CN117494322B - 亚跨超声速流场可控喷管的设计方法、装置、设备和介质 - Google Patents
亚跨超声速流场可控喷管的设计方法、装置、设备和介质 Download PDFInfo
- Publication number
- CN117494322B CN117494322B CN202410003479.8A CN202410003479A CN117494322B CN 117494322 B CN117494322 B CN 117494322B CN 202410003479 A CN202410003479 A CN 202410003479A CN 117494322 B CN117494322 B CN 117494322B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- supersonic
- spray pipe
- flow
- transonic
- profile
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 239000007921 spray Substances 0.000 title claims abstract description 121
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 75
- 238000013461 design Methods 0.000 title claims abstract description 43
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 claims abstract description 16
- 230000006870 function Effects 0.000 claims description 68
- 238000004590 computer program Methods 0.000 claims description 14
- 230000008569 process Effects 0.000 claims description 10
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 9
- 238000011160 research Methods 0.000 description 6
- CNKHSLKYRMDDNQ-UHFFFAOYSA-N halofenozide Chemical compound C=1C=CC=CC=1C(=O)N(C(C)(C)C)NC(=O)C1=CC=C(Cl)C=C1 CNKHSLKYRMDDNQ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 description 4
- 229910003460 diamond Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000010432 diamond Substances 0.000 description 3
- 230000008602 contraction Effects 0.000 description 2
- 238000012938 design process Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 2
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 description 2
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 2
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- HKPHPIREJKHECO-UHFFFAOYSA-N butachlor Chemical compound CCCCOCN(C(=O)CCl)C1=C(CC)C=CC=C1CC HKPHPIREJKHECO-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 230000008094 contradictory effect Effects 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 239000004973 liquid crystal related substance Substances 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/10—Geometric CAD
- G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
- G06F30/28—Design optimisation, verification or simulation using fluid dynamics, e.g. using Navier-Stokes equations or computational fluid dynamics [CFD]
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F2113/00—Details relating to the application field
- G06F2113/08—Fluids
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
- G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Theoretical Computer Science (AREA)
- Geometry (AREA)
