本申請(qǐng)涉及飛行器點(diǎn)火預(yù)測，尤其是涉及一種可壓縮性流場自點(diǎn)火過程點(diǎn)火延遲時(shí)間預(yù)測方法和裝置。

背景技術(shù)：

1、為應(yīng)對(duì)高超聲速飛行器內(nèi)燃燒穩(wěn)定性以及燃燒效率等關(guān)鍵問題，需要對(duì)高超聲速飛行器內(nèi)的自點(diǎn)火過程進(jìn)行研究預(yù)測。高可壓縮性和湍流對(duì)自點(diǎn)火過程的影響的主要物理量便是點(diǎn)火延遲時(shí)間，精準(zhǔn)的預(yù)測點(diǎn)火延遲時(shí)間可以更好的對(duì)這種不穩(wěn)定因素加以控制。

2、相關(guān)技術(shù)中，一些點(diǎn)火延遲時(shí)間的預(yù)測方法未考慮湍流對(duì)自點(diǎn)火過程的影響，在高超聲速湍流燃燒過程該方法適用性存在問題；其次，當(dāng)前一些結(jié)果通過分析標(biāo)量耗散率等變化獲得湍流對(duì)點(diǎn)火延遲時(shí)間的影響，很難精準(zhǔn)的預(yù)測點(diǎn)火延遲時(shí)間。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本申請(qǐng)的目的在于提供一種可壓縮性流場自點(diǎn)火過程點(diǎn)火延遲時(shí)間預(yù)測方法和裝置，以緩解現(xiàn)有技術(shù)中存在的上述技術(shù)問題。

2、第一方面，本發(fā)明提供一種可壓縮性流場自點(diǎn)火過程點(diǎn)火延遲時(shí)間預(yù)測方法，包括：

3、實(shí)時(shí)監(jiān)測高超聲速飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部在自點(diǎn)火操作之前的初始局部溫度；

4、通過預(yù)先選擇的高可壓縮性燃燒場的燃燒特征參數(shù)進(jìn)行自點(diǎn)火模擬，在自點(diǎn)火模擬過程中，基于所述初始局部溫度和預(yù)先選擇的高可壓縮性燃燒場的燃燒特征參數(shù)預(yù)測所述高超聲速飛行器的點(diǎn)火延遲時(shí)間。

5、在可選的實(shí)施方式中，所述預(yù)先選擇的高可壓縮性燃燒場的燃燒特征參數(shù)包括第一燃燒特征參數(shù)；

6、所述第一燃燒特征參數(shù)至少包括：火焰擴(kuò)散的特征長度尺度、湍流尺度、活化能、氣體常數(shù)、泰勒雷諾數(shù)、比熱容、單位質(zhì)量燃料釋放的熱量、頻率因子、氧化劑質(zhì)量分?jǐn)?shù)、燃料的密度、氧化劑摩爾質(zhì)量和馬赫數(shù)相關(guān)參數(shù)。

7、在可選的實(shí)施方式中，在自點(diǎn)火模擬過程中，基于所述初始局部溫度和預(yù)先選擇的高可壓縮性燃燒場的燃燒特征參數(shù)預(yù)測所述高超聲速飛行器的點(diǎn)火延遲時(shí)間，包括：

8、在自點(diǎn)火模擬過程中，基于所述火焰擴(kuò)散的特征長度尺度和所述湍流尺度確定目標(biāo)相對(duì)尺度；

9、根據(jù)所述初始局部溫度、溫度變化率、所述目標(biāo)相對(duì)尺度和氣體常數(shù)、泰勒雷諾數(shù)、比熱容、單位質(zhì)量燃料釋放的熱量、頻率因子、氧化劑質(zhì)量分?jǐn)?shù)、燃料的密度、氧化劑摩爾質(zhì)量和馬赫數(shù)相關(guān)參數(shù)構(gòu)建第一預(yù)測模型，所述第一預(yù)測模型為其中，lfd為火焰擴(kuò)散的特征長度尺度；η為湍流尺度；t0為初始時(shí)刻的局部溫度；ea為活化能，r0為氣體常數(shù)；tconst為溫度變化率；reλ為泰勒雷諾數(shù)；cv為比熱容；qf，a為頻率因子，yo為氧化劑質(zhì)量分?jǐn)?shù)，ρf表示燃料的密度，wo為氧化劑摩爾質(zhì)量；β和γ(m)是與馬赫數(shù)有關(guān)的參數(shù)和函數(shù)；

10、通過所述第一預(yù)測模型預(yù)測所述高超聲速飛行器的點(diǎn)火延遲時(shí)間。

11、在可選的實(shí)施方式中，所述方法還包括：

12、根據(jù)點(diǎn)火成功前的初始丹姆克爾數(shù)dat和相應(yīng)的雷諾數(shù)ret確定所述目標(biāo)相對(duì)尺度。

13、在可選的實(shí)施方式中，根據(jù)點(diǎn)火成功前的初始丹姆克爾數(shù)和目標(biāo)雷諾數(shù)確定所述目標(biāo)相對(duì)尺度，通過以下公式計(jì)算：

