CN111339681B - 一种采用空气介质模拟发动机燃气介质喷流气动干扰效应的喷管出口参数匹配方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了种用于发动机喷流干扰效应模拟的喷管出口参数匹配方法，用于空气介质模拟发动机燃气喷流对外流的气动干扰；等效匹配过程中发动机喷管出口面积严格一致，喷管出口参数变换时考虑了边界层影响，出口关键特征参数匹配的一致性相比传统的相似准则变换有明显提高；通过对喷管扩张角度的修正，可保证冷热喷流喷管出口气流膨胀角度一致；本发明提出的空气介质模拟燃气喷流干扰参数匹配方法适用于二维、三维常规完全膨胀喷管，可直接应用于飞行器姿控发动机、尾喷流发动机喷流干扰效应数值模拟评估分析中，特别适用于舵面/姿控发动机近距耦合干扰效应分析，相比传统空气介质冷喷流，可提高模拟预测的精度。

Description

一种采用空气介质模拟发动机燃气介质喷流气动干扰效应的 喷管出口参数匹配方法

技术领域

本发明涉及流体分析领域，具体涉及到飞行器喷流干扰效应数值模拟分析研究中的采用空气介质模拟飞行器发动机燃气喷流干扰效应的喷管出口参数匹配方法。

背景技术

喷流控制是利用喷流的反作用力进行控制的一种技术。由于它具有响应快，能在真空和速度很低的条件下使用的特点，已经在航空航天飞行器的控制中得到广泛应用。

发动机喷流干扰流场复杂，包含激波边界层干扰、激波/激波干扰、大尺度分离和漩涡流动等复杂物理现象，同时，由于发动机喷流介质为燃气介质，燃烧和流动过程中存在复杂的化学反应效应、异质气体喷射效应、与空气来流作用后的二次燃烧效应等，在工程使用上需要准确评估分析喷流干扰效应影响。

目前喷流干扰效应分析采用的主要技术途径是风洞试验和数值计算两种，数值模拟方法相比风洞试验具有方便、快捷、不受试验条件限制的优点，而且能提供更丰富的流场信息，受到了广泛的应用。喷流干扰数值模拟方法包括燃气介质热喷流模拟和空气介质冷喷流模拟，燃气介质热喷流模拟涉及到化学反应方程求解、组分输运方程求解，计算的效率和稳定性较差，在实际工程应用上受到了诸多限制。目前工程上采用较多的为空气介质冷喷流模拟方法，即通过对冷、热喷流状态参数的分析，利用各种喷流干扰模拟准则变换得到喷管的状态参数，从而满足冷热喷流关键参数(如动量比、落压比等)的相似。喷管出口参数作为喷流与外流开始作用的起始位置，其参数的匹配程度对干扰流场模拟的可靠性至关重要。

目前所有空气介质冷喷流模拟都是以喷管喉道或喷管出口位置作为入流的起始位置，通过给定喉道或喷管出口的状态参数，来模拟喷流干扰效应。这两种处理方式各有优缺点，如果直接给定喷管喉道参数，可大致模拟喷管出口气流的扩张角度，但由于喷管喉道参数是根据喷管出口参数利用一维等熵流计算得到，并未考虑喷管粘性的影响，会使得仿真得到的喷管出口压力、动量与燃气介质喷流存在差异；如果直接给定喷管出口参数，可实现喷管出口压力、动量的准确模拟，但由于没有对喷管的扩张型面进行模拟，使得喷管出口气流的膨胀角度与实际差异较大。同时，目前所有的喷流模拟相似准则均没有考虑真实燃气介质由于比热比不同造成的喷管出口气流膨胀角度的差异，这种差异随着飞行高度的增加而增大，尤其在喷管出口与舵面相距较近的情况下会对飞行器的气动特性和舵面的防热结构设计产生较大影响。