- Mathematical Optimization (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Mathematical Analysis (AREA)
- Evolutionary Computation (AREA)
- Pure & Applied Mathematics (AREA)
- Computer Hardware Design (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Computational Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Algebra (AREA)
- Computing Systems (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Mathematical Physics (AREA)
- Special Spraying Apparatus (AREA)
Abstract
本申请属于发动机喷管技术领域，涉及亚跨超声速流场可控喷管的设计方法、装置、设备和介质。方法包括：获取亚跨超声速流场喷管的需求，并设计亚跨超声速流场喷管的速度分布曲线；对亚跨超声速流场喷管进行理论流体力学分析，得到亚跨超声速流场喷管内流动流函数的控制方程；对控制方程进行求解，得到喷管的跨声速型面；根据速度分布曲线以及喷管的跨声速型面，得到跨声速型面的流函数解；根据跨声速型面的流函数解，基于超声速气体动力学的双曲型数学性质，得到超声速型面的特征线解；根据跨声速型面的流函数解以及超声速型面的特征线解，得到亚跨超声速流场可控喷管型面。本申请能够自由控制喷管的亚跨超声速流动。
Description
技术领域
本申请涉及发动机喷管技术领域，特别是涉及亚跨超声速流场可控喷管的设计方法、装置、设备和介质。
背景技术
超声速喷管在工程实践和科学研究中具有广泛应用，对实验流场品质与飞行器推力性能具有决定性的影响。研究者通过开展关于超声速喷管设计方法的研究，相继获得消波喷管、最短喷管等成果。因此，开展喷管设计研究对于提升喷管性能，满足科学与工程需求具有重要意义。
现有技术中，喷管的主要设计方案有两种。
第1种方案比较常见，是基于一维喷管流动基本理论进行设计，其设计过程如下：
①根据科学研究或工程需求，大致确定喷管马赫数、长度高度等几何参数，压力温度等热力学参数通过等熵关系式大致确定，但由于一维喷管无法完全消波，等熵关系并不严格成立，因此热力学参数计算并不准确。
②设计者给定喷管长度，并设置喷管轴线马赫数分布，根据马赫数与面积比公式，确定马赫数对应的喷管高度。
③平滑连接一系列喷管高度型面点得到超声速喷管，布置在发动机内表面或者飞行器外表面从而产生超声速气膜，或者用于地面风洞从而产生超声速气流，用于飞行器的地面试验。
第2种方案，是基于二维喷管流动基本理论进行设计，以Sivells方法为主流，也是世界各国风洞、超声速发动机的先进喷管设计方法，其设计过程如下：
①根据科学研究或工程需求，确定喷管马赫数、温度压力等热力学参数以及长度高度等几何参数。
②确定喷管出口高度，结合马赫数与面积比关系，确定喷喉部高度，即式1.1：
(1.1)
③对喷管喉部的跨声速流动，采用级数展开方法求解抛物型势函数方程，即式1.2，得到超声速喷管跨声速解：
(1.2)
④以跨声速解与喷管出口作为起点与终点，预设轴线马赫数分布。以当前主流的Sivells方法为例，源流区起点到跨声速点、源流区终点到菱形区的马赫数采用多项式曲线，再得到源流区速度分布后，多项式曲线根据边界条件随即确定。
⑤以跨声速解、菱形区和轴线作为边界条件，构建特征线网格，采用Euler方法求解双曲型方程组，即式1.3以及式1.4，得到超声速流场；进而根据质量守恒方程，即式1.5，确定喷管型线：
(1.3)
(1.4)
(1.5)
⑥设计收缩段型线，并与喷管型线在喉部相连，得到图1所示的完整的超声速喷管的示意图，其中，A为收缩段，B为超声速段，C为对称轴，为收缩段长度，/>为超声速段长度，/>为入口高度，/>为喉部高度，/>为出口高度。
在上述两种方案中，第2种喷管设计的复杂程度远远超过第1种，但第2种的优势在于喷管完美消波，喷管内没有明显的压缩波/激波存在，均匀性大大提升，流动均匀性大大提升，同时使设计者对超声速流场具有一定的控制能力。
但是，现有技术设计的喷管，仅具有一定的超声速流场控制能力，比如最大扩张角、喷管长度，但无法灵活设置轴线马赫数分布，即无法真正意义上控制喷管的超声速流动；而且，没有控制亚声速、跨声速流场的能力。
发明内容
基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种亚跨超声速流场可控喷管的设计方法、装置、设备和介质，能够自由控制喷管的超声速流动，具有更佳的超声速流场控制能力，且同时具有控制亚声速流场以及跨声速流场的能力。
亚跨超声速流场可控喷管的设计方法，包括：
获取亚跨超声速流场喷管的需求，并设计亚跨超声速流场喷管的速度分布曲线；
对亚跨超声速流场喷管进行理论流体力学分析，得到亚跨超声速流场喷管内流动流函数的控制方程；对所述控制方程进行求解，得到喷管的跨声速型面；
根据所述速度分布曲线以及所述喷管的跨声速型面，得到跨声速型面的流函数解；
根据跨声速型面的流函数解，基于超声速气体动力学的双曲型数学性质，得到超声速型面的特征线解；
根据跨声速型面的流函数解以及超声速型面的特征线解，得到亚跨超声速流场可控喷管型面。
在一个实施例中，对亚跨超声速流场喷管进行理论流体力学分析，得到亚跨超声速流场喷管内流动流函数的控制方程，包括：
；
；
式中，为y轴坐标，/>为x轴坐标，/>为流动角，/>为势线的值，/>为流线的值，/>为流线/>的函数，/>为势线/>的函数，/>为速度系数，/>为气体比热比。
在一个实施例中，对所述控制方程进行求解，得到喷管的跨声速型面，包括：
；
式中，为当前流线，/>为下一条流线，/>为下一条流线的x轴坐标，/>为下一条流线的y轴坐标，/>为下一条流线的流动角，/>为下一条流线的速度系数。
