一种超燃冲压发动机稳态模型的建模方法技术

本发明专利技术公开了一种超燃冲压发动机稳态模型的建模方法。本发明专利技术通过在进气道及隔离段的出口截面建立控制体，将二维气流转换为一维气流计算，以提高模型的计算实时性；并进一步采用参考温度法进行进气道附面层修正，同时，基于隔离段内的气流根据隔离段背压的不同，本发明专利技术还进一步将隔离段工作状态分为弱激波工作状态和斜激波工作状态分别进行建模，并考虑隔离段的粘性，进行附面层修正。相比现有技术，本发明专利技术建模方法可以提高超燃冲压发动机计算精度，同时保证模型计算实时性。

【技术实现步骤摘要】
一种超燃冲压发动机稳态模型的建模方法
本专利技术涉及超燃冲压发动机，尤其涉及一种超燃冲压发动机稳态模型的建模方法，属于航空发动机控制

技术介绍
高超声速飞行器(HypersonicVehicle)一般是指来流马赫数大于5的飞行器。它以自身的速度优势和破防能力等优点受到世界各国青睐。为了使高超声速飞行器具有更好的性能，其动力装置通常采用超燃冲压发动机。在飞行器设计初期过程中，超燃冲压发动机模型要在达到一定精度的同时，同时满足计算实时性的要求，以便于控制系统的设计。针对超燃冲压发动机的建模与仿真，国内外已经进行不少研究。JosephW.Connolly等[JosephW.Connolly,GeorgeKopasakis,DanielPaxson,etal.Nonlineardynamicmodelingandcontrolsdevelopmentforsupersonicpropulsionsystemresearch.AIAA2011-5635,2011.]建立的APSE模型对超燃冲压发动机进气道的研究有很大帮助。H.Ikawa[IkawaH.Rapidmethodologyfordesignandperformancepredictionofintegratedsupersoniccombustionramjetengine[J].JournalofPropulsionandPower,1991,7(3):437-444.]用面积扩张因子法来建立超燃冲压发动机燃烧室模型，可以进行燃烧室计算和性能评估。国内很多院校针对超燃冲压发动机模型做了一定的研究，哈工大的鲍文等([鲍文和舒崔涛等.超燃冲压发动机推力优化控制仿真研究.燃烧学，中国工程热物理学会学术会议论文.084051.]、[鲍文，常军涛，刘文玉，等.超燃冲压发动机磁控进气道设计影响因素分析[J].航空动力学报.2005,20(3)：368～372.])针对进气道不启动以及推力控制等问题进行了相关的研究，并指出进气道不启动的影响因素。文献[肖地波，陆宇平，姚克明，等.高超声速飞行器推进系统建模[J].航空动力学报.2015,30(4)：944～951.]中做了双模态冲压发动机建模的相关工作。综上可知，目前的超燃冲压发动机稳态模型主要可以分为两类，一类是基于部件特性建立的数字仿真模型，另一类是基于内流场特性建立的CFD仿真模型。数字仿真模型主要通过特性图插值、经验公式等方法来实现参数计算，该类模型具备计算简单、实时性高等优点，但常常忽略部件内流场对部件特性的影响，使得模型精度相对较低。而CFD仿真模型通过流场计算来实现参数计算，该类模型能够清晰体现部件内流场特性，模型精度较高，但计算时间较长，实时性相对较低。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题在于克服现有技术不足，提供一种超燃冲压发动机稳态模型的建模方法，这种建模方法可以提高超燃冲压发动机计算精度，同时保证模型计算实时性。本专利技术具体采用以下技术方案解决上述技术问题：一种超燃冲压发动机稳态模型的建模方法，包括：在超燃冲压发动机进气道出口及隔离段出口建立控制体的步骤，以根据能量、动量以及质量守恒关系将二维流转化为一维流；所述控制体的建立方法具体如下：假设进气道出口/隔离段出口面积为A，激波将出口分为a、b两部分，面积分别为Aa和Ab，满足Aa+Ab＝A；则所述控制体前后参数满足以下关系：其中：Cmass＝ρavaAacosθa+ρbvbAbcosθbCmomentum＝(pa+ρav2acosθa)Aa+(pb+ρbv2bcosθb)Ab根据以上关系式可得一维流的速度v，一维流其他参数如下：T＝σc(v)ρ＝Cmass/vAcosθp＝ρRT式中，pa、va、ρa、Ta和pb、vb、ρb、Tb分别为a、b部分气流的压力、速度、密度以及温度，θa，θb分别为控制体进口a、b部分气流的入射角；θ为控制体出口气流的出射角，Aa,Ab为控制体入射面a、b部分的面积，cp为等压比热容，T0为基准温度，R为气体常数。进一步地，该方法还包括：利用等效温度法对进气道出口及隔离段出口气流进行等效摩擦力修正的步骤，修正后的等效摩擦力具体如下：其中，Cmomentum为修正前的动量，C*momentum为修正后的动量，F为壁面摩擦力。进一步地，该方法还包括：在进气道无粘模型的基础上，利用等效温度法对进气道型面进行修正的步骤；修正过程具体如下：首先利用进气道无粘模型计算出进气道内部轴向不同位置的气动参数；然后利用等效温度法求出进气道上、下壁面沿轴向不同位置的附面层位移厚度最后通过以下公式对进气道型面进行修正：式中，为修正后的进气道出口高度、、分别为修正后的进气道上壁面与水平方向夹角，进气道下壁面与水平方向夹角，LN为进气道模型上壁面长度，Lcowl为进气道模型下壁面长度，HTH为修正前的进气道出口高度，θN为进气道上壁面与水平方向夹角,θcowl为进气道下壁面与水平方向夹角。优选地，对于超燃冲压发动机的隔离段，根据燃烧室背压对隔离段的影响，将隔离段分为弱激波和斜激波两种工作状态分别建模；燃烧室背压对隔离段的影响通过以下条件来表征，当以下条件满足时，隔离段为弱激波状态，否则，为斜激波状态：(M3c/M3)＜0.762式中，M3c为燃烧室中最小马赫数；M3为以弱激波状态隔离段计算所得的隔离段出口马赫数。进一步优选地，在对弱激波状态的隔离段建模时，将隔离段按照一维等截面摩擦管流处理，并利用参考温度法结合等效摩擦力法对附面层进行简化，从而得到如下的隔离段弱激波状态一维模型：p＝ρRT式中，cf、T*为利用参考温度法结合等效摩擦力法对附面层进行简化后得到的附面层摩擦系数、参考温度；D为隔离段水力直径；为隔离段内来流流量；cp为定压比热容，T为静温，R为气体常数，v为气流速度，p为气流静压，x为隔离段轴向位置，ρ为气体密度，M为马赫数，γ为比热容比。进一步优选地，在对斜激波状态的隔离段建模时，使用以下方法进行附面层修正：由小到大逐步改变隔离段附面层角度αw，并求解各角度αw下经过激波反射后的隔离段出口参数，直至隔离段核心流内激波反射发生激波脱体，以此时求解出的隔离段出口参数作为斜激波状态隔离段的实际出口参数，对应的αw为实际隔离段附面层角度。相比现有技术，本专利技术具有以下有益效果：(1)本专利技术所构建的隔离段模型根据不同的燃烧室背压，将隔离段模型的工作状态分为弱激波状态和斜激波状态。针对影响发动机推力的主要因素，对弱激波状态隔离段考虑了等摩擦力修正，对斜激波状态隔离段考虑了等位移修正和等摩擦力修正。相较将隔离段单纯的看做等截面摩擦管流的建模方法，更贴合隔离段实际工作状态，精度较高，且实时性较好。(2)本专利技术所构建的进气道模型考虑影响发动机推力的主要因素，在进气道无粘模型及隔离段无粘模型的基础上进行了粘性修正，包括等位移厚度和等摩擦力修正。所建立的模型能够更好地与实验数据吻合，精度更高，且实时性较好。(3)本专利技术采用控制体的方法将二维流转化为一维流，根据能量、动量以及质量守恒关系对实际流动截面的二维流动关系进行简化，提升了模型精度和降低了模型的计算时间。附图说明图1为进气道有粘模型原理图图2为隔离段弱激波状态模型示意图图3为隔本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种超燃冲压发动机稳态模型的建模方法，其特征在于，包括：在超燃冲压发动机进气道出口及隔离段出口建立控制体的步骤，以根据能量、动量以及质量守恒关系将二维流转化为一维流；所述控制体的建立方法具体如下：假设进气道出口/隔离段出口面积为A，激波将出口分为a、b两部分，面积分别为Aa和Ab，满足Aa+Ab＝A；则所述控制体前后参数满足以下关系：

