一种组合动力飞行器的大包线宽速域推进系统机理建模方法技术方案

本发明专利技术涉及一种组合动力飞行器的大包线宽速域推进系统机理建模方法，在现有的RBCC组合动力系统建模方法上增加了跨声速流、边界层引起的核心流面积变化等一些主要的物理量，与实际模型相接近，提高了建模精度。

【技术实现步骤摘要】
一种组合动力飞行器的大包线宽速域推进系统机理建模方法
本专利技术属于组合动力飞行器建模技术研究领域，尤其涉及RBCC动力系统宽速域建模
该建模方法可以广泛应用于各类基于RBCC动力的高超声速飞行器设计及性能分析上。
技术介绍
RBCC(RocketBasedCombinedCycle)动力吸气式高超声速飞行器推进系统内流道建模技术是高超声速飞行器的核心关键技术之一。RBCC发动机既保留了火箭推进在低速(引射火箭模态，0≤Ma≤2.5)的大推重比、稠密大气层外(纯火箭模态，8～10≤Ma)的适用能力，也有着冲压发动机的高比冲和经济性。其中，引射火箭模态和纯火箭模态模型可以根据传统的守恒理论建立，而双模态超燃冲压模型作为其中重要的一部分，是具有较大挑战性的技术。双模态超燃冲压发动机主要分为亚燃冲压(2.5≤Ma≤5.5)和超燃冲压(5.5≤Ma≤8～10)两种运行模态，其建模研究方法主要包括理论机理建模、数值建模以及试验建模等。理论机理建模作为明确的反映双模态超燃冲压发动机物理过程的数学方法，尤其是由于其计算的快速性，特别是针对RBCC组合动力系统的宽速域建模，对吸气式高超声速推进系统模型发展具有重大的意义。RBCC双模态超燃冲压发动机内流道中，由于几何壁面的限制以及较高的气流速度，在垂直于流动速度的方向上，气流参数的变化梯度受三维激波等流动效应的影响严重而难以建模。因此为简化分析的复杂度，在流动控制方程中忽略垂直于流动速度方向的变量，形成准一维流动控制方程。为使准一维流动方程计算的结果能更加接近于实际的结果，研究人员对其进行了很多改进，包括考虑有限速率化学反应、燃料混合和燃烧模型、内流道几何构型等。理论上讲，准一维流动控制方程是对完整的流动控制方程的一维简化结果，而在大多数准一维流分析研究的过程中，研究者会根据其应用对象和应用范围，对准一维流方程进行再次简化，一些物理量(如分子量、比热比等)的变化在准一维流计算中的影响被忽略。而在实际的试验数据分析中，发现这些被简化掉的量在RBCC双模态超燃冲压发动机内流道中有很大的变化，并对准一维流分析结果的准确性和可靠性有可观的影响。同时，RBCC组合动力发动机内流道中跨声速流模型对准一维模型完整性和适用范围意义重大。另外，双模态超燃冲压发动机模型与引射模型和纯火箭模型的匹配组合是RBCC组合动力系统宽速域机理建模的重要环节。因而，针对RBCC组合动力系统的宽速域特性，如何建立包含重要物理量(如分子量、比热比等)、跨声速流动模型，并与引射模型和纯火箭模型匹配组合的一体化模型，具有相当重要的理论和现实意义。根据公开文献的资料，目前已有的RBCC组合动力系统建模方法，特别是双模态超燃冲压发动机的准一维流模型，是在忽略了一些主要物理量的基础上建立的，例如跨声速流、边界层引起的核心流面积变化等，这样的简化导致了计算所得的结果与实际结果相差较远，对于发动机推力的估算造成了较大影响。
技术实现思路
要解决的技术问题为了避免现有技术的不足之处，本专利技术提出一种组合动力飞行器的大包线宽速域推进系统机理建模方法。技术方案一种组合动力飞行器的大包线宽速域推进系统机理建模方法，其特征在于步骤如下：步骤1：针对飞行器的飞行马赫数和进气道出口条件确定RBCC发动机工作的模态：马赫数小于3为引射模态、马赫数大于3为冲压模态、进气道出口质量流量小于吸气式推进需求限制时为火箭模态；步骤2：对于引射模态，采用公式(6)求得引射系数n，采用公式(3)～(5)求解引射模态出口的气体特性参数cp3、γ3、R3，采用公式(8)和(11)求得出口的速度V3、静温T3和静压p3，其中公式(11)取亚声速解；式中，cp为定压比热容，γ为比热比，R为气体常数，为质量流量，n为引射系数，V为流动速度，A为横截面积，T为温度，p为压力；下标1、2、3分别代表引射火箭出口位置、引射来流出口以及混合室出口，下标f代表二次燃料；步骤3：针对双模态超燃冲压发动机模型，首先判断初始马赫数是否大于1，若小于1，则为亚燃模态；若大于1，则为超燃模态，采用Runge-Kutta方法积分常微分方程组(14)～(16)、(17)～(23)，求解未知数ρ、V、p、Ma、T、a、F、Tt、Pt、s，同时采用公式(24)计算核心流面积Ac；采用公式(26)～(27)求解G(x)的值；式中，ρ为密度；Ma为流动马赫数；f′为摩擦系数；D为水力直径；y为燃料速度在主流方向的分量与主流速度的比值；dX是以下三者之和：(1)浸入在控制体边界内流体中的静止物体的阻力，(2)液滴和液雾因为运动速度低于主流速度产生的阻力，(3)重力或其他力作用在控制体内产生的与速度方向相反的力；dQ为反应释热；dWx为壁面传热和做功之和；dH为焓值变化；F为轴向力；Tt为总温；Pt为滞止压力；s为比熵；为通用气体常数；组分i的摩尔分数Xi＝Ni/N，N为摩尔数；n为混合物组分数；判断G(x)与Ma的关系，进而获得dMa2/dx的变化规律；具体来说，dMa2/dx随G(x)和Ma的变化规律如下表所示：以使得Ma＝1且G(x)＝0的初始亚声速马赫数为参考，当初始亚声速马赫数高于此值时，马赫数会在G(x)等于0之前到达声速点，在这一点产生壅塞；当马赫数小于此值时，在G(x)等于0时马赫数尚未达到声速点，马赫数会在G(x)＝0点达到它的亚声速最大值，沿x方向下游马赫数逐渐下降；本专利技术只考虑马赫数会通过声速点的状态，以亚声速到超声速的过渡为例，当要求马赫数顺利加速到超声速时，dMa2/dx必须在亚声速和超声速段均为正，即马赫数逐渐增加；由上表可知，G(x)在亚声速区域必须小于零，在超声速区域必须大于零才能保证马赫数的增加；但是当马赫数等于1时，方程的解处于一个数学上的鞍点，G(x)的不同取值对应于三种不同的结果：1.G(x)<0；马赫数将逼近1且不再会增加或减小；2.G(x)>0；马赫数永远无法接近于1；3.G(x)＝0；采用跳跃法可顺利通过马赫数鞍点；事实上，当Ma＝1时，G(x)的值刚好处于零点，这一点处，dMa2/dx是不确定的，因而在这点之后，马赫数有可能加速到超声速，也有可能减速回亚声速，试验认为取超声速方向更符合实际情况；对于前两种状态，需要调整初始参数以重新计算，直到满足状态3或者壅塞条件，从而求得冲压模态的发动机出口气动参数ρ、V、p、Ma、T、a、F、Tt、Pt、s的值；步骤4：对于火箭模态，根据公式(32)和公式(36)分别计算火箭模态时的推力和比冲，获得火箭模态的性能指标：有益效果本专利技术提出的一种组合动力飞行器的大包线宽速域推进系统机理建模方法，以Billig的试验(WilliamH.Heiser,DavidT.Pratt,DanielH.Daley,etal.Hypersonicairbreathingpropulsion[M].Washington,D.C.:AIAA,1994,pp.365-367)为参考，结合高精度CFD仿真，验证所建立的模型的精度，如图4所示。由图中可见，所建立的模型在绝大部分范围内对试验结果和CFD仿真计算结果都有很好的逼近程度。而由于一维模型不能处理三维激波串反射、交叉等情况，因而在紧随燃料喷本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种组合动力飞行器的大包线宽速域推进系统机理建模方法，其特征在于步骤如下：步骤1：针对飞行器的飞行马赫数和进气道出口条件确定RBCC发动机工作的模态：马赫数小于3为引射模态、马赫数大于3为冲压模态、进气道出口质量流量小于吸气式推进需求限制时为火箭模态；步骤2：对于引射模态，采用公式(6)求得引射系数n，采用公式(3)～(5)求解引射模态出口的气体特性参数cp3、γ3、R3，采用公式(8)和(11)求得出口的速度V3、静温T3和静压p3，其中公式(11)取亚声速解；