在一个实施例中，根据跨声速型面的流函数解，基于超声速气体动力学的双曲型数学性质，得到超声速型面的特征线解，包括：
根据跨声速型面的流函数解，采用空间步进的方法，对超声速区域进行特征线追踪，得到特征线控制方程；
对亚跨超声速流场喷管，基于超声速气体动力学的双曲型数学性质，得到流动的相容性方程；
根据所述特征线控制方程以及所述相容性方程，得到超声速型面的特征线解。
在一个实施例中，根据跨声速型面的流函数解，采用空间步进的方法，对超声速区域进行特征线追踪，得到特征线控制方程，包括：
；
；
；
式中，为马赫角，/>为展向速度，/>为流向速度，/>为马赫数。
在一个实施例中，对亚跨超声速流场喷管，基于超声速气体动力学的双曲型数学性质，得到流动的相容性方程，包括：
；
。
在一个实施例中，根据所述速度分布曲线以及所述喷管的跨声速型面，得到跨声速型面的流函数解，包括：
以所述速度分布曲线为边界条件，以所述喷管的跨声速型面为流线，得到跨声速型面的流函数解。
亚跨超声速流场可控喷管的设计装置，包括：
设计模块，用于获取亚跨超声速流场喷管的需求，并设计亚跨超声速流场喷管的速度分布曲线；
分析模块，用于对亚跨超声速流场喷管进行理论流体力学分析，得到亚跨超声速流场喷管内流动流函数的控制方程；对所述控制方程进行求解，得到喷管的跨声速型面；
跨声速型面模块，用于根据所述速度分布曲线以及所述喷管的跨声速型面，得到跨声速型面的流函数解；
超声速型面模块，用于根据跨声速型面的流函数解，基于超声速气体动力学的双曲型数学性质，得到超声速型面的特征线解；
输出模块，用于根据跨声速型面的流函数解以及超声速型面的特征线解，得到亚跨超声速流场可控喷管型面。
一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现以下步骤：
获取亚跨超声速流场喷管的需求，并设计亚跨超声速流场喷管的速度分布曲线；
对亚跨超声速流场喷管进行理论流体力学分析，得到亚跨超声速流场喷管内流动流函数的控制方程；对所述控制方程进行求解，得到喷管的跨声速型面；
根据所述速度分布曲线以及所述喷管的跨声速型面，得到跨声速型面的流函数解；
根据跨声速型面的流函数解，基于超声速气体动力学的双曲型数学性质，得到超声速型面的特征线解；
根据跨声速型面的流函数解以及超声速型面的特征线解，得到亚跨超声速流场可控喷管型面。
一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现以下步骤：
获取亚跨超声速流场喷管的需求，并设计亚跨超声速流场喷管的速度分布曲线；
对亚跨超声速流场喷管进行理论流体力学分析，得到亚跨超声速流场喷管内流动流函数的控制方程；对所述控制方程进行求解，得到喷管的跨声速型面；
根据所述速度分布曲线以及所述喷管的跨声速型面，得到跨声速型面的流函数解；
根据跨声速型面的流函数解，基于超声速气体动力学的双曲型数学性质，得到超声速型面的特征线解；
根据跨声速型面的流函数解以及超声速型面的特征线解，得到亚跨超声速流场可控喷管型面。
上述亚跨超声速流场可控喷管的设计方法、装置、设备和介质，首先，设计喷管的速度分布曲线；接着，针对上游的跨声速区域进行型面设计，采用流函数的方法，沿势线方向空间步进求解，得到跨声速型面的流函数解；然后，针对下游的超声速区域进行型面设计，采用空间步进的方法，实现超声速型面的反设计，得到超声速型面的特征线解；最后，连接超声速型面与跨声速型面，得到完整的喷管型面。本申请采用了反设计的技术构思，先根据给定参数设计需求的速度分布曲线，再进行型面求解，其中，采用空间步进的流函数解法，结合特征线追踪技术与特征线法，设计了一种亚、跨、超声速流场可控的喷管型面，能够自由控制喷管的超声速流动，具有更佳的超声速流场控制能力，且同时具有控制亚声速流场以及跨声速流场的能力，也就是说，本申请设计的喷管具有亚声速流场、跨声速流场、超声速流场的控制能力，能够自由控制喷管的亚跨超声速流动，可以应用于：（高）超声速风洞、发动机喷管、空气动力学实验设备等领域。
附图说明
图1为超声速喷管的示意图；
图2为一个实施例中亚跨超声速流场可控喷管的设计方法的应用场景图；
图3为一个实施例中亚跨超声速流场可控喷管的设计方法的流程示意图；
图4为一个实施例中设计的喷管轴线马赫数分布曲线；
图5为一个实施例中喷管跨声速型面的流函数解；
图6为一个实施例中进行特征线追踪的示意图；
图7为一个实施例中喷管超声速区域的特征线网格示意图；
图8为一个实施例中喷管的型面示意图，其中，(a)为马赫2的喷管型面，(b)为马赫4的喷管型面；
图9为一个实施例中喷管流场的马赫数云图，其中，(a)为马赫2的喷管马赫数云图，(b)为马赫4的喷管马赫数云图；
图10为一个实施例中马赫2喷管的给定轴线马赫数分布与实际轴线马赫数分布的对比图；
图11为一个实施例中亚跨超声速流场可控喷管的设计装置的结构框图；
图12为一个实施例中计算机设备的内部结构图。
具体实施方式
为了使本申请的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本申请进行进一步详细说明。应当理解，此处描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。
需要说明，本申请实施例中所有方向性指示（诸如上、下、左、右、前、后……）仅用于解释在某一特定姿态（如附图所示）下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
另外，在本申请中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本申请的描述中，“多组”的含义是至少两组，例如两组，三组等，除非另有明确具体的限定。
在本申请中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。
另外，本申请各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本申请要求的保护范围之内。
