CN118051072B - 一种飞行器进气道出口流量控制方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种飞行器进气道出口流量控制方法，属于喷气动力数值模拟技术领域，该方法在每一个CFD软件通过时间推进法完成一个状态的流场计算的迭代步中，针对每一个出口网格单元进行进气道出口压力的动态调整，从而实现进气道空气流量的精确控制。本发明无须用户的任何手工干预，并且不会增加新的计算量。

Description

一种飞行器进气道出口流量控制方法
技术领域
本发明属于喷气动力数值模拟技术领域，尤其涉及一种飞行器进气道出口流量控制方法。
背景技术
进气道是现代喷气式飞行器动力系统的入口，后部直连发动机，是决定动力系统性能好坏、乃至动力系统能否正常工作的关键部件。目前，在计算流体力学CFD(Computational Fluid Dynamics)领域中，经常面临对带喷气式发动机飞行器的全机数值模拟问题。在全机带动力内外流一体化模拟中，由于喷气式发动机内部流动极为复杂，很难进行真实模拟，通常采用的方法是将发动机进行黑箱处理，只给定发动机的进出口边界条件，而略过对发动机内部复杂流动及燃烧过程的全流道模拟；这种模式下，CFD方法只需计算发动机之前的进气道和发动机之后的尾喷管。
数值实践中，对进气道的出口边界处理通常是采用出口流量控制，约束通过管道的空气流量，与真实流量取得一致；对喷管的进口边界则是采用喷流总温总压控制。而进气道的出口边界，在很多商业CFD软件中，是采用用户手动调整出口背压的方法进行，这种方法假设进气道出口的压力是均匀分布的，并需要用户在计算中不断调整背压，来获得最终与预期流量相近的出口流量。
现有的出口流量控制方法的缺点是：
（1）进气道出口的压力随管道形状变化，在其出口往往并非处处均匀；
（2）用户自行估计的背压往往并不准确，给定值严重依赖其使用经验，需要反复手动修改多次才能获得与预期流量相近的出口空气流量，且很难做到与预期流量完全一致。这种边界处理方式不仅费时费力，而且不够精确。
发明内容
本发明的目的在于，为克服现有技术缺陷，提供了飞行器进气道出口流量控制方法,不需要用户手工干预，在流场求解的迭代过程中自动对进气道出口的空气流量进行动态调整，获得与预期流量完全匹配的实际流量，解除了传统方法中要求出口压力处处均匀的不合理约束，流场模拟结果更加真实。
本发明目的通过下述技术方案来实现：
一种飞行器进气道出口流量控制方法，所述方法包括：
在CFD数值模拟软件的边界条件模块中给定初始出口背压，在每个数值迭代步完成后，对进气道出口边界的每一个网格单元，进行全管道空气流量的收集；
将当前实际流量除以预期流量，获得空气流量比例，若所述空气流量比例小于1，减小出口背压，否则增加出口背压；
针对每一个流量出口边界的网格单元，各自独立地进行背压调整操作，所述背压调整操作具体包括：
将所述网格单元的当前背压乘以背压调整比例，获得新的单元出口背压，并根据所述新的单元出口背压，利用两个古典黎曼不变量关系，对所述网格单元的速度、密度进行更新，两个黎曼不变量分别是：
其中，Vn是出口单元的法向速度，a是出口单元的当地音速，P为出口单元的压力，ρ为出口单元的密度，γ是气体常数；
当空气流量比例介于0.999～1.001之间时，不做背压调整，随着迭代过程的进行和流场逐步趋向收敛，背压调整比例趋近于1，并保持恒定至迭代过程结束。
进一步的，所述全管道空气流量的收集具体包括：
当所述网格单元是单核的串行计算时，在本核的所有网格块中进行流量收集；
当所述网格单元是多核的并行计算时，对所有计算核的所有网格块进行流量收集后，进行并行归约求和，获得进气道的当前实际总流量。
进一步的，所述出口背压的背压调整比例为空气流量比例的1.5次方。
进一步的，所述背压调整比例的上下阈值为0.95～1.05。
进一步的，在对所述网格单元的速度、密度进行更新时，所述网格单元的出口速度在马赫数0～0.85之间。
进一步的，所述气体常数的取值为1.4。
另一方面，本发明还提供了一种飞行器进气道出口流量控制装置，所述装置包括：
