CN114626146A - 一种用于组合动力系统的仿真方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种用于组合动力系统的仿真方法，包括：获取进入涡轮通道和冲压通道的气流参数；分别将所述涡轮通道和冲压通道的气流参数在交界面处通过面积平均或质量平均转换成第一一维数据和第二一维数据；将所述第一一维数据和第二一维数据输入相应的涡轮发动机与冲压发动机，从而进行组合动力系统内外流变维度一体化数值仿真，可实现组合发动机状态变化对上游进气系统和下游喷管流动的双向耦合模拟，从而实现飞行器及其组合动力发动机内外流一体化气动性能数值仿真。

Description

一种用于组合动力系统的仿真方法
技术领域
本发明涉及飞行器领域，特别涉及一种组合动力系统内外流一体化仿真方法。
背景技术
高超声速飞行器采用组合动力系统将飞行器从地面起飞加速到高超声速，采用的推进系统为涡轮发动机和冲压发动机，其中涡轮发动机负责将飞行器从地面静止状态加速到Ma 2.5左右，此后涡轮发动机退出循环，同时冲压发动机开始点火工作，继续将飞行器加速到高超声速。为了实现高超声速飞行器内外流一体化的耦合仿真，不仅需要完成进排气系统的仿真，还需将进排气系统和涡轮/冲压组合发动机进行联合仿真，而若完整计算涡轮/冲压发动机流道则数值仿真所需的网格量将无法接受，且严重拖慢预研进度。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提供一种计算量小、仿真速度快的用于组合动力系统的仿真方法。
为了实现上述目的，本发明提供的技术方案是：一种用于组合动力系统的仿真方法，包括：
步骤一、获取进入涡轮通道和冲压通道的气流参数；
步骤二、分别将所述涡轮通道和冲压通道的气流参数在交界面处通过面积平均或质量平均转换成第一一维数据和第二一维数据；
步骤三、将所述第一一维数据输入涡轮发动机，涡轮发动机采用部件特性模型确定涡轮通道喷管进口参数；
步骤四、涡轮通道喷管利用所述涡轮通道喷管进口参数进行流场特性计算，从而获得涡轮通道喷管的流动特性；
步骤五、将所述第二一维参数输入冲压发动机，冲压发动机通过准一维数学模型确定冲压通道喷管进口参数；
步骤六、冲压通道喷管根据所述冲压通道喷管进口参数进行流场特性计算，并获得冲压通道喷管的流动特性。
作为优选的一种技术方案，所述步骤二进一步包括：
将每个网格单元内的气流参数乘以该网格单元的面积或者流量后，再将整个交界面的参数进行求和，最后再除以交界面的面积或者流量，从而获得面积平均或质量平均的参数；
作为优选的一种技术方案，所述步骤三进一步包括：
从所述第一一维数据确定涡轮发动机的预设参数的初值；
根据共同工作条件方程并采用Newton-Raphson法所述预设参数的初值进行迭代更新，当误差小于10-4时，停止迭代。
作为优选的一种技术方案，所述预设参数包括压气机转速、压气机辅助坐标和涡轮落压比。
作为优选的一种技术方案，所述步骤四进一步包括：
将喷管进口参数赋值给涡轮发动机与涡轮通道喷管之间的交界面；
涡轮通道喷管根据涡轮发动机计算结果进行流场特性计算从而获得涡轮通道喷管流动特性。
作为优选的一种技术方案，所述步骤五进一步包括：
冲压发动机的双模块冲压燃烧室采用准一维数学模型进行分析；
通过求解守恒型准一维控制方程计算得到冲压发动机沿程参数；
Figure 511199DEST_PATH_IMAGE001
其中
Figure 140763DEST_PATH_IMAGE002
为解向量，
Figure 563654DEST_PATH_IMAGE003
为通量向量，
Figure 13090DEST_PATH_IMAGE004
为源项定义如下：
Figure 764315DEST_PATH_IMAGE005
其中，
Figure 717228DEST_PATH_IMAGE006
为质量添加项；
Figure 576599DEST_PATH_IMAGE007
为壁面摩擦系数；当量直径
Figure 513331DEST_PATH_IMAGE008
，