本申请提供的亚跨超声速流场可控喷管的设计方法，可以应用于如图2所示的应用场景图中。其中，终端202通过网络与服务器204进行通信，终端202可以包括但不限于是各种个人计算机、笔记本电脑、智能手机、平板电脑和便携式可穿戴设备，服务器204可以是各类门户网站、工作系统后台对应的服务器等。
本申请提供了一种亚跨超声速流场可控喷管的设计方法，如图3所示的流程示意图，在一个实施例中，以该方法应用于图2中的终端为例进行说明，包括：
步骤302，获取亚跨超声速流场喷管的需求，并设计亚跨超声速流场喷管的速度分布曲线。
在本步骤中，根据科研或工程需求，获取亚跨超声速流场喷管的入口速度和出口速度，并据此设计亚跨超声速流场喷管的轴线速度，得到速度分布曲线。
例如，如图4所示，设计了马赫2、马赫4的喷管轴线马赫数分布曲线（即：喷管轴线速度分布曲线），由图4可以看出，从亚声速、跨声速到超声速都进行了设计，能够控制喷管的亚跨超轴线速度分布。
步骤304，对亚跨超声速流场喷管进行理论流体力学分析，得到亚跨超声速流场喷管内流动流函数的控制方程；对控制方程进行求解，得到喷管的跨声速型面。
具体的：
对亚跨超声速流场喷管进行理论流体力学分析，得到亚跨超声速流场喷管内流动流函数的控制方程，包括：
(1)
(2)
(3)
(4)
式中，为y轴坐标，/>为x轴坐标，/>为流动角，/>为势线的值，/>为流线的值，/>为流线/>的函数，/>为势线/>的函数，/>为速度系数，/>为气体比热比。
对控制方程进行求解，其空间步进的数值求解顺序如下式(5)，得到喷管的跨声速型面，包括：
(5)
式中，为当前流线，/>为下一条流线，/>为下一条流线的x轴坐标，/>为下一条流线的y轴坐标，/>为下一条流线的流动角，/>为下一条流线的速度系数。
步骤306，根据速度分布曲线以及喷管的跨声速型面，得到跨声速型面的流函数解。
具体地：
以速度分布曲线为边界条件，以喷管的跨声速型面为流线，得到跨声速型面的流函数解。
在本步骤中，得到的跨声速型面的流函数解如图5所示，图5中，为流线（即喷管的跨声速型面），/>为势线，各下标表示流线与势线的序号。
步骤308，根据跨声速型面的流函数解，基于超声速气体动力学的双曲型数学性质，得到超声速型面的特征线解。
具体地：
根据跨声速型面的流函数解，采用空间步进的方法，对超声速区域进行特征线追踪，得到特征线控制方程：
(6)
(7)
(8)
式中，为马赫角，/>为展向速度，/>为流向速度，/>为马赫数。
对亚跨超声速流场喷管，基于超声速气体动力学的双曲型数学性质，通过特征线方法，实现空间步进求解，得到流动的相容性方程；
其中，左行特征线的相容性方程为：
(9)
右行特征线的相容性方程为：
(10)
根据特征线控制方程以及相容性方程，得到超声速型面的特征线解。
在本步骤中，求解超声速型面的特征线解时，特征线追踪如图6所示（其中，为流线，/>为势线，空心圆与实心圆分别表示特征线与流线和势线的交点，箭头表示特征线追踪的方向），为超声速型面提供左边界条件；另外，获取的马赫数菱形区边线为超声速型面提供右边界条件，速度分布曲线为超声速型面提供下边界条件；当超声速型面的左边界条件、右边界条件以及下边界条件已知时，根据相容性方程，从左边界开始向下游空间推进求解，通过质量流率守恒，确定超声速型面，如图7所示的待求解流场区域（即喷管超声速区域）的特征线网格（也称特征线网络），上边界（箭头所指）即超声速型面P。
步骤310，根据跨声速型面的流函数解以及超声速型面的特征线解，得到亚跨超声速流场可控喷管型面。
在本步骤中，将超声速型面与跨声速型面相连接，随即得到完整的喷管型面，如图8所示。
在本实施例中，对设计得到的喷管流场进行数值模拟，验证本申请的亚跨超流场可控的喷管，如图9所示的喷管流场的马赫数云图，可以看到2个喷管的壁面消波完全，流场均匀无杂波。
如图10所示，以马赫2喷管为例，提取其实际轴线马赫数分布，与设计的给定轴线马赫数分布进行对比。可以看到，喷管流动可以按照设计者的需求进行组织，轴线马赫数分布与给定值重合，表明本方法不仅可以比Sivells方法更自由地控制超声速流场，还可以有效控制亚声速、跨声速流场，这是以往喷管设计无法实现的。
上述亚跨超声速流场可控喷管的设计方法，首先，设计喷管的速度分布曲线；接着，针对上游的跨声速区域进行型面设计，采用流函数的方法，沿势线方向空间步进求解，得到跨声速型面的流函数解；然后，针对下游的超声速区域进行型面设计，采用空间步进的方法，实现超声速型面的反设计，得到超声速型面的特征线解；最后，连接超声速型面与跨声速型面，得到完整的喷管型面。本申请采用了反设计的技术构思，先根据给定参数设计需求的速度分布曲线，再进行型面求解，其中，采用空间步进的流函数解法，结合特征线追踪技术与特征线法，设计了一种亚、跨、超声速流场可控的喷管型面，能够自由控制喷管的超声速流动，具有更佳的超声速流场控制能力，且同时具有控制亚声速流场以及跨声速流场的能力，也就是说，本申请设计的喷管具有亚声速流场、跨声速流场、超声速流场的控制能力，能够自由控制喷管的亚跨超声速流动，可以应用于：（高）超声速风洞、发动机喷管、空气动力学实验设备等领域。
应该理解的是，虽然图3的流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤并不是必然按照箭头指示的顺序依次执行。除非本文中有明确的说明，这些步骤的执行并没有严格的顺序限制，这些步骤可以以其它的顺序执行。而且，图3中的至少一部分步骤可以包括多个子步骤或者多个阶段，这些子步骤或者阶段并不必然是在同一时刻执行完成，而是可以在不同的时刻执行，这些子步骤或者阶段的执行顺序也不必然是依次进行，而是可以与其它步骤或者其它步骤的子步骤或者阶段的至少一部分轮流或者交替地执行。
本申请还提供了一种亚跨超声速流场可控喷管的设计装置，如图11所示，在一个实施例中，包括：设计模块1102、分析模块1104、跨声速型面模块1106、超声速型面模块1108和输出模块1110，其中：
设计模块1102，用于获取亚跨超声速流场喷管的需求，并设计亚跨超声速流场喷管的速度分布曲线；
