CN111946462B - 提高燃烧室入口的总压恢复系数与优化进气道的设计结构 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种提高燃烧室入口的总压恢复系数与优化进气道的设计结构，具有进气道，以及与所述进气道相切连接的隔离段，其中，所述相切连接的区域为交界面，所述交界面向下游偏移量为28‑32mm，所述燃烧室入口的总压恢复系数最高。本发明的有益效果在于，当进气道流向伸缩是提高燃烧室入口的总压恢复系数、优化进气道设计的有效手段时，通过本发明的偏移量实现了燃烧室入口的总压恢复系数的峰值。

Description

提高燃烧室入口的总压恢复系数与优化进气道的设计结构
技术领域
本发明涉及飞行器发动机进气道的技术领域，具体涉及一种提高燃烧室入口的总压恢复系数与优化进气道的设计结构。
技术背景
近年来，伴随着航空航天技术的快速发展，世界各国加大对高超声速飞行器研制的投入力度。进气道是高超声速飞行器超燃冲压发动机的重要组成部分，对发动机的性能起着关键作用。目前，国内外主流的进气道形式有轴对称进气道、二维压缩进气道、三维侧压式进气道和三维内收缩进气道。内收缩进气道凭借其较高的压缩效率、较强的流量捕获能力等优点，受到研究者的重点关注。
超燃冲压发动机的进气道结构复杂，与超声速气流相互作用产生复杂的激波结构，气流经过激波后总压降低，造成总压损失，对发动机推力影响较大，主要表现在两个方面：一方面，进入发动机的空气流量减少；另一方面，尾喷管出口燃气速度降低。通常，总压恢复系数减少1％，可使发动机推力损失约1.25％。在实际飞行中，特别是对于高超声速飞行，飞行器的进气道及隔离段内部的流动非常复杂，存在很多干扰因素，比如激波/膨胀波、激波/附面层之间的干扰现象，而且实际来流往往不是均匀来流，采用实验方法开展研究难度大、成本高。
为了提高进气道的压缩效率、减少进气道及隔离段阻力和提供流场均匀的高品质气流，国内外一些学者做了相关的研究。其中，通过改变壁面型线、优化进气道唇口平面形状、引入型面渐变技术和边界层修正技术改善了进气道的气动性能；也有通过编制了内转式进气道设计程序，研究了典型几何参数对基准流场气动性能的影响，并给出了参数的影响规律。同时，刘蕾等对某型二维高超声速进气道进行了数值仿真计算，研究了喉道肩点圆弧半径对进气道性能的影响。但是隔离段由于结构比较简单，相关研究比较少，Waltrup、Lin和田旭昂等采用数值分析方法研究了隔离段截面形状以及隔离段内激波串对隔离段性能的影响。
目前该领域相关研究大多是单独对进气道进行优化，或者是单独对隔离段进行研究。然而，在高超声速飞行器飞行的过程中，进气道与隔离段是一个整体，其作用是为燃烧室提供均匀稳定的高品质气流，进气道与隔离段的总体性能直接影响超燃冲压发动机的性能。因此，对高超声速进气道与隔离段整体的研究是非常有必要的。
发明内容
针对现有技术的不足，本发明旨在提供一种提高燃烧室入口的总压恢复系数与优化进气道的设计结构，对飞行器进气道与隔离段整体进行数值模拟，保持进气道与隔离段总长度不变，通过伸缩进气道调整与隔离段交界面的位置来研究其对燃烧室入口处总压恢复的影响，确定燃烧室入口处最高总压恢复系数所对应的交界面位置，从而实现对该飞行器进气道优化设计的目的。
为了实现上述目的，本发明采用的技术方案如下：
提高燃烧室入口的总压恢复系数与优化进气道的设计结构，具有进气道段，以及与所述进气道段相切连接的隔离段，其中，所述相切连接的区域为交界面，所述交界面向下游偏移量为28-32mm，所述燃烧室入口的总压恢复系数最高。
需要说明的是，所述总压恢复系数的峰值为0.2484。
进一步的，本发明还提供一种提高燃烧室入口的总压恢复系数与优化进气道的设计方法，所述方法包括将靠近于所述隔离段的进气道进行延伸，增加所述进气道的弯曲区域。
更进一步的，所述弯曲区域的延长，相当于将所述进气道与所述隔离段的交界面往下游方向偏移。
本发明的有益效果在于，当进气道流向伸缩是提高燃烧室入口的总压恢复系数、优化进气道设计的有效手段时，通过本发明的2段偏移量为均可达到燃烧室入口的总压恢复系数的峰值。