发明内容

本发明的目的是提供一种采用空气介质冷喷流模拟燃气介质热喷流干扰效应的喷管出口参数匹配方法，解决现有设计方法带来的缺陷。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

S1：根据喷管出口面积和喉道面积比关系，估算出燃气喷流时的喷管出口马赫数，结合喷管轴向长度，计算出喷管出口区域的附面层厚度，作为喷管出口面积的修正量；

S2：根据喷管几何尺寸和发动机工作后喷流燃气的性质，计算得到真实燃气喷流时的喷管出口的动量γpM²A和喷管出口的静压p、静温T，利用冷热喷流模拟变换的相似准则，保证喷管出口面积、静压和动量等关键流动参数一致的情况下，变换得到采用空气介质冷喷流模拟燃气介质喷流时喷管出口的马赫数、静压等。

S3：当喷管处于完全膨胀工作状态，选取喉道处为气流膨胀过程的起始点，利用普朗特-迈耶膨胀波关系式，建立气流偏折角度与马赫数间的数学关系，基于真实喷管内型面和喷管出口膨胀角度，计算得到真实燃气介质喷流时喷管出口气流的膨胀角度。

S4：将空气介质冷喷流模拟采用的喷管用锥形喷管进行简化，通过修改喷管内型面和喷管出口的几何扩张半角，使得空气介质冷喷流模拟时的喷管出口气流膨胀角度与真实喷管燃气介质喷流时的膨胀角度相一致。

S5：对修改后的空气介质冷喷流模拟采用的锥形喷管，在保证喷管出口几何面积一致的情况下，将步骤一中计算得到的喷管出口边界层进行修正，利用一维等熵流关系式，计算得到采用空气介质喷流模拟的新喉道几何尺寸和截面上的参数，具体包括马赫数、压力、温度等。

S6：基于步骤四中修改后的锥形喷管内型面和步骤五中变换得到的新喉道或与喷管出口平行的任意截面几何参数和流动参数，开展空气介质冷喷流干扰效应数值模拟仿真，获得喷流干扰效应对飞行器气动特性影响量。

在S1中，喷管出口边界层厚度可采用边界层理论或者相关工程公式估算得到。

在S2中，γ为气体比热比，p为压力，M为马赫数，A为喷管出口面积，冷热喷流模拟变换的相似准则包含动量比模拟、落压比模拟、质量流量模拟等。

在S3中，建立的喷管出口气流膨胀角度与马赫数间的数学关系式如下：

式中，δ为气流偏转角度，γ为气流比热比，M为膨胀结束位置马赫数。

在S3中，当喷流介质为燃气时，气流从喉道参数

和

膨胀到喷管出口参数

和

时，根据上式，确定气流膨胀角

根据飞行器飞行环境下的压力条件，确定燃气介质膨胀到该平衡压力时的马赫数，得到燃气从喉道参数膨胀到无穷远来流条件时对应的膨胀角

由于在超声速气流中，下游的扰动只影响其后向马赫锥内的区域，不会向上游传播，所以利用

和

即可确定燃气介质喷流时由喷管出口

和

膨胀至无穷远压力情况下的气流偏转角

在S4中，根据步骤二变换得到的空气介质冷喷流出口压力和马赫数，当喷流介质为空气时，利用步骤三中建立的数学关系式，可计算得到空气介质冷喷流模拟时喷管出口对应的膨胀角度△δ_air，选取冷热喷流模拟时的喷管出口气流膨胀角度为相似参数，在保证燃气介质喷流与空气介质喷流出口膨胀角度一致的情况下，存在如下关系数学式：

