CN110633522A

CN110633522A - 一种基于最大推力理论的超声速推力喷管反设计方法

Info

Publication number: CN110633522A
Application number: CN201910857498.6A
Authority: CN
Inventors: 俞凯凯; 陈以勒; 黄帅; 徐惊雷
Original assignee: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Current assignee: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority date: 2019-09-11
Filing date: 2019-09-11
Publication date: 2019-12-31

Abstract

本发明公开了一种基于最大推力理论的超声速推力喷管反设计方法，包括以下步骤：预先设定核心点的物理参数，进而确定经过核心点的左行特征线上的物理参数和几何位置；根据喷管进口参数分布和核心点参数，采用有旋特征线法和迭代法计算得到初始膨胀段，并根据进口参数和初始膨胀段确定喷管进口及膨胀面影响域；确定影响域的上膨胀面和下膨胀面发出的最后两根特征线，并获得其交点，该交点为特征线交点；将核心点连接至特征线交点；根据流量守恒定律、进口影响域和经过核心点的左行特征线，采用有旋特征线法确定待设计的推力喷管的上壁面型线；确定下壁面型线，完成推力喷管设计。本发明在满足几何和气动约束条件下最大化性能，且喷管与飞行器的机身融合更好。

Description

一种基于最大推力理论的超声速推力喷管反设计方法

技术领域

本发明属于超燃冲压发动机推力喷管技术领域，具体涉及一种基于最大推力理论的超声速推力喷管反设计方法。

背景技术

超燃冲压发动机由于具有结构简单、重量较轻和速度高，其已经成为了吸气式高超声速飞行器的主要动力部件。一般来说，超燃冲压发动机由进气道、隔离段、燃烧室以及尾喷管等关键部件组成。其中，尾喷管是超燃冲压发动机的重要部件，其性能好坏将直接影响发动机的整体性能和发动机的稳定工作。相关文献表明，当超燃冲压发动机工作在高于Ma6的情况下，喷管产生了70％以上的推力。由此可见，喷管的设计对于超燃冲压发动机以及以超燃冲压发动机为核心的组合循环发动机是至关重要的。

为了最大化喷管的性能，已有的喷管都是基于最大推力理论正向设计的，即从喷管入口往喷管出口设计的，并且利用最大推力理论确定喷管的主要型面。但这些正向设计方法极大地受喷管进口初始膨胀段的影响，而且在利用最大推力理论的时候需要重复迭代计算，增加了设计的复杂性，此外更重要是无法最优化喷管的性能。因此，有必要将最大推力理论和反设计方法结合在一起，从设计方法本身来改善喷管性能。

发明内容

本发明的目的是提供一种基于最大推力理论的超声速推力喷管反设计方法，通过预先指定核心点的气动参数，并利用最大推力理论计算左行特征线上气动参数和几何位置，利用有旋特征线、流线追踪法、迭代法等算法进行反设计得到喷管壁面，在满足几何约束条件下进一步提升喷管的性能，且喷管与飞行器的机身融合更好，有利于提升飞行器的总体稳定性。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种基于最大推力理论的超声速推力喷管反设计方法，包括以下步骤：

步骤1，预先设定在最大推力喷管设计方法中所需的核心点的物理参数，结合预先设定的流量比例确定经过核心点的左行特征线上的物理参数和几何位置；

步骤2，根据喷管进口参数分布和核心点参数，采用有旋特征线法和迭代法计算得到初始膨胀段，并根据进口参数和初始膨胀段确定进口及膨胀面的影响域；

步骤3，确定影响域的上膨胀面和下膨胀面发出的最后两根特征线，并获得其交点，该交点为特征线交点；

步骤4，将步骤2中的核心点连接至步骤3中的特征线交点；

步骤5，根据流量守恒定律、进口影响域和经过核心点的左行特征线，采用有旋特征线法确定待设计的推力喷管的上壁面型线；

步骤6，确定下壁面型线，完成推力喷管设计。

进一步的，所述步骤1包括如下步骤：

步骤11，根据喷管的总体尺寸约束，确定核心点的马赫数和气流角度；

步骤12，利用如下方程确定经过核心点左行特征线上的物理参数，该方程利用最大推力理论得到的：

ρV²sin²θtanα＝C₂

其中，ρ表示流体密度，V表示流体速度，θ表示流动角，α表示马赫角，C₁和C₂是常数，由核心点的物理参数以及上述公式计算得到。

进一步的，所述步骤2包括如下步骤：

步骤21，设定初始的上膨胀段和下膨胀段，结合喷管进口参数分布，利用有旋特征线法得到进口影响域、初始膨胀段和进口及膨胀面影响域，确定上膨胀面和下膨胀面发出的最后特征线交点；