分析模块1104，用于对亚跨超声速流场喷管进行理论流体力学分析，得到亚跨超声速流场喷管内流动流函数的控制方程；对控制方程进行求解，得到喷管的跨声速型面；
跨声速型面模块1106，用于根据速度分布曲线以及喷管的跨声速型面，得到跨声速型面的流函数解；
超声速型面模块1108，用于根据跨声速型面的流函数解，基于超声速气体动力学的双曲型数学性质，得到超声速型面的特征线解；
输出模块1110，用于根据跨声速型面的流函数解以及超声速型面的特征线解，得到亚跨超声速流场可控喷管型面。
关于亚跨超声速流场可控喷管的设计装置的具体限定可以参见上文中对于亚跨超声速流场可控喷管的设计方法的限定，在此不再赘述。上述装置中的各个模块可全部或部分通过软件、硬件及其组合来实现。上述各模块可以硬件形式内嵌于或独立于计算机设备中的处理器中，也可以以软件形式存储于计算机设备中的存储器中，以便于处理器调用执行以上各个模块对应的操作。
在一个实施例中，提供了一种计算机设备，该计算机设备可以是终端，其内部结构图可以如图12所示。该计算机设备包括通过系统总线连接的处理器、存储器、网络接口、显示屏和输入装置。其中，该计算机设备的处理器用于提供计算和控制能力。该计算机设备的存储器包括非易失性存储介质、内存储器。该非易失性存储介质存储有操作系统和计算机程序。该内存储器为非易失性存储介质中的操作系统和计算机程序的运行提供环境。该计算机设备的网络接口用于与外部的终端通过网络连接通信。该计算机程序被处理器执行时以实现一种亚跨超声速流场可控喷管的设计方法。该计算机设备的显示屏可以是液晶显示屏或者电子墨水显示屏，该计算机设备的输入装置可以是显示屏上覆盖的触摸层，也可以是计算机设备外壳上设置的按键、轨迹球或触控板，还可以是外接的键盘、触控板或鼠标等。
本领域技术人员可以理解，图12中示出的结构，仅仅是与本申请方案相关的部分结构的框图，并不构成对本申请方案所应用于其上的计算机设备的限定，具体的计算机设备可以包括比图中所示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者具有不同的部件布置。
在一个实施例中，提供了一种计算机设备，包括存储器和处理器，该存储器存储有计算机程序，该处理器执行计算机程序时实现上述实施例中方法的步骤。
在一个实施例中，提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现上述实施例中方法的步骤。
本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的计算机程序可存储于一非易失性计算机可读取存储介质中，该计算机程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，本申请所提供的各实施例中所使用的对存储器、存储、数据库或其它介质的任何引用，均可包括非易失性和/或易失性存储器。非易失性存储器可包括只读存储器（ROM）、可编程ROM（PROM）、电可编程ROM（EPROM）、电可擦除可编程ROM（EEPROM）或闪存。易失性存储器可包括随机存取存储器（RAM）或者外部高速缓冲存储器。作为说明而非局限，RAM以多种形式可得，诸如静态RAM（SRAM）、动态RAM（DRAM）、同步DRAM（SDRAM）、双数据率SDRAM（DDRSDRAM）、增强型SDRAM（ESDRAM）、同步链路（Synchlink） DRAM（SLDRAM）、存储器总线（Rambus）直接RAM（RDRAM）、直接存储器总线动态RAM（DRDRAM）、以及存储器总线动态RAM（RDRAM）等。
以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
以上所述实施例仅表达了本申请的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本申请专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本申请的保护范围。因此，本申请专利的保护范围应以所附权利要求为准。
Claims (8)
1.亚跨超声速流场可控喷管的设计方法，其特征在于，包括：
获取亚跨超声速流场喷管的需求，并设计亚跨超声速流场喷管的速度分布曲线；
对亚跨超声速流场喷管进行理论流体力学分析，得到亚跨超声速流场喷管内流动流函数的控制方程；对所述控制方程进行求解，得到喷管的跨声速型面；
根据所述速度分布曲线以及所述喷管的跨声速型面，得到跨声速型面的流函数解；根据所述速度分布曲线以及所述喷管的跨声速型面，得到跨声速型面的流函数解，包括：以所述速度分布曲线为边界条件，以所述喷管的跨声速型面为流线，采用流函数的方法，沿势线方向空间步进求解，得到跨声速型面的流函数解；
根据跨声速型面的流函数解，基于超声速气体动力学的双曲型数学性质，得到超声速型面的特征线解；根据跨声速型面的流函数解，基于超声速气体动力学的双曲型数学性质，得到超声速型面的特征线解，包括：根据跨声速型面的流函数解，采用空间步进的方法，对超声速区域进行特征线追踪，得到特征线控制方程；对亚跨超声速流场喷管，基于超声速气体动力学的双曲型数学性质，得到流动的相容性方程；根据所述特征线控制方程以及所述相容性方程，得到超声速型面的特征线解；
根据跨声速型面的流函数解以及超声速型面的特征线解，得到亚跨超声速流场可控喷管型面。
2.根据权利要求1所述的亚跨超声速流场可控喷管的设计方法，其特征在于，对亚跨超声速流场喷管进行理论流体力学分析，得到亚跨超声速流场喷管内流动流函数的控制方程，包括：
；
；
式中，为y轴坐标，/>为x轴坐标，/>为流动角，/>为势线的值，/>为流线的值，/>为流线的函数，/>为势线/>的函数，/>为速度系数，/>为气体比热比。
3.根据权利要求2所述的亚跨超声速流场可控喷管的设计方法，其特征在于，对所述控制方程进行求解，得到喷管的跨声速型面，包括：
；
式中，i为当前流线，i+1为下一条流线，为下一条流线的x轴坐标，/>为下一条流线的y轴坐标，/>为下一条流线的流动角，/>为下一条流线的速度系数。