式中

为燃气介质喷流时对应的喷管出口几何半角，进而可求出采用空气介质冷喷流模拟时喷管出口几何半角

在S5中，空气介质冷喷流模拟采用的锥形喷管简化时，应保证喷管出口面积一致，喷管出口几何半角基于步骤三中修正后的几何半角

新的锥形喷管生成时要求喷管内几何型面光滑过渡，面积逐渐增大，顺着气流方向无逆压梯度产生，喷流内流动无分离现象。

在S5中，新的喉道截面应与喷管出口平面相平行，假设喷管吼道区域无附面层，一维等熵流计算时采用边界层修正后无粘区域的喷管出口尺寸，即喷管几何尺寸与边界层厚度之差。

在S6中，空气冷喷流模拟可采用计算流体力学(CFD)计算软件完成。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

理论分析与工程实际结合，考虑喷管内边界层流动影响，通过修改简化喷管几何内型面的方式，获取空气介质喷流模拟新的喉道几何尺寸和流动特征参数，相比传统的相似准则变换方法，提高了喷管出口关键特征参数的匹配精度；

基于膨胀波关系式，建立了燃气介质喷流和空气介质冷喷流喷管出口膨胀角度的修正方法，保证了不同喷流介质条件下喷管出口气流的膨胀角度一致；

本发明提出的空气介质模拟燃气喷流干扰参数匹配方法适用于二维、三维常规完全膨胀喷管，可直接应用于飞行器姿控发动机、尾喷流发动机喷流干扰效应数值模拟评估分析中，特别适用于舵面/姿控发动机近距耦合干扰效应分析，相比传统空气介质冷喷流，可提高模拟预测的精度。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1本发明提出的空气介质模拟燃气介质喷流干扰效应喷管出口参数匹配方法流程图；

图2是基于膨胀波关系式修正空气介质喷管出口扩张角度的基本原理图；

图3是典型轴对称喷管空气介质模拟和燃气介质模拟几何型面对比图；

图4是本发明提出的喷流干扰模拟方法与传统空气冷喷流模拟得到的气动干扰量对比曲线；

图5是本发明在实施例1中的应用；

图6是本发明在实施例2中的应用。

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。

本说明书(包括任何附加权利要求、摘要和附图)中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。

本发明提出的一种采用空气介质模拟发动机燃气喷流干扰效应的喷管出口参数匹配方法基本流程如图1所示。首先根据真实喷管喉道和出口的面积比，初步估算得到喷管出口的马赫数，结合喉道距离喷管出口的轴向长度，利用边界层理论或边界层厚度工程估算公式，得到喷管出口的边界层厚度；其次，在保证空气介质喷流和真实燃气介质喷流喷管出口关键设计参数(如压力、动量等)一致的情况下，利用一维等熵关系和考虑边界层修正后的喷管出口尺寸，换算得到采用空气介质模拟时喷管内任意平行出口截面位置下的流动状态参数，作为空气介质模拟喷管流动的起始位置，并给定数值仿真的入流条件；再次，由于空气介质和燃气介质喷管出口角度差异，根据普朗特-迈溢流膨胀波关系式，建立喷管出口扩张角度、气流速度和外界压力间的数学模型，选取气流膨胀角度为相似参数，修正空气介质冷喷流喷管出口扩张角度，用锥形内型面替代原始的喷管内型面，使其与真实燃气介质喷流喷管出口气流扩张角度相一致；最后针对修改后的简化锥形喷管和变换得到的截面流动参数，生成计算网格，开展流场仿真分析。

基于膨胀波关系式的空气介质模拟燃气介质喷流干扰效应时的喷管出口气流扩张角度修正的基本原理如图2所示，图中的分析对象为二维锥形喷管，图中1为喷管喉道位置，对应的状态参数分别为M_throat和p_throat，图中2为喷管出口位置，对应的状态参数为M_exit和p_exit，无穷远来流条件对应的马赫数和压力为M_∞和p_∞；图中3为喷管出口几何扩张半角，其定义为喷管出口切线方向和垂直方向的夹角，由喷管的几何型面确定；图中4为喷管气流膨胀角度，其定义为喷管出口气流膨胀角度与喷管出口扩张半角的夹角；图中5为气流膨胀过程产生的马赫波系结构。