空气流量收集模块，所述空气流量收集模块在CFD数值模拟软件的边界条件模块中给定初始出口背压，在每个数值迭代步完成后，对进气道出口边界的每一个网格单元，进行全管道空气流量的收集；
出口背压调整模块，所述出口背压调整模块将当前实际流量除以预期流量，获得空气流量比例，若所述空气流量比例小于1，减小出口背压，否则增加出口背压；
网格单元流场更新模块，所述网格单元流场更新模块针对每一个流量出口边界的网格单元，各自独立地进行背压调整操作，所述背压调整操作具体包括：
将所述网格单元的当前背压乘以背压调整比例，获得新的单元出口背压，并根据所述新的单元出口背压，利用两个古典黎曼不变量关系，对所述网格单元的速度、密度进行更新，两个黎曼不变量分别是：
其中，Vn是出口单元的法向速度，a是出口单元的当地音速，P为出口单元的压力，ρ为出口单元的密度，γ是气体常数；
当空气流量比例介于0.999～1.001之间时，不做背压调整，随着迭代过程的进行和流场逐步趋向收敛，背压调整比例趋近于1，并保持恒定至迭代过程结束。
另一方面，本发明还提供了一种计算机设备，计算机设备包括处理器和存储器，存储器中存储有计算机程序，计算机程序由处理器加载并执行以实现上述的任意一种飞行器进气道出口流量控制方法。
另一方面，本发明还提供了一种计算机可读存储介质，存储介质中存储有计算机程序，计算机程序由处理器加载并执行以实现上述的任意一种飞行器进气道出口流量控制方法。
本发明的有益效果在于：
（1）通过本发明提供的飞行器进气道出口流量控制方法，可以完全实现软件自动调整出口流量，无需用户任何手工干预。用户只需给定预期的空气流量，这种进气道出口边界流量调节方法就可以在CFD的数值迭代过程中，自动判断当前实际流量与预期流量的关系，并对应地进行提高或者降低背压操作，从而减小或增加进气道流量使得实际流量与预期流量逐步接近，并最终实现完全一致，差异控制在1‰以内。
（2）本发明进气道出口流量控制原理与真实飞行和风洞试验均高度相似，完全模拟了二者的实际工况，同时又因为每个调整只对某出口网格单元操作而不是对整个出口截面操作，从而去掉了出口截面压力处处均匀的假设，并且无需用户干预，大大提高了对进气道进行数值模拟的准确性和便利性。
（3）本发明只需要消耗现有技术的几分之一计算量，可以大大缩短数值模拟时间和节约计算成本，并且无须用户任何干预。
附图说明
图1是本发明实施例飞行器进气道出口流量控制方法流程框图；
图2是本发明实施例飞行器进气道出口流量控制装置结构框图。
具体实施方式
以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。
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。
现有的出口流量控制方法的缺点是：
（1）进气道出口的压力随管道形状变化，在其出口往往并非处处均匀；
（2）用户自行估计的背压往往并不准确，给定值严重依赖其使用经验，需要反复手动修改多次才能获得与预期流量相近的出口空气流量，且很难做到与预期流量完全一致。这种边界处理方式不仅费时费力，而且不够精确。
为了解决上述技术问题，提出了本发明飞行器进气道出口流量控制方法的下述各个实施例。
实施例1
针对CFD数值模拟中，对喷气发动机进气道出口进行流量控制以获得准确内外流场的要求，本实施例提供了一种飞行器进气道出口流量控制方法，参照图1，如图1所示是本实施例飞行器进气道出口流量控制方法流程框图，该方法包括以下步骤：
步骤一：在CFD数值模拟软件的边界条件模块中给定初始出口背压，在每个数值迭代步完成后，对进气道出口边界的每一个网格单元，进行全管道空气流量的收集。
需要说明的是，如果是单核的串行计算，只需在本核的所有网格块中进行流量收集，如果是多核的并行计算，还需要对所有计算核的所有网格块进行流量收集后再进行并行归约求和操作，获得进气道的当前实际总流量。
步骤二：将当前实际流量除以预期流量，获得空气流量比例，若空气流量比例小于1，减小出口背压，否则增加出口背压。