步骤22，利用流线追踪法获得从喷管入口到特征线交点的流线，利用流线将进口和初始膨胀段确定的影响域分为上下部分，分别计算上下部分的流量；

步骤23，比较特征线交点和核心点的气动参数的大小，并比较从特征线交点出发的流线分成的上部分流量与经过从核心点出发的左行特征线的流量大小；

步骤24，根据步骤23得到的流量大小值，设定迭代因子，利用迭代因子去调整上膨胀段和下膨胀段后，再重复步骤21至步骤23，重新计算得到新的特征线交点、并再次比较从特征线交点出发的流线分成的上部分流量与经过从核心点出发的左行特征线的流量大小；

步骤25，重复步骤24，直到特征线交点和核心点的参数完全相等，并且根据流线分配的流量也相等，将特征线交点与核心点相连。

进一步的，所述有旋特征线法包括如下特征线方程：

其中，x和y表示二维笛卡尔坐标，λ_±表示特征线C_±的斜率，λ₀表示特征线C₀的斜率，u和v分别表示沿x和y方向的速度分量，θ表示流动角，α表示马赫角。

进一步的，所述有旋特征线法还包括如下相容性方程：

ρVdV+dp＝0

dp-a²dρ＝0

其中，Ma表示马赫数，ρ表示流体密度，V表示流体速度，p表示静压，a表示声速，θ表示流动角，α表示马赫角，x和y表示二维笛卡尔坐标，下标+代表左行特征线，下标-代表右行特征线，若属于二维流动，则δ等于零。

进一步的，所述核心点是任意设定的，经过核心点的左行特征线上的参数是利用最大推力理论得到的。

进一步的，所述核心点和特征线交点具有相同的气动参数和几何位置。

进一步的，所述特征线交点将进口影响域分成上部分的质量流量，与经过从核心点出发的左行特征线的质量流量是相等的。

进一步的，所述步骤6中，下壁面型线是直线或曲线，其长度和形状可以根据实际飞行器性能要求进行更改。

有益效果：本发明采用喷管的反设计方法可以指定最大推力喷管中核心点上的气动参数，并利用对应公式计算经过核心点的左行特征线上的气动参数，实现在满足几何约束条件下最优化喷管的推力性能。同时，对下壁面的型面控制，可以实现优化推力还是优化升力的目标，有利于增强飞行器的总体稳定性。此外，本发明可以有效的控制喷管出口的形状，利于飞发一体化设计，具有优异的气动性能。

附图说明

图1是本发明的基于最大推力理论的超声速推力喷管反设计方法中的步骤1到步骤3确定的影响域、特征线交点、核心点以及经过核心点的左行特征线；

图2是本发明的基于最大推力理论的超声速推力喷管反设计方法中的步骤2确定初始膨胀段、进口影响域和连接点的结构示意图；

图3是本发明的能模拟出口气动参数分布并确定出口形状的超声速推力喷管反设计方法设计得到的喷管流场的马赫数等值线图；

图中，11-喷管进口，12-初始膨胀段，13-喷管进口影响域内流线，14-喷管壁面，15-上膨胀面发出的最后特征线，16-特征线交点/核心点，17-经过核心点的左行特征线，18-喷管下壁面；

21-喷管进口，22-初始膨胀段，23-进口影响域，24-喷管进口影响域内流线，25-初始膨胀面发出的最后特征线，26-喷管进口及膨胀面影响域，27-特征线交点。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作更进一步的说明。

结合图1所示，本发明公开了一种基于最大推力理论的超声速推力喷管反设计方法，包括以下步骤：

步骤2，根据喷管进口参数分布和核心点参数，采用有旋特征线法和迭代法计算得到初始膨胀段，并根据进口参数和初始膨胀段确定进口及膨胀面影响域；

步骤4，将步骤2中的核心点连接至步骤3中的特征线交点；

步骤6，确定下壁面型线，完成推力喷管设计。

本发明中，采用的有旋特征线包括如下特征线方程：

所述x和y表示二维笛卡尔坐标，λ_±表示特征线C_±的斜率，λ₀表示特征线C₀的斜率，u和v分别表示沿x和y方向的速度分量，θ表示流动角，α表示马赫角。

本发明中，采用的有旋特征线还包括如下相容性方程：

ρVdV+dp＝0

dp-a²dρ＝0

本发明中，根据喷管的总体尺寸约束，确定核心点的马赫数和气流角度；并利用如下方程确定经过核心点左行特征线上的物理参数，该方程利用最大推力理论得到的：

ρV²sin²θtanα＝C₂

结合图2，本发明中，根据喷管进口21参数，核心点参数以及经过核心点的左行特征线上的质量流量，迭代计算得到初始膨胀段，具体步骤如下：

步骤1)：设定初始的上膨胀段IEC_u和下膨胀段IEC_l，结合喷管进口参数分布，利用特征线法得到进口影响域23和喷管进口及膨胀面影响域26的结果，进一步提取特征线交点27的信息；

步骤2)：利用流线追踪法获得从喷管入口到特征线交点27的喷管进口影响域内流线24，利用喷管进口影响域内流线24将进口影响域23和喷管进口及膨胀面影响域26分为上下部分，分别计算上下部分的流量；