14、

15、其中，kfd為目標(biāo)相對(duì)尺度，dat為初始丹姆克爾數(shù)，ret為雷諾數(shù)。

16、在可選的實(shí)施方式中，所述預(yù)先選擇的高可壓縮性燃燒場的燃燒特征參數(shù)包括第二燃燒特征參數(shù)；

17、所述第二燃燒特征參數(shù)至少包括：火焰?zhèn)鞑ニ俣?、泰勒雷諾數(shù)、湍流尺度、活化能、氣體常數(shù)、比熱容、單位質(zhì)量燃料釋放的熱量、頻率因子、氧化劑質(zhì)量分?jǐn)?shù)、燃料的密度和氧化劑摩爾質(zhì)量。

18、在可選的實(shí)施方式中，在自點(diǎn)火模擬過程中，基于所述初始局部溫度和預(yù)先選擇的高可壓縮性燃燒場的燃燒特征參數(shù)預(yù)測所述高超聲速飛行器的點(diǎn)火延遲時(shí)間，包括：

19、根據(jù)所述初始局部溫度、溫度波動(dòng)參數(shù)、火焰?zhèn)鞑ニ俣取⑻├绽字Z數(shù)、湍流尺度、活化能、氣體常數(shù)、比熱容、單位質(zhì)量燃料釋放的熱量、頻率因子、氧化劑質(zhì)量分?jǐn)?shù)、燃料的密度和氧化劑摩爾質(zhì)量構(gòu)建第二預(yù)測模型，所述第二預(yù)測模型為其中，ufd表示火焰?zhèn)鞑ニ俣?，t'表示溫度波動(dòng)，reλ為泰勒雷諾數(shù)；η為kolmogorov尺度，t0為初始時(shí)刻的局部溫度；ea為活化能，r0為氣體常數(shù)；；cv為比熱容；qf，a為頻率因子，yo為氧化劑質(zhì)量分?jǐn)?shù)，ρf表示燃料的密度，wo為氧化劑摩爾質(zhì)量；

20、通過所述第二預(yù)測模型預(yù)測所述高超聲速飛行器的點(diǎn)火延遲時(shí)間。

21、第二方面，本發(fā)明提供一種可壓縮性流場自點(diǎn)火過程點(diǎn)火延遲時(shí)間預(yù)測裝置，包括：

22、點(diǎn)火前溫度監(jiān)測模塊，用于實(shí)時(shí)監(jiān)測高超聲速飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部在自點(diǎn)火操作之前的初始局部溫度；

23、點(diǎn)火延遲時(shí)間預(yù)測模塊，用于通過預(yù)先選擇的高可壓縮性燃燒場的燃燒特征參數(shù)進(jìn)行自點(diǎn)火模擬，在自點(diǎn)火模擬過程中，基于所述初始局部溫度和預(yù)先選擇的高可壓縮性燃燒場的燃燒特征參數(shù)預(yù)測所述高超聲速飛行器的點(diǎn)火延遲時(shí)間。

24、第三方面，本發(fā)明提供一種電子設(shè)備，包括處理器和存儲(chǔ)器，所述存儲(chǔ)器存儲(chǔ)有能夠被所述處理器執(zhí)行的計(jì)算機(jī)可執(zhí)行指令，所述處理器執(zhí)行所述計(jì)算機(jī)可執(zhí)行指令以實(shí)現(xiàn)前述實(shí)施方式任一項(xiàng)所述的可壓縮性流場自點(diǎn)火過程點(diǎn)火延遲時(shí)間預(yù)測方法。

25、第四方面，本發(fā)明提供一種計(jì)算機(jī)可讀存儲(chǔ)介質(zhì)，所述計(jì)算機(jī)可讀存儲(chǔ)介質(zhì)存儲(chǔ)有計(jì)算機(jī)可執(zhí)行指令，所述計(jì)算機(jī)可執(zhí)行指令在被處理器調(diào)用和執(zhí)行時(shí)，計(jì)算機(jī)可執(zhí)行指令促使處理器實(shí)現(xiàn)前述實(shí)施方式任一項(xiàng)所述的可壓縮性流場自點(diǎn)火過程點(diǎn)火延遲時(shí)間預(yù)測方法。

26、本申請(qǐng)?zhí)峁┑目蓧嚎s性流場自點(diǎn)火過程點(diǎn)火延遲時(shí)間預(yù)測方法和裝置的有益效果如下：

27、將原本低馬赫數(shù)不考慮湍流影響的點(diǎn)火延遲時(shí)間的方式進(jìn)行擴(kuò)展改進(jìn)，增加了湍流對(duì)該過程的影響，并且簡化整理為具體參數(shù)；給出了湍流相對(duì)尺度的理論計(jì)算方法，可以由初始狀態(tài)中的丹姆克爾數(shù)和相應(yīng)的雷諾數(shù)來對(duì)相對(duì)尺度進(jìn)行合理估算，以便于最終點(diǎn)火延遲時(shí)間的預(yù)測；提出了通過低馬赫數(shù)結(jié)果來預(yù)測更高馬赫數(shù)點(diǎn)火延遲時(shí)間的方法，進(jìn)一步簡化馬赫數(shù)點(diǎn)火延遲時(shí)間計(jì)算過程和計(jì)算成本。