下面将以典型三维轴对称喷管对本发明的实施例做进一步的说明。

本实施例中，真实燃气喷流的混合燃气比热比为1.2，喷管出口静压与无穷远来流静压之比为100，喷管出口与喉道的面积之比为19.75，对应喷管的出口半角约为7.5°，发动机喷管处于完全膨胀工作状态，采用如下步骤对空气介质模拟燃气介质喷流干扰效应喷管出口的参数进行匹配设计。

步骤一：喷管出口边界层厚度计算：根据喷管出口面积和喉道面积比关系，估算出燃气喷流时的喷管出口马赫数，结合喷管轴向长度，利用高速边界层理论或者喷管附面层厚度相关工程估算公式，计算出喷管出口区域的附面层厚度，作为喷管出口面积的修正量；

步骤二：空气介质喷流与燃气介质喷流喷管出口流动状态参数匹配：采用动量比相似的模拟准则，对空气介质喷流相关参数进行换算，保证不同喷流介质对应的喷管出口面积、喷流静压、出口动量相一致，通过修改空气介质喷流时喷管出口的马赫数来满足该相似准则，变换得到空气介质喷流喷管出口马赫数为真实燃气介质喷流的0.9258倍。

步骤三：燃气介质喷流喷管出口气流角度计算：利用普朗特-迈耶膨胀波关系式，建立不同喷流介质下喷管出口气流偏折角度与马赫数的对应数学关系式，以喷管喉道区域为气流膨胀过程的起始点，结合喷管几何内型面和喷管出口气流膨胀的角度，计算得到真实燃气介质喷流时喷管出口的气流的膨胀角度，在本实施例中，燃气介质从喷管出口膨胀至无穷远压力时的气流偏转角度

步骤四：空气介质喷流与燃气介质喷流喷管出口膨胀角度匹配：将空气介质冷喷流模拟采用的喷管用锥形喷管进行简化，通过修改喷管内型面和喷管出口的几何扩张半角，使得空气介质冷喷流模拟时的喷管出口气流膨胀角度与真实喷管燃气介质喷流时的膨胀角度相一致，在本实施例中，空气介质喷流从喉道膨胀至无穷远来流时的喷管出口膨胀角度△δ_air＝35.701o，在保证燃气介质喷流与空气介质喷流出口气流膨胀角度一致的情况下，得到空气介质冷喷流模拟时喷管出口几何扩张半角

即等效模拟简化采用的锥形喷管的半锥角度为15.3876°。

步骤五：利用步骤四中得到的半锥角为15.3876°的喷管，在保证喷管出口几何面积一致的情况下，将步骤一中计算得到的喷管出口边界层进行修正，得到喷管出口无粘区域对应的面积，利用一维等熵流关系式，计算得到采用空气介质喷流模拟的新喉道几何尺寸和锥形喷管内与出口平行的任意截面上的流动特征参数，具体包括马赫数、压力、温度等。

步骤六：基于步骤四中修改后的锥形喷管内型面和步骤五中变换得到的新喉道或与喷管出口平行的任意截面几何参数和流动参数，生成数值仿真的计算网格，并采用CFD求解的方法，开展空气介质冷喷流干扰效应数值模拟仿真，获得喷流干扰效应对飞行器气动特性影响量。

图3给出了该典型轴对称喷管空气介质模拟和燃气介质模拟几何型面对比图，图中左侧区域为燃气介质喷流时喷管出口膨胀角度示意图，右侧区域为等效锥形喷管空气介质喷流时喷管出口的膨胀角度示意图，图中3为喷管出口几何扩张半角，其定义为喷管出口切线方向和垂直方向的夹角，由喷管的几何型面确定；图中4为喷管气流膨胀角度，其定义为喷管出口气流膨胀角度与喷管出口扩张半角的夹角；图中6和7分别对应燃气介质喷流和空气介质喷流气流膨胀外边界与喷管轴线的夹角，其量值相等；图中10为原始喷管几何型面；图中8为锥形喷管喉道尺寸及位置，该位置对应的马赫数为1.0；图中9为与喷管出口截面平行的某一截面的位置示意图，根据喷管出口马赫数和对应9位置的面积，利用一维等熵流关系式，可以换算得到9截面上的压力、温度和马赫数；在利用CFD方法进行喷流干扰效应仿真分析中，可以从8位置或者9位置作为流场仿真的入流条件给定位置，其状态参数利用上述步骤可以得到。

