一种吸气式高超声速飞行器推力不确定性确定方法技术

本发明专利技术公开了一种吸气式高超声速飞行器推力不确定性分析方法，该方法首先针对吸气式高超声速飞行器推进系统进行建模，在此基础上，通过数值模拟分析了推力随马赫数、迎角及燃油当量比的变化规律。使用随机多项式展开方法，得到了推力的估计值及置信区间。本发明专利技术所提出的分析方法克服了传统方法在计算效率上的限制，可快速高效得到吸气式高超声速飞行器推进系统力学特性，为飞行器初步设计阶段提供了数据支撑。

A method for determining the thrust uncertainty of an aspirated hypersonic vehicle

【技术实现步骤摘要】
一种吸气式高超声速飞行器推力不确定性确定方法
本专利技术属于一种不确定性定量分析领域，特别涉及一种吸气式高超声速飞行器构型的推力不确定性确定方法。
技术介绍
吸气式高超声速飞行器存在着较强的机体/推进系统耦合问题，对该类飞行器的分析离不开推进系统的建模仿真。然而，推进系统的复杂流动特性，使得建模和分析过程中存在很大不确定性，进而影响飞行器力学特性计算的准确性，因此需要有效的推进系统模型及不确定性分析方法。
技术实现思路
根据本专利技术的一个方面，提供了一种吸气式高超声速飞行器推力不确定性分析方法，其特征在于包括：A)建立飞行器前体下表面模型，使用斜激波关系式得到激波后参数，确定发动机捕获流量，包括：把激波后的气流参数表征为：其中：δ为气流折角，β为激波角，γ为比热比，Ma∞、T∞、P∞为来流的马赫数、温度及压力，Ma1、T1、P1为波后气流的马赫数、温度及压力，把发动机捕获流量表征为：其中：Hcap为捕获高度，b为飞行器横向宽度，本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种吸气式高超声速飞行器推力不确定性分析方法，其特征在于包括：/nA)建立飞行器前体下表面模型，使用斜激波关系式得到激波后参数，确定发动机捕获流量，包括：/n把激波后的气流参数表征为：/n

【技术特征摘要】
1.一种吸气式高超声速飞行器推力不确定性分析方法，其特征在于包括：
A)建立飞行器前体下表面模型，使用斜激波关系式得到激波后参数，确定发动机捕获流量，包括：
把激波后的气流参数表征为：












其中：δ为气流折角，β为激波角，γ为比热比，Ma∞、T∞、P∞为来流的马赫数、温度及压力，Ma1、T1、P1为波后气流的马赫数、温度及压力，
把发动机捕获流量表征为：



其中：Hcap为捕获高度，b为飞行器横向宽度，ρ∞、V∞分别为来流密度速度，
B)使用步骤A)得到的气动参数以及捕获流量，采用影响系数法确定发动机内流道段气动参数，即：



其中为质量流量，ρ、v、W分别为流体密度、速度以及摩尔质量，cf为摩擦系数，D为水利直径，cp为流体比热容，y为燃料流动方向参数，dQ为热传导、辐射传热引起的能量变化，dWx为气体做功引起的能量变化，dH为化学反应引起的能量变化，
C)利用步骤B)确定的发动机出口气流参数，结合来流条件及发动机构型，确定发动机推力，即：



其中分别为发动机进口、出口流量，Pout、Vout、Aout分别为发动机出口静压、速度及面积，
D)针对随机参数的不确定性，将马赫数、迎角和燃油当量比...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴志刚，赵黄达，杨超，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11