【技术特征摘要】
1.一种超燃冲压发动机稳态模型的建模方法，其特征在于，包括：在超燃冲压发动机进气道出口及隔离段出口建立控制体的步骤，以根据能量、动量以及质量守恒关系将二维流转化为一维流；所述控制体的建立方法具体如下：假设进气道出口/隔离段出口面积为A，激波将出口分为a、b两部分，面积分别为Aa和Ab，满足Aa+Ab＝A；则所述控制体前后参数满足以下关系：其中：Cmass＝ρavaAacosθa+ρbvbAbcosθbCmomentum＝(pa+ρav2acosθa)Aa+(pb+ρbv2bcosθb)Ab根据以上关系式可得一维流的速度v，一维流其他参数如下：T＝σc(v)ρ＝Cmass/vAcosθp＝ρRT式中，pa、va、ρa、Ta和pb、vb、ρb、Tb分别为a、b部分气流的压力、速度、密度以及温度，θa，θb分别为控制体进口a、b部分气流的入射角；θ为控制体出口气流的出射角，Aa,Ab为控制体入射面a、b部分的面积，cp为等压比热容，T0为基准温度，R为气体常数。2.如权利要求1所述方法，其特征在于，还包括：利用等效温度法对进气道出口及隔离段出口气流进行等效摩擦力修正的步骤，修正后的等效摩擦力具体如下：其中，Fsidewall为壁面摩擦力。3.如权利要求1所述方法，其特征在于，还包括：在进气道无粘模型的基础上，利用等效温度法对进气道型面进行修正的步骤；修正过程具体如下：首先利用进气道无粘模型计算出进气道内部轴向不同位置的气动参数；然后利用等效温度法求出进气道上、下壁面沿轴向不同位置的附面层位移厚度最后通过以下公式对进气道型面进行修正：式中，为修正后的进气道出口高度、、分别...

【专利技术属性】
技术研发人员：席志华，刘明磊，张海波，叶东鑫，陈名扬，高远，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏,32