件使关于中心分界线的方程组封闭，面积分配系数的定义式如下：
式中，表示分段点处的自中心分界线至下壁面型线的高度；表示进口处的自中心分界线至下壁面型线的高度。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，
所述优化算法为遗传算法。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，
将MATLAB、AutoGrid、Fine/Turbo和EURANUS软件与MIGA软件的功能串联，以实现S形进气道的优化设计方法。
9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，
在优化算法中，选取总压恢复系数(σ)作为优化目标函数。
10.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，
选取负荷系数和扩压分配系数(Ω)作为优化变量。
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