4.根据权利要求1至3任一项所述的亚跨超声速流场可控喷管的设计方法，其特征在于，根据跨声速型面的流函数解，采用空间步进的方法，对超声速区域进行特征线追踪，得到特征线控制方程，包括：
；
；
；
式中，为y轴坐标，/>为x轴坐标，/>为流动角，/>为马赫角，/>为展向速度，/>为流向速度，/>为马赫数。
5.根据权利要求4所述的亚跨超声速流场可控喷管的设计方法，其特征在于，对亚跨超声速流场喷管，基于超声速气体动力学的双曲型数学性质，得到流动的相容性方程，包括：
；
；
式中，为气体比热比。
6.亚跨超声速流场可控喷管的设计装置，其特征在于，包括：
设计模块，用于获取亚跨超声速流场喷管的需求，并设计亚跨超声速流场喷管的速度分布曲线；
分析模块，用于对亚跨超声速流场喷管进行理论流体力学分析，得到亚跨超声速流场喷管内流动流函数的控制方程；对所述控制方程进行求解，得到喷管的跨声速型面；
跨声速型面模块，用于根据所述速度分布曲线以及所述喷管的跨声速型面，得到跨声速型面的流函数解；根据所述速度分布曲线以及所述喷管的跨声速型面，得到跨声速型面的流函数解，包括：以所述速度分布曲线为边界条件，以所述喷管的跨声速型面为流线，采用流函数的方法，沿势线方向空间步进求解，得到跨声速型面的流函数解；
超声速型面模块，用于根据跨声速型面的流函数解，基于超声速气体动力学的双曲型数学性质，得到超声速型面的特征线解；根据跨声速型面的流函数解，基于超声速气体动力学的双曲型数学性质，得到超声速型面的特征线解，包括：根据跨声速型面的流函数解，采用空间步进的方法，对超声速区域进行特征线追踪，得到特征线控制方程；对亚跨超声速流场喷管，基于超声速气体动力学的双曲型数学性质，得到流动的相容性方程；根据所述特征线控制方程以及所述相容性方程，得到超声速型面的特征线解；
输出模块，用于根据跨声速型面的流函数解以及超声速型面的特征线解，得到亚跨超声速流场可控喷管型面。
7.一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1至5中任一项所述方法的步骤。
8.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1至5中任一项所述的方法的步骤。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202410003479.8A CN117494322B (zh) | 2024-01-02 | 2024-01-02 | 亚跨超声速流场可控喷管的设计方法、装置、设备和介质 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202410003479.8A CN117494322B (zh) | 2024-01-02 | 2024-01-02 | 亚跨超声速流场可控喷管的设计方法、装置、设备和介质 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN117494322A CN117494322A (zh) | 2024-02-02 |
| CN117494322B true CN117494322B (zh) | 2024-03-22 |
Family
ID=89669484
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202410003479.8A Active CN117494322B (zh) | 2024-01-02 | 2024-01-02 | 亚跨超声速流场可控喷管的设计方法、装置、设备和介质 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN117494322B (zh) |
Citations (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102302990A (zh) * | 2011-05-18 | 2012-01-04 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 环形超声速喷管及其设计方法 |
| CN102902886A (zh) * | 2012-09-27 | 2013-01-30 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 亚跨超声速开式空腔流激振荡与声波模态预估方法 |
| WO2014043847A1 (zh) * | 2012-09-18 | 2014-03-27 | Lu Ming | 求解亚音速流动的反问题的数值方法 |
| CN106840596A (zh) * | 2016-11-24 | 2017-06-13 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种适用于亚跨超声速的空腔流动风洞试验模型 |
| CN107742050A (zh) * | 2017-11-14 | 2018-02-27 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种面向混合网格高精度阻力预测的熵修正方法 |
| GB201811861D0 (en) * | 2018-07-20 | 2018-09-05 | Rolls Royce Plc | Supersonic aircraft turbofan engine |
| CN111859520A (zh) * | 2020-08-04 | 2020-10-30 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种计算高超声速风洞轴对称喷管内型面的方法 |
| CN115290286A (zh) * | 2022-10-10 | 2022-11-04 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种亚跨超声速风洞流场稳定性的集成学习评估系统 |