Figure 749141DEST_PATH_IMAGE009
为湿润周长，
Figure 25401DEST_PATH_IMAGE010
为化学反应放热，
Figure 55674DEST_PATH_IMAGE011
表示密度，
Figure 214123DEST_PATH_IMAGE012
表示速度，
Figure 990974DEST_PATH_IMAGE013
表示内能，A表示面积。
作为优选的一种技术方案，所述准一维控制方程采用MacCormack有限差分方法求解。
作为优选的一种技术方案，预估步采用向前差分计算空间导数，校正步采用向后差分计算空间导数，最后得到的数值结果在时间和空间上都达到二阶精度。
作为优选的一种技术方案，所述步骤六进一步包括：
将喷管进口参数赋值给冲压发动机与冲压通道喷管之间的交界面；
冲压通道喷管根据冲压发动机计算结果进行流场特性计算从而获得喷管的流动特性。
本发明相对于现有技术的有益效果是：按照该方法开展高超声速飞行器及推进系统内外流一体化数值仿真，既能保证一定的数值仿真精度获得高超声速飞行器的内外流特性，又能缩短预研的周期，加快设计方案的更新迭代。
附图说明
图1是本发明一实施例提供的高超声速飞行器及其组合动力推进系统模型图；
图2是本发明一实施例提供的压气机特性图；
图3是本发明一实施例提供的涡轮特性图；
图中，1-飞行器机体，2-涡轮通道，3-进气道与涡轮发动机交界面，4-涡轮发动机，5-涡轮发动机与喷管交界面，6-涡轮通道喷管，7-冲压通道喷管，8-冲压燃烧室与冲压通道喷管交界面，9-双模态冲压燃烧室，10-进气道与冲压发动机交界面，11-冲压通道，12-前体激波。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
参照图1，本实施例提供一种用于组合动力系统的仿真方法，包括以下步骤：
步骤一、获取进入涡轮通道2和冲压通道11的气流参数；
具体的，气流经过前体激波12压缩后，分别进入进气道的涡轮通道2和冲压通道11，获取这两处的气流参数，在本实施例中，气流参数包括：流量、静压、马赫数等；
步骤二、分别将所述涡轮通道2和冲压通道11的气流参数在交界面处通过面积平均或质量平均转换成第一一维数据和第二一维数据；
具体的，进入涡轮通道2的气流参数，在进气道与涡轮发动机交界面3处通过面积平均或质量平均；进入冲压通道11的气流参数，在进气道与冲压发动机交界面10处通过面积平均或质量平均；
步骤三、将所述第一一维数据输入涡轮发动机4，涡轮发动机4采用部件特性模型确定涡轮通道喷管6的进口参数；
具体的，当第一一维数据输入到涡轮发动机4后，涡轮发动机4采用部件特性模型进行计算，其中压气机和涡轮特性分别如图2和图3所示。
在本实施例中，涡轮发动机模型中包含进气道、压气机、主燃烧室、涡轮、加力燃烧室以及喷管，输入参数有飞行高度、马赫数及油门杆角度。为了能顺利地进行热力循环计算，在本实施例中，涡轮发动机4总共选了三个参数的初值，分别是压气机转速、压气机辅助坐标和涡轮落压比。根据发动机部件共同工作概念，单轴涡喷发动机必须满足如下三个共同工作条件：
(1) 压气机出口和涡轮入口流量连续；
(2) 压气机和涡轮功平衡；
(3) 喷管流量平衡；
根据共同工作条件方程并采用Newton-Raphson法对三个参数的初值进行迭代更新，当误差小于10-4时，停止迭代，此时收敛后获得喷管进口参数，将该参数赋值给数值仿真中的进口边界条件。
步骤四、涡轮通道喷管利用所述涡轮通道喷管进口参数进行流场特性计算，从而获得涡轮通道喷管的流动特性；
具体的，涡轮发动机4计算完成后，将喷管进口参数赋值给涡轮发动机与喷管交界面5，涡轮通道喷管6根据涡轮发动机4计算结果进行流场特性计算，并获得涡轮通道喷管6流动特性。
步骤五、将所述第二一维参数输入冲压发动机，冲压发动机通过准一维数学模型确定冲压通道喷管进口参数；
具体的，由飞行器机体1压缩后的另一股气流，进入冲压通道11，经过激波串的进一步压缩，通过进气道与冲压发动机交界面10，进入双模块冲压燃烧室9，双模块冲压燃烧室9采用准一维数学模型进行分析，通过求解守恒型准一维控制方程(1)，获得冲压发动机沿程参数。控制方程的源项中考虑质量添加、面积变化、壁面摩擦、化学反应放热等因素，控制方程如下：