步骤3)：比较特征线交点27和核心点16的气动参数的大小，并进一步比较从影响域连接点出发的流线分成的上部分的流量与经过从核心点发出的左行特征线的流量大小；

步骤4)：根据步骤3)得到流量大小，设定迭代因子，利用迭代因子去调整上下膨胀段后，并重复步骤1)至步骤3)，重新计算得到新的特征线交点27以及比较对应的流量大小；

步骤5)：重复步骤4)，直到特征线交点27和核心点16的参数完全相等，并且根据流线分配的流量也相等，就能将特征线交点27和核心点16连接在一起。

本发明的设计方法是在最大推力理论的基础上发展起来的反设计方法，可用于超燃冲压以及组合循环发动机的尾喷管设计，具有优异的性能。即可以直接设定核心点的参数，并且在约束条件下最大化喷管的推力性能。而且根据飞行器实际需求喷管下壁面的型线，获得具有不同性能的喷管，解决了传统设计方法性能欠佳，资源消耗大的缺点。

完成特征线交点和核心点的连接，便可以根据流量守恒，利用特征线法确定待设计的喷管的上、下壁面，完成基于最大推力理论的超声速推力喷管反设计。

为更好地说明本发明，便于理解本发明的技术方案，本发明的典型但非限制性的实施例如下：

单边膨胀喷管飞行高度为23.0km，喷管进口马赫数为1.76，进口静压为45455Pa，进口静温为1822K，分子量为27.4，定压比热容为1433J/(KgK),进口高度为157mm。喷管的流量为19kg/s。核心点的参数定义为：

Ma＝2.6，θ＝5°

图3是利用本发明设计得到的喷管的流场马赫数云图。表1是本发明的基于最大推力理论的超声速推力喷管反设计方法设计得到的喷管与传统设计方法得到的喷管性能对比数据。传统设计方法主要步骤如下：(1)根据非对称膨胀程度，设定上下初始膨胀角；(2)利用特征线计算得到喷管进口和初始膨胀段的影响域；(3)进一步利用有旋特征线计算得到喷管上下壁面。

表1是本发明的基于最大推力理论的超声速推力喷管反设计方法设计得到的喷管与传统设计方法得到的喷管性能对比数据。

表1

构型	推力系数	升力，(单位：N)	力矩，(单位：Nm)
				Nozzle A	0.7345	1153.4	1741.3
Nozzle B	0.5573	-1142.4	1111.8
				(X<sub>A</sub>-X<sub>B</sub>)/X<sub>B</sub>×100％	31.8％	201.0％	56.6％

本发明设计方法得到的喷管推力系数最大增益接近32％，升力系数最大增益约201％，与传统设计方法得到的喷管对比无论在推力系数，还是在升力上都表现出明显的优势。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims

1.一种基于最大推力理论的超声速推力喷管反设计方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤2，根据喷管进口参数分布和核心点参数，采用有旋特征线法和迭代法计算得到初始膨胀段，并根据进口参数和初始膨胀段确定喷管进口及膨胀面的影响域；

步骤4，将步骤2中的核心点连接至步骤3中的特征线交点；

步骤6，确定下壁面型线，完成推力喷管设计。

2.根据权利要求1所述的基于最大推力理论的超声速推力喷管反设计方法，其特征在于：所述步骤1包括如下步骤：

ρV²sin²θtanα＝C₂

3.根据权利要求1所述的基于最大推力理论的超声速推力喷管反设计方法，其特征在于：所述步骤2包括如下步骤：

步骤21，设定初始的上膨胀段和下膨胀段，结合喷管进口参数分布，利用有旋特征线法得到喷管进口影响域、初始膨胀段和进口及膨胀面影响域，确定上膨胀面和下膨胀面发出的最后特征线交点；

4.根据权利要求1所述的基于最大推力理论的超声速推力喷管反设计方法，其特征在于：所述有旋特征线法包括如下特征线方程：

5.根据权利要求1所述的基于最大推力理论的超声速推力喷管反设计方法，其特征在于：所述有旋特征线法包括如下相容性方程：

ρVdV+dp＝0

dp-a²dρ＝0

6.根据权利要求1所述的基于最大推力理论的超声速推力喷管反设计方法，其特征在于：所述核心点是任意设定的，经过核心点的左行特征线上的参数是利用最大推力理论得到的。

7.根据权利要求1所述的基于最大推力理论的超声速推力喷管反设计方法，其特征在于：所述核心点和特征线交点具有相同的气动参数和几何位置。

8.根据权利要求1所述的基于最大推力理论的超声速推力喷管反设计方法，其特征在于：所述特征线交点将进口影响域分成上部分的质量流量，与经过从核心点出发的左行特征线的质量流量是相等的。

9.根据权利要求1所述的基于最大推力理论的超声速推力喷管反设计方法，其特征在于：所述步骤6中，下壁面型线是直线或曲线。