| CN115358101A (zh) * | 2022-10-21 | 2022-11-18 | 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 | 一种基于声速解和特征线逆推的喷管设计方法 |
| WO2023213196A1 (zh) * | 2022-05-06 | 2023-11-09 | 北京航空航天大学 | 一种用于高超声速尖锥体飞行器的顺向喷流减阻防热方法 |
| CN117073966A (zh) * | 2023-10-18 | 2023-11-17 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种暂冲式三声速风洞布局结构 |
Family Cites Families (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8790455B2 (en) * | 2011-01-19 | 2014-07-29 | Anatoli Borissov | Supersonic swirling separator 2 (Sustor2) |
| US8892408B2 (en) * | 2011-03-23 | 2014-11-18 | Aerion Corporation | Generating inviscid and viscous fluid flow simulations over a surface using a quasi-simultaneous technique |
| CN111159898B (zh) * | 2019-12-31 | 2022-06-10 | 西南科技大学 | 波后流场参数可控的双直锥激波基本流场及设计方法 |
-
2024
- 2024-01-02 CN CN202410003479.8A patent/CN117494322B/zh active Active
Patent Citations (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102302990A (zh) * | 2011-05-18 | 2012-01-04 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 环形超声速喷管及其设计方法 |
| WO2014043847A1 (zh) * | 2012-09-18 | 2014-03-27 | Lu Ming | 求解亚音速流动的反问题的数值方法 |
| CN102902886A (zh) * | 2012-09-27 | 2013-01-30 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 亚跨超声速开式空腔流激振荡与声波模态预估方法 |
| CN106840596A (zh) * | 2016-11-24 | 2017-06-13 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种适用于亚跨超声速的空腔流动风洞试验模型 |
| CN107742050A (zh) * | 2017-11-14 | 2018-02-27 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种面向混合网格高精度阻力预测的熵修正方法 |
| GB201811861D0 (en) * | 2018-07-20 | 2018-09-05 | Rolls Royce Plc | Supersonic aircraft turbofan engine |
| CN111859520A (zh) * | 2020-08-04 | 2020-10-30 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种计算高超声速风洞轴对称喷管内型面的方法 |
| WO2023213196A1 (zh) * | 2022-05-06 | 2023-11-09 | 北京航空航天大学 | 一种用于高超声速尖锥体飞行器的顺向喷流减阻防热方法 |
| CN115290286A (zh) * | 2022-10-10 | 2022-11-04 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种亚跨超声速风洞流场稳定性的集成学习评估系统 |
| CN115358101A (zh) * | 2022-10-21 | 2022-11-18 | 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 | 一种基于声速解和特征线逆推的喷管设计方法 |
| CN117073966A (zh) * | 2023-10-18 | 2023-11-17 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种暂冲式三声速风洞布局结构 |
Non-Patent Citations (8)
| Title |
|---|
| Direct numberical simulation of subsonic，transonic and supersonic flow over an isolated sphere up to a Reynolds number of 1000;T.Nagata等;Cambridge Core;20201231;全文 * |
| Overview of flow oscillation in transonic and supersonic nozzles;HYW Wong等;Journal of propulsion and power;20061231;全文 * |
| 三维超声速压力反问题的特征线求解技术;赵玉新;蓝庆生;赵一龙;刘红阳;;推进技术;20180920(第10期);全文 * |