技術(shù)特征：

1.一種可壓縮性流場自點(diǎn)火過程點(diǎn)火延遲時(shí)間預(yù)測方法，其特征在于，包括：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的可壓縮性流場自點(diǎn)火過程點(diǎn)火延遲時(shí)間預(yù)測方法，其特征在于，所述預(yù)先選擇的高可壓縮性燃燒場的燃燒特征參數(shù)包括第一燃燒特征參數(shù)；

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的可壓縮性流場自點(diǎn)火過程點(diǎn)火延遲時(shí)間預(yù)測方法，其特征在于，在自點(diǎn)火模擬過程中，基于所述初始局部溫度和預(yù)先選擇的高可壓縮性燃燒場的燃燒特征參數(shù)預(yù)測所述高超聲速飛行器的點(diǎn)火延遲時(shí)間，包括：

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的可壓縮性流場自點(diǎn)火過程點(diǎn)火延遲時(shí)間預(yù)測方法，其特征在于，所述方法還包括：

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的可壓縮性流場自點(diǎn)火過程點(diǎn)火延遲時(shí)間預(yù)測方法，其特征在于，根據(jù)點(diǎn)火成功前的初始丹姆克爾數(shù)和目標(biāo)雷諾數(shù)確定所述目標(biāo)相對(duì)尺度，通過以下公式計(jì)算：

6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的可壓縮性流場自點(diǎn)火過程點(diǎn)火延遲時(shí)間預(yù)測方法，其特征在于，所述預(yù)先選擇的高可壓縮性燃燒場的燃燒特征參數(shù)包括第二燃燒特征參數(shù)；

7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的可壓縮性流場自點(diǎn)火過程點(diǎn)火延遲時(shí)間預(yù)測方法，其特征在于，在自點(diǎn)火模擬過程中，基于所述初始局部溫度和預(yù)先選擇的高可壓縮性燃燒場的燃燒特征參數(shù)預(yù)測所述高超聲速飛行器的點(diǎn)火延遲時(shí)間，包括：

8.一種可壓縮性流場自點(diǎn)火過程點(diǎn)火延遲時(shí)間預(yù)測裝置，其特征在于，包括：

9.一種電子設(shè)備，其特征在于，包括處理器和存儲(chǔ)器，，所述存儲(chǔ)器存儲(chǔ)有能夠被所述處理器執(zhí)行的計(jì)算機(jī)可執(zhí)行指令，所述處理器執(zhí)行所述計(jì)算機(jī)可執(zhí)行指令以實(shí)現(xiàn)權(quán)利要求1至7任一項(xiàng)所述的可壓縮性流場自點(diǎn)火過程點(diǎn)火延遲時(shí)間預(yù)測方法。

10.一種計(jì)算機(jī)可讀存儲(chǔ)介質(zhì)，其特征在于，所述計(jì)算機(jī)可讀存儲(chǔ)介質(zhì)存儲(chǔ)有計(jì)算機(jī)可執(zhí)行指令，所述計(jì)算機(jī)可執(zhí)行指令在被處理器調(diào)用和執(zhí)行時(shí)，計(jì)算機(jī)可執(zhí)行指令促使處理器實(shí)現(xiàn)權(quán)利要求1至7任一項(xiàng)所述的可壓縮性流場自點(diǎn)火過程點(diǎn)火延遲時(shí)間預(yù)測方法。

技術(shù)總結(jié)
本申請(qǐng)?zhí)峁┝艘环N可壓縮性流場自點(diǎn)火過程點(diǎn)火延遲時(shí)間預(yù)測方法和裝置，涉及飛行器點(diǎn)火預(yù)測技術(shù)領(lǐng)域，包括：實(shí)時(shí)監(jiān)測高超聲速飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部在自點(diǎn)火操作之前的初始局部溫度；通過預(yù)先選擇的高可壓縮性燃燒場的燃燒特征參數(shù)進(jìn)行自點(diǎn)火模擬，在自點(diǎn)火模擬過程中，基于所述初始局部溫度和預(yù)先選擇的高可壓縮性燃燒場的燃燒特征參數(shù)預(yù)測所述高超聲速飛行器的點(diǎn)火延遲時(shí)間。本申請(qǐng)能夠在點(diǎn)火前精準(zhǔn)預(yù)測點(diǎn)火延遲時(shí)間，以便更好對(duì)點(diǎn)火后的燃燒過程加以控制，減少不穩(wěn)定燃燒等問題的出現(xiàn)。

技術(shù)研發(fā)人員：韓旺,楊立軍,孟凡釗
受保護(hù)的技術(shù)使用者：北京航空航天大學(xué)
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2024/12/23