【技术特征摘要】
1.一种组合动力飞行器的大包线宽速域推进系统机理建模方法，其特征在于步骤如下：步骤1：针对飞行器的飞行马赫数和进气道出口条件确定RBCC发动机工作的模态：马赫数小于3为引射模态、马赫数大于3为冲压模态、进气道出口质量流量小于吸气式推进需求限制时为火箭模态；步骤2：对于引射模态，采用公式(6)求得引射系数n，采用公式(3)～(5)求解引射模态出口的气体特性参数cp3、γ3、R3，采用公式(8)和(11)求得出口的速度V3、静温T3和静压p3，其中公式(11)取亚声速解；式中，cp为定压比热容，γ为比热比，R为气体常数，为质量流量，n为引射系数，V为流动速度，A为横截面积，T为温度，p为压力；下标1、2、3分别代表引射火箭出口位置、引射来流出口以及混合室出口，下标f代表二次燃料；步骤3：针对双模态超燃冲压发动机模型，首先判断初始马赫数是否大于1，若小于1，则为亚燃模态；若大于1，则为超燃模态，采用Runge-Kutta方法积分常微分方程组(14)～(16)、(17)～(23)，求解未知数ρ、V、p、Ma、T、a、F、Tt、Pt、s，同时采用公式(24)计算核心流面积Ac；采用公式(26)～(27)求解G(x)的值；式中，ρ为密度；Ma为流动马赫数；f′为摩擦系数；D为水力直径；y为燃料速度在主流方向的分量与主流速度的比值；dX是以下三者之和：(1)浸入在控制体边界内流体中的静止物体的阻力，(2)液滴和液雾因为运动速度低于主流速度产生的阻力，(3)重力或其他力作用在控制体内产生的与速度方向相反的力；dQ为反应释热；dWx为壁面传热和做功之和；dH为焓值变化；F为轴向力；Tt为总温；Pt为滞止压力；s为比熵；为通用...

【专利技术属性】
技术研发人员：张栋，程锋，唐硕，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西,61