附图说明
图1为本发明进气道、隔离段的模型结构示意图；
图2为本发明的进气道流向伸缩示意图；
图3为本发明进气道与隔离段的整体和局部计算网格示意图；
图4为本发明进气道与隔离段的局部计算网格示意图；
图5为本发明燃烧室入口总压恢复系数随交界面偏移量的变化曲线参考图。
具体实施例
以下将结合附图对本发明作进一步的描述，需要说明的是，本实施例以本技术方案为前提，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围并不限于本实施例。
提高燃烧室入口的总压恢复系数与优化进气道的设计结构，具有进气道段，以及与所述进气道段相切连接的隔离段，其中，所述相切连接的区域为交界面，所述交界面向下游偏移量为28-32mm，所述燃烧室入口的总压恢复系数最高。
需要说明的是，所述总压恢复系数的峰值为0.2484。
进一步的，本发明还提供一种提高燃烧室入口的总压恢复系数与优化进气道的设计方法，所述方法包括将靠近于所述隔离段的进气道进行延伸，增加所述进气道的弯曲区域。
更进一步的，所述弯曲区域的延长，相当于将所述进气道与所述隔离段的交界面往下游方向偏移。
实施例
1、建立气动模型
如图1所示，建立对高超声速飞行器的进气道和隔离段的模型，为对称面外形。图中的左侧为进气道1的后半部分，右侧为隔离段2，进气道与隔离段连接处相切，以保证交界面处平滑过渡；其中燃烧室入口3位于隔离段的另一侧。
如图2所示，为进气道流向伸缩的示意图，通过流向伸缩来调整进气道与隔离段交界面的流向位置，采用数值模拟方法研究这种调整给燃烧室入口的总压恢复系数带来的影响，并确认最佳的调整状态，以使燃烧室入口总压恢复系数达到最高。
2、网格划分
如图3、图4所示，采用结构网格划分高超声速进气道以及隔离段流场模型，在本实施例中，模型的总网格数为37.5万个，其中进气道的网格数为25万个，隔离段网格数为12.5万个，同时为了使结果更为精准，在近壁面(进气道与隔离段的交界处)位置处对网格进行加密处理。
3、模拟计算
进一步的，运用CFD求解三维可压缩Navier-Stokes方程；耦合能量方程并结合基于密度的求解器对高超声速飞行器内外流场进行定常数值模拟；空间格式为Roe-FDS迎风格式，具有很好的激波等间断分辨率和粘性模拟精度；湍流模型采用SST k-omega两方程模型，对自由剪切湍流、边界层湍流和适度的分离湍流都有着较高的计算精度。
选用理想气体模型，导热系数取0.0242W/(m K),粘性系数取1.7894×10-5kg/(ms)，来流马赫数Ma＝5，来流静压为2971.75Pa。计算以来流参数初始化，计算收敛准则为：连续方程、动量方程、能量方程、k-omega方程残差以及进出口流量相对误差至少下降3个数量级，且进气道和隔离段沿程截面流量稳定。
4、结果分析
如图5所示，燃烧室入口的总压恢复随交界面偏移总体呈现先增后降的趋势，在偏移量为28-32mm之间时总压恢复系数达到峰值0.2484，相比零偏移时提升了0.4％，达到了对该飞行器气动系统的局部优化目的。
对于本领域的技术人员来说，可以根据以上的技术方案和构思，给出各种相应的改变和变形，而所有的这些改变和变形，都应该包括在本发明权利要求的保护范围之内。

Claims (2)

1.提高燃烧室入口的总压恢复系数与优化进气道的设计结构，具有进气道，以及与所述进气道相切连接的隔离段，其中，所述相切连接的区域为交界面，其特征在于，保持进气道与隔离段总长度不变，将靠近于所述隔离段的进气道进行延伸，增加所述进气道的弯曲区域，所述弯曲区域的延长，相当于将所述进气道与所述隔离段的交界面往下游方向偏移，所述交界面向下游偏移量为28-32 mm，所述燃烧室入口的总压恢复系数最高。
2.根据权利要求1所述的提高燃烧室入口的总压恢复系数与优化进气道的设计结构，其特征在于，所述总压恢复系数的峰值为0.2484。
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