针对某导弹外形，采用轨控发动机进行直接力控制，图4给出了发明提出的喷流干扰模拟方法与传统空气冷喷流模拟得到的气动干扰量对比曲线，图中横坐标为来流攻角，纵坐标为喷流干扰对气动力的干扰量，主要关注的是喷流对外流的干扰，扣除了发动机自身产生的直接力，可以看出，本发明提出的喷管出口参数匹配方法相比传统的空气介质喷流模拟方法与燃气介质喷流模拟得到的气动力干扰量更接近，说明本发明提出的喷管出口参数匹配方法适用于喷流干扰效应的模拟，采用空气作为喷流介质可达到和燃气介质喷流相同的模拟效果。

下面将结合两个具体的飞行器应用场景，从流动的角度，对本发明提出的喷管出口参数匹配方法做进一步的说明。

实施例1：带体襟翼的再入航天飞行器构型。

带翼的航天再入飞行器，为了满足大迎角配平需求，需要采用体襟翼作为纵向配平舵面，该舵面与飞行器底部动力装置存在复杂的气动干扰，图5给出了典型带体襟翼的再入航天飞行器构型底部发动机发动机喷流与体襟翼相互干扰的流动示意图，图中11为飞行器底部，图中12为飞行器的体襟翼控制舵面，图中13为原始发动机喷管，图中14为本发明提出的等效锥形喷管，图中15为考虑出口气流膨胀角度后的高温高压气流膨胀外边界，图中16为未考虑喷管出口参数匹配的空气介质射流外膨胀边界，可以看出，对于此类构型，属于喷流与体襟翼近距离耦合干扰，真实燃气介质的气流膨胀会较空气介质明显，考虑出口气流膨胀角度修正模拟得到的气流膨胀边界与飞行器的体襟翼发生了相互作用，而传统的空气冷喷流模拟时气流的膨胀边界与飞行器的体襟翼并未发生相互作用，从而对飞行器的力矩特性和体襟翼的控制舵效会有较大影响。

实施例2：机翼下方带助推器构型。

该构型利用机翼下方的助推器将飞行器发射至特定的速度和高度，助推器发动机工作时喷流会与上方的机翼相互干扰。图6给出了该构型助推器喷流与上方机翼相互干扰的流动示意图，图中17为飞行器的机翼升力面，图中18为机翼后缘处布置的控制舵面，图中19位机翼下方的助推器，图中20为原始发动机喷管的几何型面，图中21为利用本发明提出的喷管出口参数匹配后的等效锥形喷管，图中22为考虑出口气流膨胀角度后的高温高压气流膨胀外边界，图中23为未考虑喷管出口参数匹配的空气介质射流外膨胀边界，可以看出，对于此类构型，真实燃气介质的气流膨胀会较空气介质明显，考虑出口气流膨胀角度修正模拟得到的气流膨胀边界与主机翼后缘的控制舵面发生了相互作用，而传统的空气冷喷流模拟时气流的膨胀边界与飞行器的体襟翼并未发生相互作用，从而对飞行器的力矩特性和控制舵面的控制舵效会有较大影响。

本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

Claims (6)

