【技术实现步骤摘要】
喷管入口非均匀流动参数重构方法、装置、介质及设备
本专利技术涉及超声速喷管流场
，特别地，涉及一种喷管入口非均匀流动参数重构方法、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，且入口参数存在一定的非均匀性，其直接测量难度大，尚无有效的测量手段。目前喷管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出口参数的匹配，导致喷管推力损失较大。因此，现有的喷管入口参数确定方法的主要问题是：喷管入口参数依赖于一维工程估算，无法提供马赫数和压力在喷管入口处的分布，严重影响喷管型面优化设计。
技术实现思路
【技术保护点】
1.一种喷管入口非均匀流动参数重构方法，其特征在于，包括步骤：/nS1、针对喷管划分计算网格，将每个网格点上的流场参数写为ξ
【技术特征摘要】
1.一种喷管入口非均匀流动参数重构方法，其特征在于，包括步骤：
S1、针对喷管划分计算网格，将每个网格点上的流场参数写为ξi＝(ρi,ui,pi)，其中,下标i表示某一网格点，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，其中下标l表示压力测点数，T表示矩阵转置；
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、按照多项式形式给出喷管入口的马赫数和压力的分布形式，并根据所述多项式获得喷管入口待估参量E；
S5、给定取样点数N，在给定的喷管入口待估参量E的初始估计范围进行取样，确定入口参数的初始样本集合，不同喷管入口待估参量E的组合对应于不同的入口马赫数和压力分布形式；
S6、根据初始样本集合中不同的喷管入口待估参量E组合，调用流体计算软件开展喷管流场求解，获得流场的速度、密度和压力分布，并得到包含所有样本的状态向量的矩阵Xf＝(xf(1)xf(2)…xf(N))，其中：
xf＝(ξ1,ξ2,…,ξi,…,ξm,E)T为与每个喷管入口待估参量E组合对应的状态向量，下标m表示网格点数，上标f表示通过计算流场获得的流场状态；
S7、对初始的喷管入口待估参量进行修正；
S8、基于修正后的喷管入口待估参量生成喷管入口马赫数和压力型面重新进行迭代，重复步骤S6～步骤S7，直至喷管入口待估参量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待估参量计算获得与喷管壁面压力对应的喷管流场参数。
2.根据权利要求1所述的喷管入口非均匀流动参数重构方法，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所述的喷管入口非均匀流动参数重构方法，其特征在于，所述按照多项式形式给出喷管入口的马赫数和压力的分布形式具体为：
所述喷管入口待估参量E包括Me、n1、P0,e、c2和n3，其中，Me表示喷管入口中心流马赫数，P0,e表示喷管入口壁面温度，n1、c2、n3为系数，确定喷管入口待估参量E即可完全确定喷管入口马赫数Min和总压P0随喷管入口高度y的分布形式，h为喷管入口高度y的一半。
4.根据权利要求1所述的喷管入口非均匀流动参数重构方法，其特征在于，
所述流体计算软件为CFX或AnsysFluen...
【专利技术属性】
技术研发人员：王前程，赵玉新，王成龙，赵一龙，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
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。