作为一种实施方式，在本实施例中，为了增加迭代过程中的背压调整速度，将空气流量比例的1.5次方作为背压调整比例。同时，为了避免调整过程中背压比例过大或者过小，造成计算过程中断，对背压调整比例进行上下阈值的约束，保证该比例在0.95～1.05之间。
步骤三：针对每一个流量出口边界的网格单元，各自独立地进行背压调整操作，背压调整操作具体包括：
将网格单元的当前背压乘以背压调整比例，获得新的单元出口背压，并根据新的单元出口背压，利用两个古典黎曼不变量关系，对网格单元的速度、密度进行更新，两个黎曼不变量分别是：
其中，Vn是出口单元的法向速度，a是出口单元的当地音速，P为出口单元的压力，ρ为出口单元的密度，γ是气体常数；
对空气来说，γ=1.4。R和S分别代表双曲型偏微分方程组的两个古典黎曼不变量，在不存在流场间断的情况下，这两个量沿方程特征方向保持不变。利用这一特征，可以获得压力更新后的出口单元其他参数。另外，由于真实喷气式发动机的进气道直连发动机的压气机，进气道出口气流直接冲击压气机叶片，因此实际情况下进气道出口流速不可能太高。为了与真实状况吻合，这里可以限制该网格单元的出口速度在马赫数0～0.85之间。这个限制可以保证出口流速为正，同时又不会达到超音速并在叶片前形成正激波，该限制可以大大提高数值迭代过程中的鲁棒性。
步骤四：完成进气道出口边界的参数更新后，开始进入下一个迭代步，并在每个迭代步后重复上述过程。当空气流量比例介于0.999～1.001之间时，不做背压调整，此时的背压调整比例取为1.0。随着迭代过程的进行和流场逐步趋向收敛，背压调整比例趋近于1，并保持恒定至迭代过程结束。
本实施例提供的飞行器进气道出口流量控制方法可以完全实现软件自动调整，无需用户任何手工干预。用户只需给定预期的空气流量，这种进气道出口边界流量调节方法就可以在CFD的数值迭代过程中，自动判断当前实际流量与预期流量的关系，并对应地进行提高或者降低背压操作，从而减小或增加进气道流量使得实际流量与预期流量逐步接近，并最终实现完全一致，差异控制在1‰以内。真实发动机在工作时，其过程与之完全类似，飞行员可以降低压气机转速提高背压，也可以提高压气机转速降低背压；同样，在进气道的风洞试验中，调节过程也与之类似，操作员通过调节进气道后的流量调节阀，增大或者减小进气道出口背压，实现其预期流量。本实施例的进气道出口流量控制原理与真实飞行和风洞试验均高度相似，完全模拟了二者的实际工况，同时又因为每个调整只对某出口网格单元操作而不是对整个出口截面操作，从而去掉了出口截面压力处处均匀的假设，并且无需用户干预，大大提高了对进气道进行数值模拟的准确性和便利性。
在现有的出口流量控制技术中，用户先根据使用经验，预估一个出口背压值，然后在该计算状态历经1000～20000个迭代步完全收敛后统计进气道的实际流量，并根据实际流量与预期流量的差异手工调整背压，重新开始下一次计算，通常一个有经验的用户也需要4～6次迭代才能获得与预期流量相近的实际流量，而且差量往往超过1%。也就是说，在现有技术下，用户需要4～6次完整迭代才能获得一个不太准确的最终流场结果。
而本实施例不仅可以在完成流场模拟后获得非常精确的空气流量，同时只需要进行一次内外流场数值模拟，相比之下，本方法只需要消耗现有技术的几分之一计算量，可以大大缩短数值模拟时间和节约计算成本，并且无须用户任何干预。
传统方法是在数值模拟过程中，通过用户人工干预，根据当前实际流量手工调整背压，严重依赖用户经验；本方法通过数值迭代过程中的算法，自动更新背压，无需手工操作。
传统方法附加了一个出口背压处处均匀的并非普遍成立的假设条件，获得的流场可能与真实情况不符；本方法针对每一个网格单元进行局部操作，解除了背压均匀的虚假约束，获得的内流流场更加接近于真实流场。
实施例2
参照图2，如图2所示是本实施例飞行器进气道出口流量控制装置结构框图，该装置包括：
空气流量收集模块，空气流量收集模块在CFD数值模拟软件的边界条件模块中给定初始出口背压，在每个数值迭代步完成后，对进气道出口边界的每一个网格单元，进行全管道空气流量的收集；
出口背压调整模块，出口背压调整模块将当前实际流量除以预期流量，获得空气流量比例，若空气流量比例小于1，减小出口背压，否则增加出口背压；
网格单元流场更新模块，网格单元流场更新模块针对每一个流量出口边界的网格单元，各自独立地进行背压调整操作，背压调整操作具体包括：
将网格单元的当前背压乘以背压调整比例，获得新的单元出口背压，并根据新的单元出口背压，利用两个古典黎曼不变量关系，对网格单元的速度、密度进行更新，两个黎曼不变量分别是：
其中，Vn是出口单元的法向速度，a是出口单元的当地音速，P为出口单元的压力，ρ为出口单元的密度，γ是气体常数；
当空气流量比例介于0.999～1.001之间时，不做背压调整，随着迭代过程的进行和流场逐步趋向收敛，背压调整比例趋近于1，并保持恒定至迭代过程结束。
实施例3
本优选实施例提供了一种计算机设备，该计算机设备可以实现本申请实施例所提供的飞行器进气道出口流量控制方法任一实施例中的步骤，因此，可以实现本申请实施例所提供的飞行器进气道出口流量控制方法的有益效果，详见前面的实施例，在此不再赘述。
实施例4
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可以通过指令来完成，或通过指令控制相关的硬件来完成，该指令可以存储于一计算机可读存储介质中，并由处理器进行加载和执行。为此，本发明实施例提供一种存储介质，其中存储有多条指令，该指令能够被处理器进行加载，以执行本发明实施例所提供的飞行器进气道出口流量控制方法中任一实施例的步骤。
其中，该存储介质可以包括：只读存储器(ROM，Read Only Memory)、随机存取记忆体(RAM，Random Access Memory)、磁盘或光盘等。
由于该存储介质中所存储的指令，可以执行本发明实施例所提供的任一飞行器进气道出口流量控制方法实施例中的步骤，因此，可以实现本发明实施例所提供的任一飞行器进气道出口流量控制方法所能实现的有益效果，详见前面的实施例，在此不再赘述。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种飞行器进气道出口流量控制方法，其特征在于，所述方法应用于CFD数值模拟软件通过时间推进法完成一个状态的流场计算，所述方法包括：
在CFD数值模拟软件的边界条件模块中给定初始出口背压，在每个数值迭代步完成后，对进气道出口边界的每一个网格单元，进行全管道空气流量的收集；
将当前实际流量除以预期流量，获得空气流量比例，若所述空气流量比例小于1，减小出口背压，否则增加出口背压；
针对每一个流量出口边界的网格单元，各自独立地进行背压调整操作，所述背压调整操作具体包括：
将所述网格单元的当前背压乘以背压调整比例，获得新的单元出口背压，并根据所述新的单元出口背压，利用两个古典黎曼不变量关系，对所述网格单元的速度、密度进行更新，两个黎曼不变量分别是：
其中，Vn是出口单元的法向速度，a是出口单元的当地音速，P为出口单元的压力，ρ为出口单元的密度，γ是气体常数；
当空气流量比例介于0.999～1.001之间时，不做背压调整，随着迭代过程的进行和流场逐步趋向收敛，背压调整比例趋近于1，并保持恒定至迭代过程结束。
2.如权利要求1所述的飞行器进气道出口流量控制方法，其特征在于，所述全管道空气流量的收集具体包括：
当所述网格单元是单核的串行计算时，在本核的所有网格块中进行流量收集；
当所述网格单元是多核的并行计算时，对所有计算核的所有网格块进行流量收集后，进行并行归约求和，获得进气道的当前实际总流量。
3.如权利要求1所述的飞行器进气道出口流量控制方法，其特征在于，所述出口背压的背压调整比例为空气流量比例的1.5次方。
4.如权利要求3所述的飞行器进气道出口流量控制方法，其特征在于，所述背压调整比例的上下阈值为0.95～1.05。
5.如权利要求1所述的飞行器进气道出口流量控制方法，其特征在于，在对所述网格单元的速度、密度进行更新时，所述网格单元的出口速度在马赫数0～0.85之间。
6.如权利要求1所述的飞行器进气道出口流量控制方法，其特征在于，所述气体常数的取值为1.4。
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