1.一种采用空气介质模拟发动机燃气介质喷流气动干扰效应的喷管出口参数匹配方法，其特征在于：

S1:根据喷管出口面积和喉道面积比关系，估算出燃气喷流时的喷管出口马赫数，结合喷管轴向长度，计算出喷管出口区域的附面层厚度，作为喷管出口面积的修正量；

S2：根据喷管几何尺寸和发动机工作后喷流燃气的性质，计算得到真实燃气喷流时的喷管出口的动量和喷管出口的静压、静温，利用冷热喷流模拟变换的相似准则，在关键流动参数一致的情况下，获取采用空气介质冷喷流模拟燃气介质喷流时喷管出口的马赫数、静压，所述关键流动参数包括喷管出口面积、静压和动量；

S3：当喷管处于完全膨胀工作状态，选取喉道处为气流膨胀过程的起始点，利用普朗特-迈耶膨胀波关系式，建立气流偏折角度与马赫数间的数学关系，基于真实喷管内型面和喷管出口膨胀角度，计算得到真实燃气介质喷流时喷管出口气流的膨胀角度；

S4：将空气介质冷喷流模拟采用的喷管用锥形喷管进行简化，通过修改喷管内型面和喷管出口的几何半角，使得空气介质冷喷流模拟时的喷管出口气流膨胀角度与真实喷管燃气介质喷流时的膨胀角度相一致；

S5：对修改后的空气介质冷喷流模拟采用的锥形喷管，在保证喷管出口几何面积一致的情况下，将S1中计算得到的喷管出口边界层进行修正，利用一维等熵流关系式进行变换，计算得到变换后的新喉道的几何尺寸和截面上的参数；

S6：基于S4中修改后的锥形喷管内型面和S5中变换得到的新喉道或与喷管出口平行的任意截面几何参数和流动参数，开展空气介质冷喷流干扰效应数值模拟仿真，获得喷流干扰效应对飞行器气动特性影响量。

2.根据权利要求1所述的一种采用空气介质模拟发动机燃气介质喷流气动干扰效应的喷管出口参数匹配方法，其特征在于根据所述气流偏折角度与马赫数间的数学关系建立喷管出口气流膨胀角度与马赫数间的数学关系：

其中：δ为气流偏转角度，γ为气流比热比，M为膨胀结束位置马赫数。

3.根据权利要求2所述的一种采用空气介质模拟发动机燃气介质喷流气动干扰效应的喷管出口参数匹配方法，其特征在于：当喷流介质为燃气时，气流从喉道参数膨胀到喷管出口参数时，确定气流膨胀角

根据飞行器飞行环境下的压力条件，确定燃气介质膨胀到环境压力时的马赫数，得到燃气从喉道参数膨胀到无穷远来流条件时对应的膨胀角

得到气流偏转角

4.根据权利要求1或2所述的一种采用空气介质模拟发动机燃气介质喷流气动干扰效应的喷管出口参数匹配方法，其特征在于：在S4中根据在S2中获取到的空气介质冷喷流出口压力和马赫数，当喷流介质为空气时，利用喷管出口气流膨胀角度与马赫数间的数学关系获取空气介质冷喷流模拟时喷管出口对应的膨胀角度△δ_air，以冷热喷流模拟时的喷管出口气流膨胀角度为相似参数，通过：

获取采用空气介质冷喷流模拟时喷管出口几何半角

为燃气介质喷流时对应的喷管出口几何半角。

5.根据权利要求4所述的一种采用空气介质模拟发动机燃气介质喷流气动干扰效应的喷管出口参数匹配方法，其特征在于：在S4中喷管出口几何半角是基于空气介质冷喷流模拟时喷管出口几何半角，新的锥形喷管生成时喷管内几何型面光滑过渡，面积逐渐增大，顺着气流方向无逆压梯度产生，喷流内流动无分离。

6.根据权利要求5所述的一种采用空气介质模拟发动机燃气介质喷流气动干扰效应的喷管出口参数匹配方法，其特征在于：新的喉道截面与喷管出口平面相平行，采用边界层修正后无粘区域进行一维等熵流计算，喷管吼道的尺寸为喷管几何尺寸与边界层厚度之差。

Images