| 亚跨超声速喷管流场;林同骥, 贾振学;力学学报;19780119(第01期);全文 * |
| 小展弦比飞机非线性气动特性风洞与飞行相关性研究;陈德华, 赵协和, 伍开元, 刘长秀, 陈丽, 杨贤文;空气动力学学报;20020328(第01期);全文 * |
| 无喷管固体火箭发动机点火瞬变过程内流场计算;盛淮清;刘叔渭;;固体火箭技术;19891231(第02期);全文 * |
| 超燃冲压及TBCC组合循环发动机尾喷管设计方法研究进展;徐惊雷;;推进技术;20180920(第10期);全文 * |
| 高马赫数低噪声风洞层流喷管设计与性能评估;高亮杰;钱战森;王璐;王彤;;航空科学技术;20160815(第08期);全文 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN117494322A (zh) | 2024-02-02 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN108345741B (zh) | 基于无网格rkpm各向异性材料二维热变形和热应力分析方法 | |
| Giles et al. | Analytic adjoint solutions for the quasi-one-dimensional Euler equations | |
| Mishra et al. | Design exploration and optimization under uncertainty | |
| CN105138787B (zh) | 基于特征线追踪的超声速流场设计方法 | |
| US9384169B2 (en) | Numerical method for solving an inverse problem in subsonic flows | |
| CN107679341A (zh) | 一种身管结构有限元参数化建模方法 | |
| CN114722743B (zh) | 基于燃烧室化学平衡的超燃冲压发动机一维性能估计方法 | |
| Li et al. | Coupled simulation of fluid flow and propellant burning surface regression in a solid rocket motor | |
| CN117494322B (zh) | 亚跨超声速流场可控喷管的设计方法、装置、设备和介质 | |
| Dai et al. | Numerical investigation of real-gas effect of inward-turning inlet at Mach 12 | |
| CN115774968A (zh) | 基于递归分解的曲面网格生成方法及系统、计算机设备 | |
| CN117313250B (zh) | 固体火箭发动机药柱的设计方法、装置、存储介质及设备 | |
| CN115828470B (zh) | 一种喷管型线设计方法、装置、设备及介质 | |
| Srinivas et al. | Experimental study of the wall pressure distribution in a convergent-divergent nozzle with strut injection | |
| Silva et al. | Using FUN3D for aeroelatic, sonic boom, and aeropropulsoservoelastic (APSE) analyses of a supersonic configuration | |
| Lüddeke et al. | Fluid structure interaction at the ariane-5 nozzle section by advanced turbulence models | |
| Cook et al. | Applications of the CESE method in LS-DYNA | |
| Zhu et al. | Research Progress on Active Secondary Jet Technology in Supersonic Flow Field of Aerospace Propulsion Systems | |
| Wang et al. | Application of Three-Dimensional Meshless Method in Muzzle Flow Field of Projectile with Large Displacement. | |
| CN117933138A (zh) | 一种连续消波变马赫喷管的设计方法、装置、设备和介质 | |
| Schneider | Laminar-flow design for a Mach-6 quiet-flow wind tunnel nozzle | |
| Tong et al. | Multi-objective optimization design of scramjet nozzle based on grey wolf optimization algorithm and kernel extreme learning machine surrogate model | |
| CN113435135B (zh) | 一种捆绑火箭发动机射流流场及噪声的预估方法 | |
| Kong et al. | An investigation of the effective pressure ratio effects on the ejector-diffuser system | |
| Drummond et al. | Combustor modelling for scramjet engines |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |