考慮進(jìn)口參數(shù)非均勻的超聲速推力噴管設(shè)計(jì)方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種考慮進(jìn)口參數(shù)非均勻的超聲速推力噴管設(shè)計(jì)方法，包括以下步驟：（1）采用有旋特征線法，根據(jù)待設(shè)計(jì)推力噴管的進(jìn)口參數(shù)分布，確定出初值線的分布區(qū)域；根據(jù)待設(shè)計(jì)推力噴管的進(jìn)口參數(shù)、設(shè)計(jì)壓比及選定的非對(duì)稱因子G，分別確定出該待設(shè)計(jì)推力噴管在喉部尖點(diǎn)處的上壁面初始膨脹角、下壁面初始膨脹角；（2）先確定待設(shè)計(jì)推力噴管的喉部尖點(diǎn)處的各離散點(diǎn)坐標(biāo)和流場(chǎng)參數(shù)，以得到喉部尖點(diǎn)處的流動(dòng)參數(shù)，進(jìn)而確定出待設(shè)計(jì)推力噴管核心區(qū)的所有特征線的流動(dòng)參數(shù)；（3）采用消波方法，確定出待設(shè)計(jì)推力噴管的上、下壁面曲線，即可完成待設(shè)計(jì)推力噴管的設(shè)計(jì)。因此，本發(fā)明能夠設(shè)計(jì)出考慮進(jìn)口參數(shù)非均勻的推力噴管，并產(chǎn)生較好的推力性能。
【專利說(shuō)明】考慮進(jìn)口參數(shù)非均勻的超聲速推力噴管設(shè)計(jì)方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001 ] 本發(fā)明涉及一種考慮進(jìn)口參數(shù)非均勻的超聲速推力噴管設(shè)計(jì)方法，屬于超聲速排氣噴管【技術(shù)領(lǐng)域】。
【背景技術(shù)】
[0002]作為吸氣式高超聲速飛行器的核心技術(shù)，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)逐漸成為各國(guó)研究的熱點(diǎn)，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)由進(jìn)氣道、隔離段、燃燒室以及尾噴管組成。作為超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的重要部件，尾噴管主要作用是將燃燒室產(chǎn)生的高焓氣流充分膨脹，產(chǎn)生盡可能高的推力，同時(shí)兼顧升力和俯仰力矩等飛行器氣動(dòng)平衡的要求，尾噴管性能對(duì)飛行器性能有很大的影響，一直是高超聲速研究的重要領(lǐng)域。
[0003]在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際工作中，無(wú)論是進(jìn)氣道對(duì)高速自由來(lái)流的壓縮激波系、隔離段內(nèi)非對(duì)稱激波串的振蕩，還是燃燒室內(nèi)空氣與燃料的摻混、震蕩燃燒等，均會(huì)造成噴管進(jìn)口流場(chǎng)參數(shù)分布的非均勻。再加上超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管沒(méi)有收縮段和幾何喉道，無(wú)法像通常的拉瓦爾噴管那樣對(duì)氣流進(jìn)行有效地整流，且與燃燒室直接相連，因此尾噴管的進(jìn)口氣流不可避免地具有相當(dāng)大的不均勻性。
[0004]國(guó)內(nèi)外對(duì)進(jìn)口氣流非均勻?qū)Τ紱_壓發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管氣動(dòng)性能的影響開展了有限的研究。Snelling對(duì)高超聲速飛行器尾噴管進(jìn)口非均勻進(jìn)行了數(shù)值模擬，認(rèn)為進(jìn)口非均勻使得飛行器的推力增加，整體力矩減小。Schindel采用馬赫數(shù)不同的兩股射流模擬噴管的非均勻進(jìn)口，與均勻進(jìn)口氣流分別等熵膨脹到相同環(huán)境壓力，比較二者的出口動(dòng)量，得出進(jìn)口氣流速度分布非均勻造成噴管推力性能的下降一般不會(huì)超過(guò)1%的結(jié)論。Goel運(yùn)用數(shù)值模擬研究了進(jìn)口參數(shù)不同的非均勻分布對(duì)噴管性能的影響，結(jié)果表明噴管性能與進(jìn)口非均勻分布形式有很大關(guān)系。Kushida采用一維混合流的處理方法，估算得到非均勻進(jìn)口對(duì)噴管造成的影響約為1%。Ebrahimi認(rèn)為進(jìn)口非均勻?qū)姽芮岸蔚膲毫Ψ植加幸欢ㄓ绊?并認(rèn)為非均勻?qū)姽芡屏Φ挠绊懖怀^(guò)2%。
[0005]樂(lè)嘉陵、王曉棟等采用數(shù)值模擬的方法研究了入口溫度剖面對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響，結(jié)果表明溫度非均勻?qū)姽苡绊戄^小。徐驚雷、全志斌等對(duì)馬赫數(shù)非均勻入口對(duì)尾噴管性能的影響進(jìn)行了試驗(yàn)與數(shù)值研究，結(jié)果表明非均勻進(jìn)口造成了尾噴管推力性能下降、負(fù)升力增加及俯仰力矩的減小。
[0006]上述一系列研究結(jié)果都表明，尾噴管進(jìn)口氣流的非均勻性對(duì)基于均勻參數(shù)設(shè)計(jì)的尾噴管流場(chǎng)結(jié)構(gòu)、氣動(dòng)性能等會(huì)產(chǎn)生一定影響。那么能否在噴管的設(shè)計(jì)之初就考慮進(jìn)口氣流的非均勻性，從而獲得與進(jìn)口非均勻氣流匹配的噴管型面？在這方面目前還沒(méi)有研究報(bào)道，相近的只有美國(guó)NASA Langley研究中心的Richard采用有旋特征線方法設(shè)計(jì)了考慮進(jìn)口氣流非均勻性的超聲速風(fēng)洞噴管。而關(guān)于考慮進(jìn)口非均勻的推力噴管的設(shè)計(jì)則還沒(méi)有相關(guān)研究，但這對(duì)于真實(shí)進(jìn)口條件下超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管的性能研究又是迫切需要的。

【發(fā)明內(nèi)容】
[0007]本發(fā)明針對(duì)目前無(wú)專門的考慮非均勻進(jìn)口的超然沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推力噴管設(shè)計(jì)方法的缺陷，提出一種考慮進(jìn)口參數(shù)非均勻的推力噴管的設(shè)計(jì)方法，該方法在考慮進(jìn)口氣流馬赫數(shù)沿高度方向非均勻分布的前提下，采用有旋特征線設(shè)計(jì)了超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)非對(duì)稱噴管的等熵型線。進(jìn)一步研究了在相同非均勻進(jìn)口條件下，考慮和未考慮進(jìn)口非均勻性所設(shè)計(jì)的噴管之間的性能差異；因此，本發(fā)明能夠設(shè)計(jì)出考慮進(jìn)口參數(shù)非均勻的推力噴管，并產(chǎn)生較好的推力性能。
[0008]為實(shí)現(xiàn)以上的技術(shù)目的，本發(fā)明將采取以下的技術(shù)方案:
一種考慮進(jìn)口參數(shù)非均勻的超聲速推力噴管設(shè)計(jì)方法，包括以下步驟:(1)采用有旋特征線法，根據(jù)待設(shè)計(jì)推力噴管的進(jìn)口參數(shù)分布，確定出初值線的分布區(qū)域；另外，根據(jù)待設(shè)計(jì)推力噴管的進(jìn)口參數(shù)、設(shè)計(jì)壓比以及選定的非對(duì)稱因子G，分別確定出該待設(shè)計(jì)推力噴管在喉部尖點(diǎn)處的上壁面初始膨脹角、下壁面初始膨脹角；非對(duì)稱因子G為該待設(shè)計(jì)推力噴管的喉部尖點(diǎn)處的上、下壁面的初始膨脹角之比；(2)根據(jù)步驟(1)中所確定出的待設(shè)計(jì)推力噴管在喉部尖點(diǎn)處的上壁面初始膨脹角、下壁面初始膨脹角，先確定待設(shè)計(jì)推力噴管的喉部尖點(diǎn)處的各離散點(diǎn)坐標(biāo)和流場(chǎng)參數(shù)，以得到待設(shè)計(jì)推力噴管在喉部尖點(diǎn)處的流動(dòng)參數(shù)，進(jìn)而采用有旋特征線法，根據(jù)步驟(1)得到的初值線的分布區(qū)域，確定出待設(shè)計(jì)推力噴管核心區(qū)的所有特征線的流動(dòng)參數(shù)，所述的流動(dòng)參數(shù)包括壓力、溫度、速度、氣流方向角；
(3)采用消波方法，根據(jù)步驟(2)所述待設(shè)計(jì)推力噴管核心區(qū)的各特征線的流動(dòng)參數(shù)，確定出待設(shè)計(jì)推力噴管的上、下壁面曲線，即可完成待設(shè)計(jì)推力噴管的設(shè)計(jì)。
[0009]所述有旋特征線法的迭代公式為:
【權(quán)利要求】
1.一種考慮進(jìn)口參數(shù)非均勻的超聲速推力噴管設(shè)計(jì)方法，其特征在于，包括以下步驟:(I)采用有旋特征線法，根據(jù)待設(shè)計(jì)推力噴管的進(jìn)口參數(shù)分布，確定出初值線的分布區(qū)域；另外，根據(jù)待設(shè)計(jì)推力噴管的進(jìn)口參數(shù)、設(shè)計(jì)壓比以及選定的非對(duì)稱因子G，分別確定出該待設(shè)計(jì)推力噴管在喉部尖點(diǎn)處的上壁面初始膨脹角、下壁面初始膨脹角；非對(duì)稱因子G為該待設(shè)計(jì)推力噴管的喉部尖點(diǎn)處的上、下壁面的初始膨脹角之比；(2)根據(jù)步驟(1)中所確定出的待設(shè)計(jì)推力噴管在喉部尖點(diǎn)處的上壁面初始膨脹角、下壁面初始膨脹角，先確定待設(shè)計(jì)推力噴管的喉部尖點(diǎn)處的各離散點(diǎn)坐標(biāo)和流場(chǎng)參數(shù)，以得到待設(shè)計(jì)推力噴管在喉部尖點(diǎn)處的流動(dòng)參數(shù)，進(jìn)而采用有旋特征線法，根據(jù)步驟(1)得到的初值線的分布區(qū)域，確定出待設(shè)計(jì)推力噴管核心區(qū)的所有特征線的流動(dòng)參數(shù)，所述的流動(dòng)參數(shù)包括氣流方向角和氣流轉(zhuǎn)折角；(3)采用消波方法，根據(jù)步驟(2)所述待設(shè)計(jì)推力噴管核心區(qū)的各特征線的流動(dòng)參數(shù)，確定出待設(shè)計(jì)推力噴管的上、下壁面曲線，即可完成待設(shè)計(jì)推力噴管的設(shè)計(jì)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述考慮進(jìn)口參數(shù)非均勻的超聲速推力噴管設(shè)計(jì)方法，其特征在于，所述有旋特征線法的迭代公式為:

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述考慮進(jìn)口參數(shù)非均勻的超聲速推力噴管設(shè)計(jì)方法，其特征在于，所述待設(shè)計(jì)推力噴管的喉部尖點(diǎn)處呈過(guò)渡圓弧設(shè)置。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述考慮進(jìn)口參數(shù)非均勻的超聲速推力噴管設(shè)計(jì)方法，其特征在于，所述過(guò)渡圓弧的半徑為噴管進(jìn)口高度的10%。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述考慮進(jìn)口參數(shù)非均勻的超聲速推力噴管設(shè)計(jì)方法，其特征在于，所述進(jìn)口氣流與水平方向之間存在夾角α ;且待設(shè)計(jì)推力噴管的上壁面長(zhǎng)度大于下壁面的長(zhǎng)度。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述考慮進(jìn)口參數(shù)非均勻的超聲速推力噴管設(shè)計(jì)方法，其特征在于，所述待設(shè)計(jì)推力噴管在喉部尖點(diǎn)處的上壁面初始膨脹角δU、下壁面初始膨脹角δL分別由下式確定:

【文檔編號(hào)】G06F17/50GK103678774SQ201310574828
【公開日】2014年3月26日 申請(qǐng)日期:2013年11月15日 優(yōu)先權(quán)日:2013年11月15日
【發(fā)明者】莫建偉, 徐驚雷, 全志斌, 俞凱凱 申請(qǐng)人:南京航空航天大學(xué)