Figure 184058DEST_PATH_IMAGE001
（1）
其中
Figure 385232DEST_PATH_IMAGE002
为解向量，
Figure 358873DEST_PATH_IMAGE003
为通量向量，
Figure 670906DEST_PATH_IMAGE004
为源项定义如下：
Figure 718496DEST_PATH_IMAGE014
其中，
Figure 356151DEST_PATH_IMAGE006
为质量添加项；
Figure 492122DEST_PATH_IMAGE007
为壁面摩擦系数；当量直径
Figure 811107DEST_PATH_IMAGE015
，
Figure 713204DEST_PATH_IMAGE009
为湿润周长，
Figure 256181DEST_PATH_IMAGE010
为化学反应放热，
Figure 610939DEST_PATH_IMAGE011
表示密度，
Figure 795933DEST_PATH_IMAGE012
表示速度，
Figure 552536DEST_PATH_IMAGE013
表示内能，A表示面积。
在本实施例中，采用MacCormack有限差分方法，对控制方程进行求解，该方法是一种时间推进的预估-校正算法。其中预估步采用向前差分计算空间导数，校正步采用向后差分计算空间导数，最后得到的数值结果在时间和空间上都达到二阶精度。
步骤六、冲压通道喷管根据所述冲压通道喷管进口参数进行流场特性计算，并获得冲压通道喷管的流动特性。
具体的，双模态冲压燃烧室9计算完成后，将喷管进口参数赋值给冲压燃烧室与冲压通道喷管交界面8，冲压通道喷管7根据冲压发动机计算结果进行流场特性计算，并获得冲压通道喷管7流动特性。
通过该仿真方法开展高超声速飞行器及推进系统内外流一体化数值仿真，既能保证一定的数值仿真精度获得高超声速飞行器的内外流特性，又能缩短预研的周期，加快设计方案的更新迭代。
另外，本发明实施例还提供一种计算机可读存储介质，其中，该计算机可读存储介质可存储有程序，该程序执行时包括上述方法实施例中记载的任何一种用于组合动力系统的仿真方法的部分或全部步骤。
另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。
所述集成的单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储器中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的全部或部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储器中，包括若干指令用以使得一台计算机设备（可为个人计算机、服务器或者网络设备等）执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储器包括：U盘、只读存储器（ROM，Read-Only Memory）、随机存取存储器（RAM，Random Access Memory）、移动硬盘、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
本领域普通技术人员可以理解上述实施例的各种方法中的全部或部分步骤是可以通过程序来指令相关的硬件来完成，该程序可以存储于一计算机可读存储器中，存储器可以包括：闪存盘、只读存储器（英文：Read-Only Memory，简称：ROM）、随机存取器（英文：Random Access Memory，简称：RAM）、磁盘或光盘等。
以上参照附图描述了根据本发明实施例用于组合动力系统的仿真方法的示例性流程图。应指出的是，以上描述中包括的大量细节仅是对本发明的示例性说明，而不是对本发明的限制。在本发明的其他实施例中，该方法可具有更多、更少或不同的步骤，且各步骤之间的顺序、包含、功能等关系可以与所描述和图示的不同。

