超声速喷管流场及入口参数重构方法、装置、介质及设备制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种超声速喷管流场及入口参数重构方法、装置、介质及设备，所述方法包括步骤：S1、针对喷管划分计算网格，将喷管入口参数和喷管所有网格点上的流场参数构成状态向量；S2、获得喷管壁面压力并构成向量；S3、根据喷管壁面压力测点位置和计算网格确定观测矩阵H；S4、按给定取样点数N在给定喷管入口参数的初始估计范围进行取样，确定初始样本集合；S5、根据初始样本集合中不同的喷管参数组合，基于逆向特征线方法获得初始喷管流场参数及状态向量的矩阵；S6、对喷管入口参数进行修正；S7、基于修正的喷管入口参数进行迭代至收敛，计算获得与喷管壁面压力对应的喷管流场参数。本发明专利技术可实现喷管入口参数的精确、快速重构。

【技术实现步骤摘要】
超声速喷管流场及入口参数重构方法、装置、介质及设备
本专利技术涉及超声速喷管流场
，特别地，涉及一种超声速喷管流场及入口参数重构方法、装置、介质及设备。
技术介绍
现有的超燃冲压发动机的喷管2位于飞行器1尾部，是飞行器1的核心推力部件，直接形成飞行器推力，喷管入口3连接燃烧室4(见图1)。超燃冲压发动机的喷管设计直接依赖于喷管入口参数，喷管入口马赫数、压力等参数的对喷管型面及其推力性能影响显著，不准确的喷管入口参数也是导致喷管推力损失的重要原因。精确确定喷管入口参数对于提高高超声速飞行器性能具有重要意义。由于超燃冲压发动机喷管入口温度高，速度快，入口参数的直接测量难度大，目前入口参数确定主要依赖于粗糙的热力学估算，入口参数确定的精度低，严重影响喷管型面与燃烧室4的出口参数的匹配，导致喷管推力损失较大。现有的喷管入口参数确定方法的主要问题包括：喷管入口参数估计精度低、效果差、且无法给出误差范围，严重影响喷管型面优化设计。
技术实现思路
本专利技术提供了一种超声速喷管流场及入口参数重构方法，以解决目前的现有本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种超声速喷管流场及入口参数重构方法，其特征在于，包括步骤：/nS1、针对喷管划分计算网格，将喷管入口马赫数M

【技术特征摘要】
1.一种超声速喷管流场及入口参数重构方法，其特征在于，包括步骤：
S1、针对喷管划分计算网格，将喷管入口马赫数Min、压力pin、比热比γ和喷管所有网格点上的流场参数ξi＝(ρi,ui,pi)构成状态向量xf＝(ξ1,ξ2,…,ξm,γ,Min,pin)T，其中，i表示某一网格点，m表示网格点数，T表示矩阵转置，f表示通过计算流场获得的流场状态，ρi表示网格点i的密度，ui表示某网格点i的x方向速度分量，pi表示网格点i的压力；
S2、测量并获得喷管壁面压力，根据喷管壁面压力数据构成向量Y＝(p1p2p3…pl)T，其中l表示压力测点数；
S3、根据试验中的喷管壁面压力测点位置和计算网格确定观测矩阵H；
S4、给定取样点数N，在给定喷管入口马赫数Min、压力pin、比热比γ的初始估计范围进行取样，确定喷管入口参数的初始样本集合；
S5、根据所述初始样本集合中不同的喷管入口马赫数Min、压力pin、比热比γ组合，基于逆向特征线方法进行喷管流场参数求解，获得初始喷管流场参数，所述初始喷管流场参数包括速度、密度和压力，并得到包含所有样本的状态向量的矩阵Xf＝(xf(1)xf(2)…xf(N))；
S6、对喷管入口马赫数Min、压力pin、比热比γ进行修正；
S7、基于修正后的喷管入口马赫数和压力重新进行迭代，重复步骤S5～步骤S6，直至喷管入口马赫数Min、压力pin、比热比γ与上一迭代步的差异小于设定阈值时，根据收敛的喷管入口马赫数Min、压力pin、比热比γ计算获得与喷管壁面压力对应的最终喷管流场参数。


2.根据权利要求1所述的超声速喷管流场及入口参数重构方法，其特征在于，步骤S3中，根据试验中的喷管壁面压力测点位置和计算网格确定观测矩阵H时，壁面压力测点位置与计算网格点重合或距离小于设定阈值处对应的观测矩阵H的元素值为1，反之则观测矩阵H的元素值为0。


3.根据权利要求1所述的超声速喷管流场及入口参数重构方法，其特征在于，步骤S5中，所述基于逆向特征线方法进行喷管流场参数求解，具体包括步骤：
基于划分好的计算网格和给定的入口参数，利用逆向特征线通过沿流动方向逐网格层求解流场实现对整个喷管流场参数的求解。


4.根据权利要求3所述的超声速喷管流场及入口参数重构方法，其特征在于，所述基于划分好的计算网格和给定的入口参数，利用逆向特征线通过沿流动方向逐网格层求解流场实现对整个喷管流场参数的求解，具体包括步骤：
S51、利用逆向特征线求取沿流动方向上的第一个待求网格层上所有待求点的流场参数；
S52、沿流动方向逐网格层求解流场参数实现对整个喷管流场参数的求解。


5.根据权利要求4所述的超声速喷管流场及入口参数重构方法，其特征在于，所述步骤S51具体包括：
S511、确定第n+1网格层上待求点j的坐标为(xj,yj)，从点j发出的两个逆向特征线C-和C+与相邻的第n网格层的交点分别为e和h，下标“-”和“+”分别表示右行逆向特征线和左行逆向特征线；
S512、在第n网格层上距离点j最近的位置找到三个点，分别为a、b和c；
S513、通过线性插值给出点e和h速度的估计：






其中，上标“0”表示初始预估值，v表示y方向速度分量，u表示x方向速度分量；
S514、求得逆向特征线C-和C+的斜率：
λ+＝tan(θ++α+)
λ-＝tan(θ--α-)
其中，












上面的关系式中，为速度的绝对值,α为马赫角，θ为流动角，a为声速，T0为总温，R为气体常数；
S515、根据点j的坐标(xj,yj)和逆向特征线C-、C+的斜率λ-、λ+，计算获得两条逆向特征线C-、C+与第n网格层的交点e和h的坐标，分别为(xe,ye)和(xh,yh)；
S516、根据点e和...

【专利技术属性】
技术研发人员：王前程，赵玉新，赵一龙，王成龙，杨润泽，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：湖南;43