Claims (10)

1.一种用于组合动力系统的仿真方法，其特征在于，包括：
步骤一、获取进入涡轮通道和冲压通道的气流参数；
步骤二、分别将所述涡轮通道和冲压通道的气流参数在交界面处通过面积平均或质量平均转换成第一一维数据和第二一维数据；
步骤三、将所述第一一维数据输入涡轮发动机，涡轮发动机采用部件特性模型确定涡轮通道喷管进口参数；
步骤四、涡轮通道喷管利用所述涡轮通道喷管进口参数进行流场特性计算，从而获得涡轮通道喷管的流动特性；
步骤五、将所述第二一维参数输入冲压发动机，冲压发动机通过准一维数学模型确定冲压通道喷管进口参数；
步骤六、冲压通道喷管根据所述冲压通道喷管进口参数进行流场特性计算，并获得冲压通道喷管的流动特性。
2.根据权利要求1所述的仿真方法，其特征在于，所述步骤二进一步包括：
将每个网格单元内的气流参数乘以该网格单元的面积或者流量后，再将整个交界面的参数进行求和，最后再除以交界面的面积或者流量，从而获得面积平均或质量平均的参数。
3.根据权利要求1所述的仿真方法，其特征在于，所述步骤三进一步包括：
从所述第一一维数据确定涡轮发动机的预设参数的初值；
根据共同工作条件方程并采用Newton-Raphson法所述预设参数的初值进行迭代更新，当误差小于10-4时，停止迭代。
4.根据权利要求3所述的仿真方法，其特征在于：所述预设参数包括压气机转速、压气机辅助坐标和涡轮落压比。
5.根据权利要求1所述的仿真方法，其特征在于，所述步骤四进一步包括：
将喷管进口参数赋值给涡轮发动机与涡轮通道喷管之间的交界面；
涡轮通道喷管根据涡轮发动机计算结果进行流场特性计算从而获得涡轮通道喷管流动特性。
6.根据权利要求1所述的仿真方法，其特征在于，所述步骤五进一步包括：
冲压发动机的双模块冲压燃烧室采用准一维数学模型进行分析；
通过求解守恒型准一维控制方程计算得到冲压发动机沿程参数；
Figure 552369DEST_PATH_IMAGE001
其中
Figure 38233DEST_PATH_IMAGE002
为解向量，
Figure 573119DEST_PATH_IMAGE003
为通量向量，
Figure 748886DEST_PATH_IMAGE004
为源项定义如下：
Figure 736433DEST_PATH_IMAGE006
其中，
Figure 258944DEST_PATH_IMAGE007
为质量添加项；
Figure 382757DEST_PATH_IMAGE008
为壁面摩擦系数；当量直径
Figure 729425DEST_PATH_IMAGE009
，
Figure 204269DEST_PATH_IMAGE010
为湿润周长，
Figure 297514DEST_PATH_IMAGE011
为化学反应放热，
Figure 541414DEST_PATH_IMAGE012
表示密度，
Figure 793404DEST_PATH_IMAGE013
表示速度，
Figure 21123DEST_PATH_IMAGE014
表示内能，A表示面积。
7.根据权利要求6所述的仿真方法，其特征在于：所述准一维控制方程采用MacCormack有限差分方法求解。
8.根据权利要求7所述的仿真方法，其特征在于：预估步采用向前差分计算空间导数，校正步采用向后差分计算空间导数，最后得到的数值结果在时间和空间上都达到二阶精度。
9.根据权利要求1所述的仿真方法，其特征在于，所述步骤六进一步包括：
将喷管进口参数赋值给冲压发动机与冲压通道喷管之间的交界面；
冲压通道喷管根据冲压发动机计算结果进行流场特性计算从而获得喷管的流动特性。
10.一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1至9任一项所述的一种用于组合动力系统的仿真方法的步骤。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117382889A (zh) * 2023-12-12 2024-01-12 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 一种高速飞机的电力系统及其过渡阶段模态切换方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105539862A (zh) * 2016-01-14 2016-05-04 南京航空航天大学 一种串联式组合动力进气道平动式模态转换装置
WO2017084106A1 (zh) * 2015-11-20 2017-05-26 田川 一种数值模拟飞行器流场的系统及方法

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2017084106A1 (zh) * 2015-11-20 2017-05-26 田川 一种数值模拟飞行器流场的系统及方法
CN105539862A (zh) * 2016-01-14 2016-05-04 南京航空航天大学 一种串联式组合动力进气道平动式模态转换装置

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ABDULMAJEED A. RAMADHAN 等: "Numerical modelling of electrohydrodynamic airflow indecud in a wire-to-grid channel", JOURNAL OF ELECTROSTATICS, vol. 87, 30 June 2017 (2017-06-30), pages 123 - 139, XP085116979, DOI: 10.1016/j.elstat.2017.04.004 *
牛彦沣 等: "并联TBCC排气系统流场结构数值模拟及实验研究", 推进技术, vol. 38, no. 12, 23 October 2017 (2017-10-23), pages 2686 - 2691 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117382889A (zh) * 2023-12-12 2024-01-12 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 一种高速飞机的电力系统及其过渡阶段模态切换方法
CN117382889B (zh) * 2023-12-12 2024-02-09 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 一种高速飞机的电力系统及其过渡阶段模态切换方法

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